FR3037411A1 - Procede et systeme de determination automatique d'un profil optimise de descente et d'approche pour un aeronef - Google Patents
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Abstract
Un procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef est fondé sur un calcul arrière de propagation d'un état de l'aéronef le long de segments S(i) depuis un point de départ de calcul arrière jusqu'au point de départ DECEL de mise en œuvre de la décélération de l'aéronef. Le procédé de détermination automatique comporte pour chaque segment S(i) une étape de détermination (112) d'une vitesse optimale VOPT(i) de l'aéronef sur la plage de vitesses de la prochaine configuration aérodynamique C(j+1) à mettre en œuvre en fonction d'une stratégie de décélération prédéterminée et/ou de contraintes prédéterminées inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol.
Description
1 Procédé et système de détermination automatique d'un profil optimisé de descente et d'approche pour un aéronef La présente invention concerne un procédé de détermination automatique d'un profil d'approche optimisant la gestion de la configuration aérodynamique d'un aéronef. La présente invention concerne également un système, configuré pour mettre en oeuvre le procédé de détermination automatique d'un profil d'approche optimisant la gestion de la configuration aérodynamique de l'aéronef. La présente invention concerne également des moyens d'affichage et/ou de saisie de paramètres d'entrée du procédé de détermination automatique. La présente invention concerne également des moyens d'affichage du 15 profil d'approche, déterminé par le procédé de détermination automatique et optimisant la gestion de la configuration aérodynamique de l'aéronef. Aujourd'hui, les avions civils déterminent leur profil vertical de descente à partir des bases de données de navigation, des données entrées dans le plan de vol actif et des données de performances de l'avion. Le profil 20 vertical est établi par le système de gestion de vol FMS (en anglais Flight Management System) qui calcule la trajectoire associée aux performances de l'aéronef permettant de respecter au mieux les contraintes opérationnelles. Le profil vertical prédit en descente et approche, considère certaines 25 hypothèses sur les instants d'extension des actionneurs influant sur la décélération de l'aéronef que sont les becs, les volets, le train d'atterrissage et les aérofreins, ces instants étant également dénommés par la suite les instants de mise en configurations aérodynamiques. Aujourd'hui, ces instants de mise en configurations aérodynamiques 30 sont définis par des vitesses fournies directement par une base de données de performance. Les vitesses classiquement utilisées sont les vitesses de manoeuvre, c'est-à-dire les vitesses minimales de mises en configuration en mode de gestion automatique. Ces instants ne varient donc pas sauf pour les aérofreins qui dépendent des performances de l'avion et des pentes prédites.
35 Cela signifie que ces instants ne tiennent ni compte des conditions 3037411 2 météorologiques réelles, ni de la procédure. Ces instants sont pourtant essentiels pour le calcul du profil de décélération, du temps de vol, de la consommation de carburant et du niveau de bruit perçu au sol. Par exemple, les becs et volets sont étendus aux vitesses de 5 manoeuvre, autrement appelées F / S / 0 respectivement pour la configuration aérodynamique dite FULL (ou 3) dans laquelle les becs et volets sont étendus à un degré élevé, dit d'atterrissage, la configuration aérodynamique dite 2 dans laquelle les becs et les volets sont étendus à un degré moindre, et la configuration dite 1. Ces vitesses sont les vitesses 10 minimales Vmin auxquelles les configurations aérodynamiques peuvent être étendues lorsque l'avion est en mode de gestion automatique par le système de gestion de vol FMS. Par ailleurs, les vitesses de mise en configuration maximales Vmax sont appelées les VFE et assurent que les charges sur la voilure restent acceptables. Ces dernières vitesses sont fournies aux pilotes dans le cockpit. De plus, les pentes verticales des procédures actuelles sont souvent figées pour des raisons simplificatrices (calcul de profil géométrique reposant sur les contraintes d'altitude de la procédure par exemple). Dans le contexte économique et écologique actuel, les compagnies aériennes cherchent à réduire les coûts opérationnels des vols ainsi qu'à réduire leur empreinte environnementale, c'est à dire à diminuer les nuisances environnementales comme le bruit ou les émissions de gaz à effet de serre à travers la réduction de la consommation de carburant. Pour atteindre ces objectifs, de nouvelles procédures d'approche (moindre bruit - sans palier) de type CDA (en anglais Continuous Descent Approach) / CDO (en anglais Continuous Descent Approach) sont proposées. Elles doivent à la fois apporter des bénéfices environnementaux et assurer un meilleur déterminisme notamment sur l'heure prédite de fin de la procédure pour des problèmes de séparation de flux en approche par le contrôle aérien. De manière générale, les procédures de vol dites CDA/CDO consistent à voler plus haut avec un profil d'énergie neutre, c'est-à-dire avec une poussée minimale, sans utiliser les aérofreins, et avec des instants de mise en configuration optimisés au regard de la stabilisation en énergie et de la nuisance sonore.
3037411 3 Ainsi la mise en oeuvre des procédures CDA/CDO conduit à des constructions de profils verticaux très optimisés où la marge de manoeuvre pour rattraper le plan vertical en cas de déviation est réduite. Tenant compte de cette problématique, les instants d'extension des 5 becs et volets jouent donc un rôle majeur dans le calcul des profils de descente et d'approche dans le domaine des procédures de vol dites CDA/CDO. Or, les solutions actuelles pour lesquelles le choix des vitesses de changement de configuration est fixé à une seule valeur, sont très 10 conservatives à cet égard, et ne favorisent pas la réduction des coûts opérationnels comme l'un des objectifs fixés par lesdites procédures CDA/CDO. Les solutions actuelles induisent notamment une consommation de carburant plus élevée. De plus, fixer des vitesses de changement de configuration à une 15 seule valeur revient à fixer le profil de décélération et ne permet pas de l'ajuster en fonction des contraintes de vitesse à satisfaire. De plus encore, les solutions actuelles ne correspondent pas aux pratiques opérationnelles des pilotes, ce qui ne permet pas de prédire de façon fiable et précise la consommation de carburant et le temps de vol 20 jusqu'à l'atterrissage. De façon générale, il n'existe pas aujourd'hui de méthode adaptative permettant d'adapter les vitesses de mise en configuration pour chaque vol, selon les particularités des procédures, des conditions météorologiques, des contraintes de vitesses, temps, bruit et autres paramètres, même si la 25 demande de brevet FR 3005759 Al décrit un procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche optimisé qui permet de modifier les instants de mise en configuration pour s'affranchir de problèmes de pente non-volables. Toutefois, le procédé décrit ne permet pas de traiter l'optimisation des mises en configurations aérodynamiques dans un 30 ensemble de contextes plus riche et plus complexe. L'ajustement des mises en configurations est un élément majeur pour adapter la trajectoire de l'avion et son profil de vitesse aux différentes contraintes opérationnelles. Or aujourd'hui, une modélisation simplifiée de la séquence de mise en configurations aérodynamiques dont les instants sont 35 généralement basés sur des vitesses fixées et minimales, ne permet pas de 3037411 4 couvrir la variabilité des procédures opérationnelles, dites « Dive and Drive » ou « CDA/CDO », et ne représente par conséquent pas les pratiques des pilotes actuelles. Le problème technique est de fournir un procédé de détermination 5 automatique d'un profil optimisé de descente et d'approche pour un aéronef permettant de calculer des vitesses de mise en configurations optimisées et de manière correspondante les instants de changement de configurations aérodynamiques, en considérant les charges sur la voilure et la structure, les vitesses de manoeuvre, la procédure (contraintes de vitesses, temps, bruit, 10 pente) et les coûts opérationnels (consommation de carburant, bruit). Le problème technique est de fournir un procédé de détermination automatique d'un profil optimisé de descente et d'approche pour un aéronef qui permet au pilote d'avoir le choix d'une décélération anticipée ou tardive selon les pratiques habituelles tout en garantissant une capacité de 15 décélération suffisante pour la stabilisation de l'aéronef à 1000 ft AGL (en anglais Above Ground Level) en IFR (en anglais Instrument Flight Rule) ou 500 ft AGL en VFR (en anglais Visual Flight Rule). A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef, mis en 20 oeuvre à partir d'un système de gestion de vol à base d'un ou plusieurs calculateurs électroniques, le profil de descente et d'approche évoluant depuis un point de départ DECEL de mise en oeuvre de la décélération de l'aéronef jusqu'à un point de stabilisation, comportant une séquence de segments définis entre des points caractéristiques successifs dont des points 25 de changement de configurations aérodynamiques prises parmi un ensemble discret de configurations aérodynamiques prédéterminées; le procédé de détermination automatique étant fondé sur un calcul arrière de propagation d'un état de l'aéronef le long des segments de la séquence depuis le point de stabilisation jusqu'au point de départ DECEL de la mise en oeuvre de la 30 décélération de l'aéronef ; et Le procédé de détermination automatique comprenant pour chaque segment courant S(i) parcouru du profil, délimité entre un point caractéristique de départ courant SP(i) associé de calcul arrière et un point caractéristique d'arrivée courant SP(i+1) associé de calcul arrière : 3037411 5 .- une étape de détermination d'une ou de plusieurs prochaines configurations aérodynamiques C(j+1) de l'aéronef à partir d'une configuration courante C(j) active au point caractéristique de départ courant SP(i) de calcul arrière et d'une séquence nominale de changement de 5 configurations aérodynamiques ; et Une étape de détermination et de fourniture pour la ou les prochaines configurations aérodynamiques (Cj+1) d'une plage de vitesses d'utilisation possible de ladite prochaine configuration aérodynamique C(j+1), délimitée par une vitesse minimale Vmm(j+1) et une vitesse maximale Vmax(j+1) ; 10 le procédé de détermination automatique étant caractérisé en ce qu'il comprend pour chaque segment courant parcouru S(i), une étape de détermination d'une vitesse optimale Vop-r(i) de l'aéronef sur la plage de vitesses de la prochaine configuration aérodynamique C(j+1), ladite vitesse optimale VopT(i) de l'aéronef étant fonction d'une stratégie de décélération 15 prédéterminée et/ou de contraintes prédéterminées, inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol. Suivant des modes particuliers de réalisation, le procédé de détermination automatique comprend l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : 20 .- la stratégie de décélération est une stratégie d'optimisation monocritère qui minimise un paramètre pris parmi une consommation de carburant par l'aéronef, un niveau de bruit acoustique généré par l'aéronef, un temps de parcours, ou une stratégie d'optimisation multicritères qui optimise une combinaison de plusieurs critères, au moins l'un d'entre eux 25 étant compris dans l'ensemble formé par une consommation de carburant, un niveau de bruit acoustique et un temps de parcours ; .- les contraintes prédéterminées inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol sont comprises dans l'ensemble des contraintes formées par : des contraintes de vitesse atteinte en un point 30 caractéristique d'un segment supérieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR ABOVE), ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT), ou inférieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR BELOW), ou comprises dans une fenêtre de vitesses prédéterminées (WINDOW) ; et des contraintes de temps d'arrivée en un point 35 caractéristique d'un segment supérieures ou égales à une valeur seuil 3037411 6 prédéterminée (AT OR AFTER), ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT), ou inférieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR BEFORE), ou comprises dans une fenêtre temporelle prédéterminée (WINDOW) ; et des contraintes de bruit respectées à partir d'un point 5 caractéristique d'un segment ; et des contraintes d'altitude atteinte en un point d'extrémité caractéristique d'un segment supérieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR ABOVE), ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT), ou inférieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR BELOW), ou comprises dans une fenêtre de vitesses 10 prédéterminée (WINDOW) ; et des contraintes de consommation de carburant ; .- le procédé de détermination automatique comprend comprend en outre pour chaque segment courant S(i) parcouru, une étape d'intégration numérique dudit segment S(i), permettant de propager l'état de l'avion le long 15 du segment courant S(i) depuis le point de départ caractéristique courant SP(i) associé de calcul arrière vers le point caractéristique d'arrivée courant SP(i+1) associé de calcul arrière, et réalisée en fonction du type du segment courant S(i), défini par le séquenceur, et d'une condition d'arrêt, définie par soit l'atteinte de la vitesse optimale de l'aéronef dans le segment courant, 20 soit l'atteinte du point caractéristique d'arrivée courant associé de calcul arrière sans avoir atteint la vitesse optimale de l'aéronef ; .- le type de segment est compris dans l'ensemble formé par: le segment de type FPA (Flight Path Angle) consistant à fixer une pente par rapport au sol ; et le segment de type OPEN consistant à fixer un régime 25 moteur ; et le segment de type VS consistant à fixer une vitesse verticale ; et le segment de type LEVEL consistant à fixer une altitude; les segments de type FPA, OPEN, VS, LEVEL pouvant être mis en oeuvre au choix en mode décéléré, en mode à vitesse constante ou en mode accéléré ; .- le procédé de détermination automatique comprend une étape de 30 test de volabilité, exécutée lorsque la vitesse optimale de l'aéronef est atteinte, consistant à: déterminer une pente limite FPAlin, associée au déploiement de la nouvelle configuration C(j-F1) comme une pente maximale en valeur absolue permettant le maintien de la vitesse de l'aéronef en poussée « idle » sans aérofrein et sans accélération, et comparer la pente du 35 segment courant S(i) à la pente limite FPAlin, déterminée ; 3037411 7 .- lorsque le point caractéristique formant le point d'arrivée courant associé de calcul arrière est atteint sans avoir atteint la vitesse optimale de l'aéronef, les performances sont comparées en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie entre une première solution consistant à anticiper 5 le changement de configuration aérodynamique en le point d'arrivée du segment courant S(i), et une deuxième solution consistant à ne pas anticiper le changement de configuration aérodynamique courant ; et dans le cas où la performance en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie de la première solution est meilleure que celle de la deuxième solution, une pente 10 limite FPAlim, associée au déploiement de la nouvelle configuration aérodynamique est déterminée comme une pente maximale permettant le maintien de la vitesse de l'aéronef en poussée « idle » sans aérofrein et sans accélération, puis la pente du segment courant S(i) est comparée à la pente limite FPAlim ; 15 .- lorsque la pente du segment courant S(i) est supérieure ou égale à la pente limite FPAum sur la nouvelle configuration nominale prévue, il est recherché si une configuration aérodynamique alternative de la nouvelle configuration aérodynamique nominale existe, et s'il est déterminé qu'une nouvelle configuration aérodynamique alternative existe, pour cette 20 alternative les performances sont comparées en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie entre une première solution consistant à anticiper le changement de configuration aérodynamique en le point d'arrivée du segment courant avec cette alternative, et une deuxième solution consistant à ne pas anticiper le changement de configuration aérodynamique courant ; 25 et dans le cas où pour cette alternative la performance en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie de la première solution est meilleure que celle de la deuxième solution, alors une pente limite FPAlim associée au déploiement de la nouvelle configuration aérodynamique alternative est déterminée comme une pente maximale en valeur absolue 30 permettant le maintien de la vitesse de l'aéronef en poussée « idle » sans aérofrein et sans accélération, puis la pente du segment courant S(i) est comparée à la pente limite FPAim déterminée ; alors dans le cas où la pente du segment courant S(i) est strictement inférieure ou égale en valeur absolue à la pente limite FPAiim déterminée, dans une étape de modification de la 35 configuration aérodynamique courante, le changement de configuration 3037411 8 aérodynamique courante en la nouvelle configuration aérodynamique alternative est réalisé ; et dans le cas où il n'existe pas de nouvelle configuration aérodynamique alternative pour laquelle la pente du segment courant S(i) est strictement inférieure ou égale en valeur absolue à la pente 5 limite FPAlim déterminée la configuration aérodynamique courante est maintenue pour l'intégration du prochain segment S(i+1) ; .- lorsque la pente du segment courant S(i) est strictement inférieure ou égale à la pente limite FPAIim pour la nouvelle configuration aérodynamique C(j+1), dans une étape de modification de la configuration 10 aérodynamique courante, le changement de configuration aérodynamique courante en la nouvelle configuration aérodynamique nominale selon la séquence nominale du séquenceur est réalisée ; .- lorsque le point caractéristique d'arrivée courant associé de calcul arrière est atteint sans avoir atteint la vitesse optimale de l'aéronef, les 15 performances sont comparées en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie entre une première solution consistant à anticiper le changement de configuration aérodynamique en le point caractéristique d'arrivée du segment courant, et une deuxième solution consistant à ne pas anticiper le changement de configuration aérodynamique courant ; et dans le 20 cas où la performance en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie de la deuxième solution est meilleure que celle de la première solution, il est recherché si une configuration aérodynamique alternative de la configuration aérodynamique nominale existe, et s'il est déterminé qu'une configuration aérodynamique alternative existe, pour cette alternative les 25 performances sont comparées en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie entre une première solution consistant à anticiper le changement de configuration aérodynamique en le point d'arrivée du segment courant avec cette alternative, et une deuxième solution consistant à ne pas anticiper le changement de configuration aérodynamique courant.
30 L'invention a également pour objet un procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef, mis en oeuvre à partir d'un système de gestion de vol à base d'un ou plusieurs calculateurs électroniques, le profil de descente et d'approche évoluant depuis un point de départ DECEL de mise en oeuvre de la décélération de 35 l'aéronef jusqu'à un point de stabilisation, comportant une séquence de 3037411 9 phases de vol horizontales et verticales passant par des points caractéristiques successifs dont des points de changement de configurations aérodynamiques prises parmi un ensemble discret de configurations aérodynamiques prédéterminées C(j); le procédé de détermination 5 automatique étant fondé sur un calcul de trajectoire optimisée qui intègre directement le couplage de phases de vol horizontales et verticales dans le plan de vol et étant caractérisé en ce qu'il comprend : .- une étape de fourniture de configurations aérodynamiques C(j) et de calcul pour chaque configuration aérodynamique d'une plage de vitesses 10 d'utilisation possible de ladite configuration aérodynamique, délimitée par une vitesse minimale Vram(j) et une vitesse maximale Vmax(j) ; et .- une étape de formulation d'un problème de calcul d'une trajectoire globale depuis le point de départ DECEL jusqu'au point de stabilisation sous la forme d'un problème de commande optimale ; et 15 .- une étape de résolution du problème de commande optimale avec un arbitrage entre les contraintes d'utilisation des configurations aérodynamiques pour déterminer leur séquence optimale, un calcul des points caractéristiques et un calcul des vitesses de mises en configuration VopT(j) optimisées en fonction d'une stratégie de décélération prédéterminée 20 et/ou de contraintes prédéterminées inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol. L'invention a également pour objet un système de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef comprenant un système de gestion de vol à base d'un ou plusieurs 25 calculateurs électroniques, des moyens de saisie de données pour permettre à un pilote d'entrer des données dans le système de gestion de vol, un ou plusieurs afficheurs pour afficher un ou plusieurs profils de descente de l'aéronef, et dans lequel : .- le profil de descente et d'approche de l'aéronef est prévu pour évoluer 30 depuis un point de départ DECEL de mise en oeuvre de la décélération de l'aéronef jusqu'à un point de début de calcul arrière, et comporte une suite de segments définis entre des points caractéristiques successifs et des positions de changement de configurations aérodynamiques prises parmi un nombre entier de configurations aérodynamiques prédéterminées ; et 3037411 10 .- le système de gestion de vol (10) est configuré pour mettre en oeuvre un procédé de détermination automatique, fondé sur un calcul arrière de propagation d'un état de l'aéronef le long des segments de la suite depuis le point de départ de calcul arrière jusqu'au point de départ DECEL de la mise 5 en oeuvre de la décélération de l'aéronef ; et mettre en oeuvre pour chaque segment courant S(i) parcouru du profil, délimité entre un point caractéristique de départ courant SP(i) associé de calcul arrière et un point caractéristique d'arrivée courant SP(i+1) associé de calcul arrière, .* une étape de détermination d'une ou de plusieurs prochaines 10 configurations aérodynamiques C(j+1) de l'aéronef à partir d'une configuration courante C(j) active au point caractéristique de départ courant SP(i) de calcul arrière et d'une séquence nominale de changement de configurations aérodynamiques ; et .* une étape de détermination et de fourniture pour la ou les prochaines 15 configurations aérodynamiques (Cj+1) d'une plage de vitesses d'utilisation possibles de ladite configuration aérodynamique C(j+1), délimitée par une vitesse minimale Vrnin(j+1) et une vitesse maximale Vmax(j+1) ; le système de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche étant caractérisé en ce que : 20 .- les moyens de saisie et le système de gestion de vol sont configurés pour laisser le choix au pilote d'entrer et sélectionner une stratégie de décélération ; et .- le système de gestion de vol est configuré pour déterminer pour chaque segment courant parcouru S(i) une vitesse optimale VopT(j+1) de l'aéronef 25 sur la plage de vitesses de la prochaine configuration aérodynamique C(j+1) en fonction de la stratégie de décélération choisie et/ou de contraintes prédéterminées inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol. Suivant des modes particuliers de réalisation, le système de 30 détermination automatique comprend l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : .- le système de gestion de vol est configuré pour fournir au pilote au travers d'un ou plusieurs afficheurs les vitesses optimales de changement de configuration aérodynamiques et/ou les pseudo-points de passage sur la 35 trajectoire prédite où effectuer les changements de configuration 3037411 11 aérodynamique et/ou fournir à un pilote automatique les vitesses optimales de changement de configuration aérodynamiques et/ ou les instants de changement de configuration aérodynamique pour actionner le ou les actionneurs correspondants ; 5 .- le système de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef comprend en outre un ensemble d'actionneurs, formés par des becs, des volets, des aérofreins, un train d'atterrissage de l'aéronef, pour mettre en oeuvre les différentes configurations aérodynamiques permises par le séquenceur ; chaque configuration 10 aérodynamique étant caractérisée par une combinaison d'états de déploiement des actionneurs parmi les becs, les volets, les aérofreins, le train d'atterrissage, les états de déploiements des actionneurs étant fournis chacun par un paramètre représentatif d'un premier angle formé par les becs avec une première direction prédéterminée, d'un deuxième angle formé par 15 les volets avec une deuxième direction prédéterminée, d'un troisième angle formé par les aérofreins avec une troisième direction prédéterminée ; et de l'état de sortie du train d'atterrissage. L'invention a également pour objet un afficheur de changements de configurations aérodynamiques déterminés selon le procédé de 20 détermination automatique décrit ci-dessus comportant : .- un premier écran d'affichage d'un profil de navigation latéral et/ou d'un profil de descente vertical en altitudes et/ou en vitesses incluant chacun des pseudo-points de passage en chacun desquels un changement de configuration aérodynamique a lieu, les positions géographiques des 25 pseudo-points de passage variant en fonction de la stratégie de décélération choisie ; et/ ou .- un deuxième écran d'affichage d'un bandeau de vitesses possibles d'utilisation d'une configuration aérodynamique sélectée et/ou d'une vitesse optimisée d'extension de la configuration aérodynamique correspondant à un 30 choix de stratégie de décélération et un plan de vol entré. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description de plusieurs formes de réalisation qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple et faite en se référant aux dessins sur lesquels : 3037411 12 la Figure 1 est une vue d'un système de gestion de vol de type FMS pour un aéronef configuré pour mettre en oeuvre le procédé de détermination automatique de l'invention ; La Figure 2 est un ordinogramme d'un procédé de détermination 5 automatique selon l'invention mis en oeuvre par le système de gestion de vol de la Figure 1 ; Les Figures 3A et 3B sont des vues respectives d'un affichage de la saisie de la sélection d'une stratégie de décélération, ici nominale, et d'un affichage de navigation incluant des points de changement de 10 configurations aérodynamiques correspondant à la stratégie de décélération nominale sélectionnée ; Les Figures 4A et 4B sont des vues respectives d'un affichage de la saisie de la sélection d'une stratégie de décélération, ici retardée, et d'un affichage de navigation incluant des points de changement de 15 configurations aérodynamiques correspondant à la stratégie de décélération retardée sélectionnée; Les Figures 5A et 5B sont des vues respectives d'un affichage de la saisie de la sélection validée d'une stratégie de décélération, ici retardée, et d'un affichage de navigation validée incluant des points de 20 changement de configurations aérodynamiques correspondant à la stratégie de décélération retardée sélectionnée; La Figure 6 est une vue d'un affichage vertical en altitudes et en vitesses comparatif des profils associés respectivement à une stratégie de décélération nominale et une stratégie de décélération 25 retardée ; La Figure 7 est une vue d'un afficheur des informations de vitesses permettant les changements de configurations aérodynamiques déterminées par le procédé de détermination automatique de la Figure 2.
30 Généralement et classiquement, lors de la préparation du vol ou lors d'un déroutement, l'équipage entre son plan de vol dans un système de gestion de vol, communément appelé FMS d'après l'expression anglaise « Flight Management System ». De manière connue, à partir du plan de vol défini par le pilote sous la 35 forme d'une liste de points de passage appelés « waypoints » et de 3037411 13 procédures concernant le départ, les couloirs aériens (en anglais airways) d'arrivées, les missions, la trajectoire latérale est calculée en fonction de la géométrie de tronçons entre les points de passage (appelés couramment LEG) et/ou des conditions d'altitude et de vitesse qui sont utilisées pour le 5 calcul du rayon de virage. Sur cette trajectoire latérale, le FMS optimise une trajectoire verticale, respectant des contraintes éventuelles d'altitude, de vitesse, de temps, de pente. Pour prévoir le comportement de l'avion et ainsi déterminer la trajectoire, le FMS utilise une base de données de performances qui permettent de 10 prévoir le comportement de l'avion pour un état donné. Classiquement, lorsque l'aéronef est un avion, un état de l'aéronef appelé « état avion » est défini comme l'ensemble formé de tous les paramètres influant sur la mécanique de vol de l'avion : en particulier la pente, mais aussi poussée, tramée, masse, vitesse, altitude, configuration 15 aérodynamique, etc. Suivant la Figure 1 et une représentation fonctionnelle d'un système de gestion de vol pour un aéronef, un système de gestion de vol FMS 10, basé sur un ou plusieurs calculateurs électroniques, dispose d'une interface homme-machine 12 comprenant des moyens de saisie, par exemple formés 20 par un clavier, et des moyens d'affichage, par exemple formés par un écran d'affichage, ou bien simplement un écran d'affichage tactile, ainsi que des modules remplissant les différentes fonctions décrites dans la norme ARINC 702 intitulée « Advanced Flight Management Computer System », de décembre 1996. Le procédé selon l'invention peut être réalisé dans le cadre 25 d'une architecture comparable, mais pas restreinte à celle-ci. Le système de gestion de vol FMS 10 FMS est configuré pour mettre en oeuvre tout ou partie des fonctions de la norme ARINC 702 au travers des différents modules suivants : .- un module de navigation 14, dénommé LOCNAV, pour effectuer la 30 localisation optimale de l'aéronef en fonction de moyens de géo-localisation 16 tels que le géo-positionnement par satellites ou GPS, GALILEO, les balises de radionavigation VHF (en anglais Very High Frequency), les centrales inertielles. Ce module communique avec les dispositifs de géolocalisation précités ; 3 0 3 74 1 1 14 .- un module de détermination de plans de vol 18, dénommé « FPLN », pour saisir les éléments géographiques constituant le squelette de la route à suivre, tels que les points imposés par les procédures de départ et d'arrivée, les points de cheminement ou de passage dénommés en anglais 5 «waypoints », les couloirs aériens, communément désignés « airways » selon la terminologie anglaise ; .- une base de donnée de navigation 20, dénommée NAVDB, pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases relatives aux points, balises, et aux portions de 10 trajectoires, également appelées « legs » d'interception ou d'altitude... ; .- une base de données de performances 22, dénommée PRF DB, contenant des informations relatives aux paramètres aérodynamiques et aux performances des moteurs de l'aéronef, ainsi qu'à son domaine d'emploi ou, modèle de vol ; 15 .- un module 24 de détermination de trajectoire latérale, dénommé TRAJ, 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) ; .- un module de prédictions 26, dénommé PRED, pour construire un 20 profil vertical optimisé sur la trajectoire latérale, et donnant les estimations de distance, heure, altitude, vitesse, carburant et vent notamment sur chaque point, à chaque changement de paramètre de pilotage et à chaque changement de destination, qui seront affichées à l'équipage. Les fonctions faisant l'objet de l'invention affectent notamment cette partie du calculateur et 25 il est à remarquer que les modules 24 et 26 peuvent être intégrés en un seul module TRAJ-PRED qui prend en charge globalement les calculs latéraux et verticaux ; .- un module de guidage 28, dénommé GUIDANCE, pour guider dans le plan latéral et le plan vertical l'aéronef sur sa trajectoire tridimensionnelle, 30 tout en respectant la vitesse, à l'aide des informations calculées par le module de prédictions 26. Dans un aéronef équipé d'un dispositif de pilotage automatique 30, ce dernier échange des informations avec le module de guidage 28; .- un moyen de liaison 32 de transport de données numériques, 35 dénommé DATALINK, pour échanger des informations de vol entre les 3037411 15 modules de plan de vol et de prédictions et les centres de contrôle ou les autres aéronefs 34. Suivant la Figure 2 et un mode de réalisation préféré, un procédé de détermination automatique 102 d'un profil optimisé de descente et 5 d'approche pour un aéronef selon l'invention est initialisé par le pilote, lors de la saisie d'un plan de vol et du choix d'une stratégie DECEL. De manière générale, le procédé de détermination automatique 102 est basé sur le calcul des prédictions FMS et consiste à calculer une décélération tardive optimale d'un aéronef en approche. Ce calcul inclut un 10 calcul des vitesses de mises en configuration atteignables, minimales et maximales, un calcul des points caractéristiques de la trajectoire et un calcul des vitesses de mises en configuration optimisées en tenant compte des différentes contraintes (fuel, temps, bruit, charges, etc). Le procédé de détermination automatique 102 repose sur un 15 séquenceur, qui correspond à une machine à états classique, dont les variantes sont parfaitement connues de l'homme du métier. Ce séquenceur définit la séquence de segments à utiliser et contient une stratégie prédéfinie d'enchainement d'intégrations de différents types de segments. Les segments utilisés peuvent traduire les différents modes de guidage de 20 l'aéronef, en s'appuyant par exemple sur quatre types de segments. Les segments de pente, dénommés FPA (en anglais Flight Path Angle), consistent à fixer une pente par rapport au sol ; les segments OPEN consistent à fixer un régime moteur; les segments de vitesse verticale, dénommé VS (Vertical Speed), consistent à fixer une vitesse verticale; les 25 segments de niveau d'altitude ou paliers, dénommés LEVEL consistent à fixer une altitude. Chacun de ces quatre types de segments se déclinent en deux catégories, les segments d'accélération (ou décélération) et les segments à vitesse CAS ou MACH constants. Le séquenceur assemble ainsi, selon la stratégie prédéfinie, ces différents segments pour construire la 30 trajectoire de l'aéronef à partir d'un état de l'aéronef initial, dénommé « état avion » initial. L'état avion est ainsi propagé par intégration numérique le long d'un segment de type donné jusqu'à l'atteinte d'une ou plusieurs des conditions de sortie, marquant la fin du segment courant, et le début d'un nouveau segment. Les conditions de sorties peuvent être définies par une 35 vitesse, une altitude et/ou une distance selon le type de segment considéré.
3037411 16 Par exemple, un segment LEVEL à vitesse constante ne peut se terminer que sur une condition de distance, tandis qu'un segment FPA à vitesse constante peut se terminer sur une condition d'altitude ou de distance. L'état avion final en fin de segment constitue l'état avion initial du segment suivant, 5 et est ainsi propagé jusqu'à l'atteinte des conditions finales du calcul. Des variantes en accélération et en décélération peuvent également être utilisées. L'invention est décrite en lien étroit avec le mécanisme de séquencement et d'intégration numérique puisqu'elle implique la définition 10 d'une vitesse optimisée VopT actualisée, remplaçant les VCC existantes, et qui constitue une condition de sortie des segments d'intégration numérique. De plus, elle implique éventuellement des itérations de façon à optimiser la configuration aérodynamique de l'avion sur les segments considérés. Toutefois, la même logique peut être appliquée de manière analogue par la 15 formulation de contraintes formelles équivalentes à ces conditions de sortie. Le procédé de détermination automatique 102 selon l'invention est fondé sur les algorithmes de calcul des prédictions qu'utilisent classiquement les systèmes de gestion de vol FMS actuels. Selon le mode de réalisation préféré de l'invention, le procédé de 20 détermination automatique 102 est appliqué au moyen d'un calcul de trajectoire arrière, dénommé backward en anglais, et permet d'établir successivement différentes configurations aérodynamiques jusqu'à l'établissement de la configuration lisse suivant un ordre prédéfini par le séquenceur de la machine à états et dépendant de la stratégie de 25 décélération choisie par le pilote. Une configuration aérodynamique est définie ici dans un sens large comme étant une configuration aérodynamique correspondant à une combinaison permise des états de déploiement des éléments de décélération ou actionneurs de l'aéronef que sont les becs, les volets, les trains 30 d'atterrissage et éventuellement les aérofreins. Les états de déploiement des actionneurs sont fournis chacun par un paramètre représentatif d'un premier angle formé par les becs avec une première direction prédéterminée, d'un deuxième angle formé par les volets avec une deuxième direction prédéterminée, d'un troisième angle formé par 35 les aérofreins avec une troisième direction prédéterminée, et l'état de sortie 3037411 17 du train d'atterrissage. Ainsi une configuration aérodynamique de l'aéronef peut être définie et identifiée par un vecteur associé des états de déploiement des différents actionneurs de l'aéronef. Le procédé de détermination automatique 102 comprend un ensemble 5 d'étapes. Dans une première étape d'initialisation et de saisie 104, le pilote saisit classiquement un plan de vol FPLN au travers de son afficheur de gestion de vol FMD. Dans la même première étape 104, le pilote saisit et sélectionne une stratégie de décélération DECEL dans un menu d'au moins 10 deux stratégies de décélération différentes dont une première stratégie de décélération nominale, désignée par NOMINAL. Par exemple, une deuxième stratégie de décélération, désignée par LATE, met en oeuvre plus tardivement la décélération de l'aéronef que la première stratégie de décélération nominale.
15 Suivant une variante de l'étape 104, la deuxième stratégie d'optimisation LATE est systématiquement présélectionnée sans demander l'avis du pilote. Puis, dans une deuxième étape d'initialisation de calcul arrière 106, un compteur i de segment courant S(i) est mis à 1 pour mettre en oeuvre le 20 procédé 102 selon l'invention et l'intégration d'un premier segment noté S(1). De manière générale, le profil de descente et d'approche évolue depuis un point de départ, désigné par DECEL, de début de la mise en oeuvre de la décélération de l'aéronef jusqu'à un point de début de calcul arrière qui correspond à un point de stabilisation de l'aéronef avant 25 l'enclenchement de la phase d'atterrissage. De manière générale, le profil de descente et d'approche comporte une séquence ou suite d'un nombre entier N de segments S(i), définis entre des points caractéristiques successifs SP(i), SP(i+1) et des positions de changement de configurations aérodynamiques prises parmi un ensemble de 30 configurations aérodynamiques. L'entier i désignant un indice ou un rang de numérotation et de parcours des segments le long du profil, un segment S(i) est délimité par un point caractéristique de départ de calcul arrière et un point caractéristique d'arrivée de calcul arrière, désignés respectivement par SP(i) et SP(i+1).
3037411 18 Le procédé de détermination automatique 102 est fondé sur un calcul arrière de propagation d'un état de l'aéronef le long des segments S(i) de la séquence, i variant de 1 à N depuis le point de départ de calcul arrière SP(1), aussi appelé point de stabilisation, jusqu'au point de départ SP(N+1) DECEL 5 de la mise en oeuvre de la décélération de l'aéronef. Le point de départ de calcul arrière SP(1) est le point caractéristique de départ du premier segment S(1) et constitue un point de stabilisation de l'aéronef à au moins 1000 pieds au-dessus du niveau sol AGL (en anglais « Above Ground Level ») en mode de vol aux instruments IFR (en anglais 10 Instrument Flight Rule) ou à au moins 500 pieds au-dessus du niveau sol AGL en mode de vol visuel VFR (en anglais Visual Flight Mode), une marge opérationnelle pouvant être éventuellement ajoutée à ces minima. Le segment courant étant initialisé par le premier segment S(1) avec une première configuration aérodynamique, dite d'atterrissage (3 ou FULL) 15 sélectionnable par le pilotage, associée à son point caractéristique de départ, dans la même deuxième étape d'initialisation 106, la prochaine configuration aérodynamique de l'aéronef est déterminée en fonction des différents actionneurs disponibles et de la séquence des configurations aérodynamiques prévue ou programmée par le séquenceur de la machine à 20 états, selon les informations fournies par la base de données 22 PERF DB. Puis dans la même deuxième étape d'initialisation 106, pour la prochaine configuration aérodynamique prévue pour le premier segment S(1), on calcule et fournit une plage de vitesses d'utilisation possible de ladite prochaine configuration aérodynamique, la plage de vitesses étant 25 délimitée par une vitesse minimale Vmin et une vitesse maximale Vmax. La plage de vitesses autorisées tient compte notamment des charges maximales autorisées sur la voilure de l'aéronef et fournies dans une base de données détaillant les performances de l'avion, et de la masse de l'aéronef au point caractéristique de départ SP(1) du premier segment S(1) 30 fourni par l'état avion en ce point SP(1). Puis, dans une boucle 108 de parcours des segments S(i) décrite par l'indice i de parcours des segments, dans une troisième étape 110 de calcul des prochaines conditions caractéristiques, les conditions caractéristiques du point caractéristique d'arrivée SP(i+1) du segment courant S(i) sont 35 déterminées. Dans cette troisième étape 110, les prochaines conditions 3037411 19 caractéristiques du point caractéristique d'arrivée sont des conditions d'arrêt pour l'intégration numérique du segment courant S(i). Le ou les prochains points d'arrêts susceptibles de former le point caractéristique d'arrivée sont notamment déterminés à partir du plan de vol et de la procédure volée, et 5 pourront être : .- soit des points de passage, dénommés en anglais waypoints, auxquels pourront être associées des contraintes ; ou .- des points définis par une latitude/longitude sol flottante le long de la trajectoire (pseudo-points de passage appelés en anglais pseudo-waypoints, 10 entrée de zone de bruit contrainte, etc.) ; ou .- des altitudes caractéristiques avec vitesse limite par exemple. Ensuite, dans une quatrième étape de calcul de vitesse optimisée Vop-r(i) 112, pour le segment courant S(i) une vitesse optimale de l'aéronef est déterminée sur la plage de vitesses de la prochaine configuration 15 aérodynamique associée au segment courant S(i) en fonction d'une stratégie de décélération prédéterminée et/ou de contraintes prédéterminées inhérentes à la procédure de vol ou introduites par un pilote dans son plan de vol. La stratégie de décélération est une stratégie d'optimisation 20 monocritère qui minimise un paramètre pris parmi une consommation de carburant, un niveau de bruit acoustique, un gabarit de puissance de bruit acoustique, un temps de descente, ou une stratégie d'optimisation multicritères qui optimise une combinaison de plusieurs critères, l'un d'entre eux étant compris dans l'ensemble formé par la consommation de carburant, 25 le niveau de bruit acoustique et le temps de descente. Les contraintes prédéterminées inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol sont comprises dans l'ensemble des contraintes formées par : .- des contraintes de vitesse atteintes en un point caractéristique d'un 30 segment supérieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR ABOVE), ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT), ou inférieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR BELOW), ou comprises dans une fenêtre de vitesses prédéterminée (WINDOW) ; et .- des contraintes de temps d'arrivée en un point caractéristique d'un 35 segment supérieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR 3037411 20 AFTER), ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT), ou inférieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR BEFORE), ou comprises dans une fenêtre temporelle prédéterminée (WINDOW) ; et .- des contraintes de bruit maximum respectées à partir d'un point 5 caractéristique d'un segment ou sous une altitude donnée; et .- des contraintes d'altitude atteintes en un point d'extrémité caractéristique d'un segment supérieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR ABOVE), ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT), ou inférieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR 10 BELOW), ou comprises dans une fenêtre de vitesses prédéterminée (WINDOW) ; et .- des contraintes de consommation de carburant. Puis, dans une cinquième étape 114 d'intégration numérique de segment courant, l'intégration numérique du segment courant S(i) est réalisée pour 15 permettre la propagation de l'état de l'avion le long du segment courant S(i) depuis le point de départ caractéristique courant SP(i) associé de calcul arrière vers le point caractéristique d'arrivée courant SP(i-F1) associé de calcul arrière en fonction du type du segment courant, défini par le séquenceur, et d'une condition d'arrêt, définie par : 20 .- soit l'atteinte de la vitesse optimale VopT(i) de l'aéronef dans le segment courant S(i); .- soit l'atteinte du point caractéristique d'arrivée courant SP(i+1) associé de calcul arrière sans avoir atteint la vitesse optimale de l'aéronef. Dans une septième étape d'aiguillage 116, une huitième étape 118 de 25 vérification de non dépassement d'un seuil de pente limite autorisé pour le segment courant S(i) est exécutée lorsque la vitesse optimale Vop-r(i) de l'aéronef est atteinte dans le segment courant S(i), ou une neuvième étape 120 d'évaluation d'intérêt à anticiper un changement de configuration aérodynamique est mis en oeuvre lorsque le point caractéristique d'arrivée 30 courant SP(i+1) associé de calcul arrière est atteint sans avoir atteint la vitesse optimale Vopi-(i) de l'aéronef. Dans la huitième étape 118, une pente limite FPAlim(i) associée au déploiement de la prochaine configuration aérodynamique est déterminée comme étant la pente maximale suivie par l'aéronef permettant le maintien 35 de la vitesse de l'aéronef en poussée « idle » sans aérofrein et sans 3037411 21 accélération, et la pente associée du segment courant S(i) est ensuite comparée à la pente limite FPAlim (i) précédemment déterminée. L'objectif de cette fonction de maintien est d'éviter les descentes trop raides, communément appelées en anglais « TOO STEEP PATH ».
5 Dans la neuvième étape 120, les performances, en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie, d'une première solution consistant à anticiper le changement de configuration aérodynamique en le point d'arrivée du segment courant, et d'une deuxième solution consistant à ne pas anticiper le changement de configuration aérodynamique courant sont 10 comparées Puis dans une dixième étape d'aiguillage 122, la huitième étape 118 est exécutée lorsque la performance de la première solution en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie est meilleure que celle de la deuxième solution, ou sinon une onzième étape 124 est exécutée.
15 Dans la onzième étape 124, il est recherché si une configuration aérodynamique alternative de la configuration aérodynamique nominale existe, en étant équivalente en termes de rang dans la séquence nominale d'enchainement des configurations aérodynamiques nominales. Dans une douzième étape d'aiguillage 126, au moins les neuvième et 20 dixième étapes 120, 122 sont exécutées lorsqu'il existe une configuration aérodynamique alternative et équivalente de la configuration aérodynamique nominale prévue par le séquenceur, ou une treizième étape 128 de maintien de la configuration aérodynamique courante ou actuelle est exécutée lorsqu'il n'existe pas ou n'existe plus de configuration aérodynamique alternative et 25 équivalente de la configuration aérodynamique nominale prévue par le séquenceur. La mise en oeuvre de la treizième étape 128 est une conséquence du refus par l'étape 118 ou l'étape 120 de procéder à l'activation de la prochaine configuration aérodynamique prévue en le point caractéristique d'arrivée 30 SP(i+1) du segment courant S(i). L'activation du ou des actionneurs de configuration aérodynamique actuelle étant maintenue pour le segment courant S(i), la prochaine configuration aérodynamique nominale à prévoir pour le prochain segment S(I+1) sera identique la prochaine configuration aérodynamique nominale déterminée pour le segment courant S(i).
3037411 22 Dans une quatorzième étape d'aiguillage 130, consécutive à la huitième étape 118, la onzième étape 124 est exécutée lorsque la pente associée au segment courant S(i) est supérieure ou égale à la pente limite (i), ou une quinzième étape 132 de modification de la configuration 5 aérodynamique du point caractéristique d'arrivée SP(i+1) du segment courant est exécutée lorsque la pente associée au segment courant S(i) est strictement inférieure à la pente limite FPAIim (0. Dans la quinzième étape 132, la configuration aérodynamique de l'aéronef est modifiée en activant la nouvelle configuration en le point 10 caractéristique d'arrivée du segment courant S(i). Puis dans une seizième étape 134, la ou les prochaines configurations (au moins la prochaine configuration nominale et des configurations alternatives le cas échéant) sont déterminées en fonction des différents actionneurs disponibles et de la séquence des configurations 15 aérodynamiques prévues ou programmées par le séquenceur de la machine à états selon les informations fournies par la base de données 22 PERF DB. Dans une dix-septième étape 136, pour la prochaine configuration aérodynamique prévue pour le prochain segment S(i+1), une plage de vitesses d'utilisation possible de ladite prochaine configuration 20 aérodynamique est calculée et fournie, la plage de vitesse étant délimitée par une vitesse minimale Vrnin(i+1) et une vitesse maximale Vmax(i+1). La plage de vitesses autorisées tient compte notamment des charges maximales autorisées sur la voilure de l'aéronef et fournies dans une base de données détaillant les performances de l'avion, et de la masse de l'aéronef au point 25 caractéristique d'arrivée SP(i+1) du segment courant S(i) fourni par l'état avion en ce point calculé dans l'étape d'intégration du segment courant S(i). Dans une dix-huitième étape 138, consécutive à l'étape 128 ou l'étape 136, tant que la phase de décélération n'est pas terminée ou de façon plus restreinte tant que l'aéronef n'est pas en configuration lisse trains rentrés, 30 l'indice courant i de parcours des segments est incrémenté d'une unité. La configuration aérodynamique maintenue dans l'étape 128 ou la nouvelle configuration activée dans l'étape 132 deviennent la configuration aérodynamique active du point caractéristique de départ SP(i) du segment courant S(i) après incrémentation de l'indice courant i. En outre, la ou les 35 prochaines configurations aérodynamiques déterminées dans l'étape 134 3037411 23 dans le cas d'une modification du segment précédent, ou la ou les prochaines configurations déterminées antérieurement à l'étape 128 dans le cas de maintien de la configuration actuelle, constituent la ou les prochaines configurations aérodynamiques à activer si cela est possible pour le segment 5 actuel ou courant S(i) obtenu en sortie de la dix-huitième étape 138. L'algorithme de la boucle 108 s'arrête lorsque la phase de décélération est terminée ou de façon plus restreinte lorsque que l'aéronef est en configuration lisse trains rentrés. Un profil de descente et d'approche est obtenu par assemblage des 10 segments dans un sens inverse de celui du calcul arrière. Le procédé de détermination automatique 102 tel que décrit ci-dessus permet de prédire et de présenter à l'équipage des points de mise en configuration ou d'activation de différentes configurations aérodynamiques, optimisés au regard de différents critères considérés seuls ou en 15 combinaison que sont : .- une ou des contraintes de vitesse, .- une ou des contraintes de temps, .- une optimisation de la consommation de carburant, .- une minimisation du bruit acoustique, 20 .- des charges sur la voilure. Il est à remarquer que la volabilité du profil sera toujours combinée à un plusieurs des critères précités. Le procédé de détermination automatique 102 tel que décrit ci-dessus présente comme avantages : 25 .- de générer des gains de carburant et de temps par rapport à une stratégie de décélération nominale ; .- l'élargissement des plages ETA min/max (en anglais Estimated Time of Arrivai) pour les fonctions de type RTA (ajustement de l'heure d'arrivée) 30 .- l'amélioration de la précision des prédictions du FMS et donc le renforcement de la confiance des équipages dans le système : .- à travers une modélisation plus proche des pratiques opérationnelles (éléments d'anticipation pour stabiliser l'aéronef en énergie selon la stratégie choisie), 3037411 24 .- en limitant la phase de décélération et donc le temps de vol exposé à l'application d'éventuelles marges de décélération non optimales. Suivant la Figure 3A et un exemple d'un moyen d'affichage et de saisie de commandes de vol du cockpit, un afficheur à écran de commandes 5 de vol 202, dénommé FMD (en anglais Flight Management Display), comporte un objet graphique de type boite de menu 204 permettant d'afficher un menu DECEL de commandes de sélection d'une stratégie de décélération ou d'un type de décélération dans un ensemble comportant au moins deux stratégies de décélération différentes, parmi lesquels une stratégie nominale 10 classique, dénommée NOMINAL, et une stratégie de décélération retardée par rapport à celle de la stratégie nominal, dénommée LATE. Ici, la stratégie nominale NOMINAL a été sélectionnée. Suivant la Figure 3B et un exemple d' afficheur 208 de la trajectoire latérale ou de navigation, dénommé afficheur ND (en anglais Navigation 15 Display), la trajectoire latérale 212 associée à la stratégie de décélération nominale sélectionnée inclut des pseudo-points de passages (en anglais pseudo waypoints) 214, 216, 218, 220, 222, ici seulement de changement de vitesse et phase ou configurations aérodynamiques, désignés respectivement par D, 1, 2, 3, 4 ou F, et correspondant respectivement au 20 point de départ de la mise en oeuvre de la décélération, marquant le début de la phase d'approche, ou point caractéristique d'arrivée de calcul arrière avec configuration lisse et changement de vitesse, à un premier point caractéristique d'extension des becs suivant un premier angle de becs formé par les becs et une direction de référence des becs prédéterminée, à un 25 deuxième point caractéristique d'extension des becs et des volets suivant un deuxième angle de becs et un deuxième angle de volets formé par les volets et une direction de référence des volets prédéterminée, à un troisième point caractéristique d'extension des becs et des volets suivant un troisième angle de becs et un troisième angle de volets, et un quatrième point caractéristique 30 d'extension des becs et des volets suivant un quatrième angle de becs et un quatrième angle de volets, le quatrième point caractéristique formant également le point caractéristique de départ de calcul arrière. La présente invention n'est pas limitée à un nombre particulier de configurations des becs et volets et peut s'inscrire dans une logique d'extension discrète à un nombre 35 prédéterminé quelconque JN de configurations.
3037411 25 De manière générale, les configurations aérodynamiques d'un type d'aéronef donné sont identifiées par un indice entier j différent de numérotation de la configuration aérodynamique, j variant de 1 à JN, et JN désignant le nombre total de configurations aérodynamiques permises par le 5 séquenceur. Chaque configuration aérodynamique j est caractérisée par une combinaison d'états de déploiement d'actionneurs parmi les becs, les volets, les aérofreins, le train d'atterrissage. Les états de déploiements des actionneurs sont par exemple : .- un premier angle Obe' représentatif d'un degré de déploiement des 10 becs ; .- un deuxième angle Orolets représentatif d'un degré de déploiement des volets. .- un troisième angle a représentatif d'un degré de déploiement -aerofreins des aérofreins ; et 15 .- l'état de sortie du train d'atterrissage. Un choix sera disponible pour l'équipage dans le cockpit, de façon à ce qu'il puisse choisir un mode de calcul de la décélération de façon à ce qu'elle soit nominale, ajustée et optimisée, ou tardive, selon les conditions du vol et les critères définissant la stratégie de vol.
20 Suivant la Figure 4A, la stratégie de décélération LATE est sélectionnée dans la boite de menu 204 de choix de la stratégie de décélération. Suite à l'activation de la stratégie de décélération retardée LATE, un plan de vol econdaire est créé. Les instants de mises en configuration sont 25 ajustés en conséquence suivant le procédé de détermination automatique 202 de la Figure 2, et cet ajustement est visible sur une trajectoire latérale secondaire 232, représentée sur la Figure 4B. Suivant la Figure 4B et la trajectoire secondaire 232, les points caractéristiques 214, 216, 218, 220, 222 de la trajectoire nominale 212, 30 associés respectivement au point de décélération et points de changement de configurations aérodynamiques D, 1, 2, 3, 4 sont remplacés par des points caractéristiques 234, 236, 238, 240 associés respectivement aux configurations aérodynamiques D, 1, 3, 4. Il apparait sur la trajectoire secondaire 232 que le point de 35 décélération D est retardé et la configuration aérodynamique 1 a été 3037411 26 supprimée, la configuration aérodynamique 2 étant activée consécutivement à la configuration aérodynamique lisse. Suivant les Figures 5A et 5B, le pilote maintient son choix de mettre en oeuvre la stratégie de décélération retardée LATE, et insère le plan de vol 5 temporaire correspondant, déterminé par le procédé de détermination automatique 102 et affiché sur la Figure 4B par la trajectoire latérale temporaire colorée en une première couleur et/ou représentée par un premier motif (ici en trait interrompu), en insérant ledit plan temporaire, ce qui se traduit par l'affichage de la trajectoire latérale 232 en une deuxième 10 couleur et/ou un deuxième motif (ici en trait ininterrompu). Suivant la Figure 6, les profils en altitudes 252, 254 et en vitesses 262, 264, associés respectivement aux stratégies de décélération NOMINAL et LATE, sont superposés suivant un affichage vertical VD, dénommé en anglais Vertical Display.
15 Les profils 252, 254 262, 264 illustrent les écarts de vitesses et les écarts entre les pseudo-points de passage de mise en configuration aérodynamique existant entre les stratégies de décélération NOMINAL et LATE. De manière générale, un pseudo-point de passage, en anglais pseudo 20 waypoint, est défini comme un point flottant, c'est-à-dire un point dont la position géographique est variable sur une trajectoire latérale fixée en fonction de contraintes prédéterminées. Suivant la Figure 7 et un exemple d'affichage, un afficheur de vol principal 272 PFD, en anglais Primary Flight Display, est configuré pour 25 afficher des vitesses optimisées Vop-r, calculées suivant le procédé détermination automatique 102 pour chacune des configurations permettant la mise en oeuvre d'une stratégie de décélération DECEL sélectionnée. L'afficheur de vol principal 272 est configuré pour afficher un bandeau de vitesses correspondant chacun à une configuration aérodynamique j.
30 Ici, sur la Figure 7, quatre configurations aérodynamiques 282, 284, 286, 288 sont représentées par leurs bandeaux de vitesses respectifs 292, 294, 296, 298. La première configuration 282, correspondant à l'indice d'identification j égal à 1 par exemple, est caractérisée par le premier 35 bandeau de vitesses 292, délimité par la valeur de la vitesse minimale de 3037411 27 déploiement Vmm(1) égale à 210 kts et la valeur de la vitesse de déploiement Vmax(1) égale à 230 kts. Une première marque 302 pointe la valeur minimale Vmin(1) et la met en valeur par une première forme géométrique et/ou une couleur propre distinctive et une deuxième marque 304 pointe la valeur 5 Vmax(1) maximale et la met en valeur par une deuxième forme géométrique et/ou une deuxième couleur propre distinctive. La valeur de la vitesse optimisée VopT(1), calculée par le procédé de détermination automatique 102 et comprise entre la vitesse minimale de déploiement Vmm(1) et la valeur maximale de déploiement Vmax(1), ici égale à 213 kts, est pointée par une 10 troisième marque 306 disposée à coté de l'indice j de la configuration aérodynamique ici mis à 1. La deuxième configuration 284, correspondant à l'indice d'identification j égal à 2, est caractérisée par le deuxième bandeau de vitesses 294 délimité par la valeur de la vitesse minimale de déploiement 15 Vmm(2) égale à 185 kts et la valeur de la vitesse de déploiement Vmax(2) égale à 200 kts. Une première marque 302 pointe la valeur minimale Vmm(2) et la met en valeur par une première forme géométrique et/ou une couleur propre distinctive et une deuxième marque 304 pointe la valeur Vmax(2) maximale et la met en valeur par une deuxième forme géométrique et/ou une 20 deuxième couleur propre distinctive. La valeur de la vitesse optimisée VopT(2) calculée par le procédé de détermination automatique 102 et comprise entre la vitesse minimale de déploiement Vmm(2) et la valeur maximale de déploiement Vmax(2), ici égale à 195 kts, est pointée par une troisième marque 306 disposée à coté de l'indice j de la configuration 25 aérodynamique ici mis à 2. La troisième configuration 286, correspondant à l'indice d'identification j égal à 3, est caractérisée par le troisième bandeau de vitesses 296 délimité par la valeur de la vitesse minimale de déploiement Vmm(3) égale à 148 kts et la valeur de la vitesse de déploiement Vmax(3) 30 égale à 186 kts. Une première marque 302 pointe la valeur minimale Vmm(3) et la met en valeur par une première forme géométrique et/ou une couleur propre distinctive et une deuxième marque 304 pointe la valeur Vmax(3) maximale et la met en valeur par une deuxième forme géométrique et/ou une deuxième couleur propre distinctive. La valeur de la vitesse optimisée 35 VopT(3) calculée par le procédé de détermination automatique 102 et 3037411 28 comprise entre la vitesse minimale de déploiement Vmm(3) et la valeur maximale de déploiement V.(3), ici égale à 176 kts, est pointée par une troisième marque 306 disposée à coté de l'indice j de la configuration aérodynamique ici mis à 3.
5 La quatrième configuration 288, correspondant à l'indice d'identification j égal à 4, est caractérisée par le quatrième bandeau de vitesses 298, délimité par la valeur de la vitesse minimale de déploiement Vmh(4) égale à 148 kts et la valeur de la vitesse de déploiement Vmax(4) égale à 176 kts. Une première marque 302 pointe la valeur minimale Vnlin(4) 10 et la met en valeur par une première forme géométrique et/ou une couleur propre distinctive et une deuxième marque 304 pointe la valeur V.(4) maximale et la met en valeur par une deuxième forme géométrique et/ou une deuxième couleur propre distinctive. La valeur de la vitesse optimisée Vop-1-(4) calculée par le procédé de détermination automatique 102 et 15 comprise entre la vitesse minimale de déploiement Vmh(4) et la valeur maximale de déploiement Vmax(4), ici égale à 158 kts, est pointée par une troisième marque 306 disposée à coté de l'indice j de la configuration aérodynamique ici mis à 4. L'affichage des bandeaux de vitesses est complémentaire à 20 l'affichage sur l'afficheur de navigation ND des pseudo-points de passage où la configuration aérodynamique change et/ou à l'affichage sur l'afficheur vertical VD des mêmes pseudo-points de passage où la configuration aérodynamique change. L'affichage des bandeaux de vitesses est également complémentaire 25 aux éventuels messages textuels affichés à l'afficheur principal de vol PFD ou sur tout moyen équivalent, par exemple ceux affichés par un avion Airbus de type A350 et dénommés « EXTEND CONFx ». De manière générale, la vitesse optimisée Vop-r(j) est la vitesse à laquelle il est envisagé de changer de configuration aérodynamique en la 30 configuration aérodynamique d'indice j au pseudo-point de passage de changement de configuration si un tel point existe. Il est à remarquer qu'aucune fonction, actuellement présente dans un système de type FMS ou équivalent, ne vise à optimiser les instants de mises en configurations en considérant des critères multiples tels que la 3037411 29 tenue de contraintes de vitesse / temps / bruit / pente, respectant les charges sur la voilure. De façon générale, il n'existe pas aujourd'hui de méthode adaptative multicritères permettant d'adapter les vitesses de mise en configuration pour 5 chaque vol, selon les particularités des procédures, des conditions météorologiques prédites ou réelles, des contraintes de vitesses, temps, bruit et autres paramètres. Les vitesses classiquement utilisées aujourd'hui sont les vitesses de manoeuvre ou les vitesses maximales limites, donc les vitesses minimales ou 10 maximales de mises en configuration. Il est à remarquer également que différents éléments et arguments jouent en faveur d'une gestion d'énergie, et plus spécifiquement de la décélération en phase d'approche, à travers l'ajustement des instants de mise en configuration.
15 Tout d'abord, la mise en configuration de l'avion permet généralement d'augmenter la capacité de décélération, et d'élargir le domaine de vol en vitesse, permettant ainsi d'atteindre des vitesses plus faibles, progressivement jusqu'à la vitesse d'approche finale. Elle est donc utilisée par les pilotes comme un moyen de gestion de l'énergie en approche pour se 20 stabiliser, l'objectif étant d'atteindre la vitesse d'approche sur le Glide, au plus tard à 500ft ou 1000ft AGL. Etant donné qu'il est favorable de décélérer le plus tard possible pour réduire la consommation de carburant, cela constitue un premier argument pour recalculer les vitesses d'extension des becs et volets.
25 Ensuite, l'ajustement des instants de mise en configuration constitue également un levier permettant de respecter des contraintes de vitesses de tous types (AT, AT OR ABOVE, AT OR BELOW), comme l'impose la norme DO-236C intitulé « Minimum Aviation System Performance Standards : Required Navigation Performance for Area Navigation Performance for Area 30 Navigation ». En outre, ces vitesses, ayant un impact sur le profil de décélération volé, ont un impact direct sur le temps de vol, et permettent donc de respecter une contrainte de temps fixée par le contrôle aérien par exemple, et donc d'élargir la plage ETAmin/ETA., favorisant ainsi la capacité de 3037411 30 l'aéronef à satisfaire une RTA (en anglais Required Time of Arrivai) en approche. Enfin, les mises en configurations aérodynamiques ont un impact sur le profil de vitesse et la configuration aérodynamique de l'avion, et donc sur le 5 bruit émis par l'avion, et perçu au sol par les populations ou un microphone. Ce quatrième argument renforce la nécessité d'ajuster les vitesses de mises en configuration pour trouver le meilleur compromis fuel / temps / bruit. La solution proposée est donc avantageuse car elle repose en partie sur des modules de calcul existants, et permet de rendre le système plus 10 proche de la réalité opérationnelle. De plus, elle offre la possibilité de réduire les coûts opérationnels pour les compagnies à travers une réduction de la consommation de carburant systématisée, puisque la stratégie optimale peut être affichée à l'équipage, ce qui garantit son application.
15 En outre, la solution introduit également un levier sur la séparation des aéronefs à travers un ajustement possible du temps de vol en approche, et un respect possible des contraintes de vitesse de type AT et AT OR ABOVE. Enfin, la solution présente l'avantage de prendre en compte les nuisances sonores liées à l'aéronef, de façon à obtenir le meilleur compromis 20 entre le confort des riverains des zones aéroportuaires et les frais engendrés pour la compagnie. Elle est applicable dans n'importe quel calcul de prédictions présent dans un FMS. L'invention est également applicable dans tout moyen de navigation, embarqué ou non, gérant la trajectoire d'un aéronef (drone par 25 exemple). Le procédé de détermination automatique selon l'invention permet d'informer de façon fiable le(s) pilote(s) sur sa stratégie de décélération ainsi que sur les actions à mener pour décélérer selon la stratégie préalablement choisie 30 D'autre part, toujours dans une optique de réduire l'empreinte environnementale de chaque vol, l'invention permet de limiter l'impact de l'utilisation systématique de marges dégradant l'optimalité du profil. De manière générale, l'invention concerne également un aéronef utilisant le procédé de détermination automatique d'un profil d'approche tel 3037411 31 que décrit ci-dessus et optimisant la gestion de la configuration aérodynamique dudit aéronef. De manière générale, le procédé de détermination automatique 102 est basé sur le calcul des prédictions FMS et consiste à calculer une 5 décélération tardive optimale d'un aéronef en approche. Ce calcul inclut un calcul des vitesses de mises en configuration atteignables, minimales et maximales, un calcul des points caractéristiques de la trajectoire et un calcul des vitesses de mises en configuration optimisées en tenant compte des différentes contraintes (fuel, temps, bruit, charges, etc).
10 En variante du procédé détermination de la Figure 2, un procédé de détermination automatique d'un profil d'approche pour un aéronef selon l'invention optimisant la gestion de la configuration aérodynamique de l'aéronef utilise les logiques décrites du procédé de la Figure 2 dans un calcul de trajectoire, défini dans la demande de brevet français enregistrée 15 sous le numéro de dépôt FR 14/02752, en les formulant sous forme de contraintes. Le procédé de calcul de trajectoire, décrit dans cette demande de brevet français, permet de calculer une trajectoire optimisée en intégrant directement le couplage des phases de vol horizontales et verticales dans le calcul du plan de vol. Ce procédé de calcul de trajectoire est fondé sur une 20 approche de commande optimale, au travers par exemple d'une modélisation en un problème de Bolza. La trajectoire est déterminée alors par des outils connus de résolution de commande optimale, avec arbitrage selon le procédé entre les contraintes pour déterminer leur séquence optimale. Un tel procédé permet une détermination globale de la trajectoire qui ne repose pas 25 sur une intégration par segments.
Claims (15)
- REVENDICATIONS1. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef, mis en oeuvre à partir d'un système de gestion de vol à base d'un ou plusieurs calculateurs électroniques, le profil de descente et d'approche évoluant depuis un point de départ DECEL de mise en oeuvre de la décélération de l'aéronef jusqu'à un point de stabilisation, comportant une séquence de segments définis entre des points caractéristiques successifs dont des points de changement de configurations aérodynamiques prises parmi un ensemble discret de configurations aérodynamiques prédéterminées; Le procédé de détermination automatique étant fondé sur un calcul arrière de propagation d'un état de l'aéronef le long des segments de la séquence depuis le point de stabilisation jusqu'au point de départ DECEL de la mise en oeuvre de la décélération de l'aéronef ; et Le procédé de détermination automatique comprenant pour chaque segment courant S(i) parcouru du profil, délimité entre un point caractéristique de départ courant SP(i) associé de calcul arrière et un point caractéristique d'arrivée courant SP(i+1) associé de calcul arrière, Une étape de détermination (106; 134) d'une ou de plusieurs prochaines configurations aérodynamiques C(j+1) de l'aéronef à partir d'une configuration courante C(j) active au point caractéristique de départ courant SP(i) de calcul arrière et d'une séquence nominale de changement de configurations aérodynamiques ; et Une étape de détermination et de fourniture (106; 136) pour la ou les prochaines configurations aérodynamiques (Cj+1) d'une plage de vitesses d'utilisation possible de ladite prochaine configuration aérodynamique C(j+1), délimitée par une vitesse minimale VOE,i,-,(j+1) et une vitesse maximale Vmax(j+1) ; Le procédé de détermination automatique étant caractérisé en ce qu'il comprend pour chaque segment courant parcouru S(i), une étape de détermination (112) d'une vitesse optimale Vou(i) de l'aéronef sur la plage de vitesses de la prochaine configuration aérodynamique C(j-F1), ladite vitesse optimale Vop-r(i) de l'aéronef étant fonction d'une stratégie de 3037411 33 décélération prédéterminée et/ou de contraintes prédéterminées, inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol.
- 2. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et 5 d'approche selon la revendication 1, dans lequel la stratégie de décélération est une stratégie d'optimisation monocritère qui minimise un paramètre pris parmi une consommation de carburant par l'aéronef, un niveau de bruit acoustique généré par l'aéronef, un temps de parcours, ou une stratégie d'optimisation multicritères qui optimise une combinaison de plusieurs 10 critères, au moins l'un d'entre eux étant compris dans l'ensemble formé par une consommation de carburant, un niveau de bruit acoustique et un temps de parcours.
- 3. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et 15 d'approche selon la revendication 1, dans lequel les contraintes prédéterminées inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol sont comprises dans l'ensemble des contraintes formées par : .- des contraintes de vitesse atteinte en un point caractéristique d'un 20 segment supérieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR ABOVE), ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT), ou inférieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR BELOW), ou comprises dans une fenêtre de vitesses prédéterminées (WINDOW) ; et .- des contraintes de temps d'arrivée en un point caractéristique d'un 25 segment supérieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR AFTER), ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT), ou inférieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR BEFORE), ou comprises dans une fenêtre temporelle prédéterminée (WINDOW) ; et .- des contraintes de bruit respectées à partir d'un point caractéristique d'un 30 segment ; et .- des contraintes d'altitude atteinte en un point d'extrémité caractéristique d'un segment supérieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR ABOVE), ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT), ou inférieures ou égales à une valeur seuil prédéterminée (AT OR BELOW), ou comprises dans une fenêtre de vitesses prédéterminée (WINDOW) ; et 3037411 34 .- des contraintes de consommation de carburant.
- 4. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche selon la revendication 1, comprenant en outre pour chaque 5 segment courant S(i) parcouru une étape d'intégration numérique (114) dudit segment S(i), permettant de propager l'état de l'avion le long du segment courant S(i) depuis le point de départ caractéristique courant SP(i) associé de calcul arrière vers le point caractéristique d'arrivée courant SP(i+1) associé de calcul arrière, et réalisée en fonction du type du segment courant 10 S(i), défini par le séquenceur, et d'une condition d'arrêt, définie par : .- soit l'atteinte de la vitesse optimale de l'aéronef dans le segment courant ; .- soit l'atteinte du point caractéristique d'arrivée courant associé de calcul arrière sans avoir atteint la vitesse optimale de l'aéronef. 15
- 5. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche selon la revendication 4, dans lequel Le type de segment est compris dans l'ensemble formé par: .- le segment de type FPA (Flight Path Angle) consistant à fixer une pente par rapport au sol ; et 20 .- le segment de type OPEN consistant à fixer un régime moteur ; et .- le segment de type VS consistant à fixer une vitesse verticale ; et .- le segment de type LEVEL consistant à fixer une altitude ; Les segments de type FPA, OPEN, VS, LEVEL pouvant être mis en oeuvre au choix en mode décéléré, en mode à vitesse constante ou en mode 25 accéléré.
- 6. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche selon l'une quelconque des revendications 4 et 5, comprenant une étape (118) de test de volabilité, exécutée lorsque la vitesse optimale de 30 l'aéronef est atteinte, consistant à: .- déterminer une pente limite FPAiin, associée au déploiement de la nouvelle configuration C(j+1) comme une pente maximale en valeur absolue permettant le maintien de la vitesse de l'aéronef en poussée « idle » sans aérofrein et sans accélération, et 3 0 3 7 4 1 1 35 .- comparer la pente du segment courant S(i) à la pente limite FPAlim déterminée.
- 7. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et 5 d'approche selon l'une quelconque des revendications 4 et 5, dans lequel lorsque le point caractéristique formant le point d'arrivée courant associé de calcul arrière est atteint sans avoir atteint la vitesse optimale de l'aéronef, les performances sont comparées (120) en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie entre une première solution consistant à anticiper le 10 changement de configuration aérodynamique en le point d'arrivée du segment courant S(i), et une deuxième solution consistant à ne pas anticiper le changement de configuration aérodynamique courant ; et dans le cas où la performance en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie de la première solution est meilleure que celle de la 15 deuxième solution, une pente limite FPAIim, associée au déploiement de la nouvelle configuration aérodynamique est déterminée (118) comme une pente maximale permettant le maintien de la vitesse de l'aéronef en poussée « idle » sans aérofrein et sans accélération, puis 20 la pente du segment courant S(i) est comparée (118, 130) à la pente limite FPAlim
- 8. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche selon l'une quelconque des revendications 6 et 7, dans lequel 25 .- lorsque la pente du segment courant S(i) est supérieure ou égale à la pente limite FPAlim sur la nouvelle configuration nominale prévue, Il est recherché (124) si une configuration aérodynamique alternative de la nouvelle configuration aérodynamique nominale existe, et s'il est déterminé qu'une nouvelle configuration aérodynamique alternative 30 existe, pour cette alternative les performances sont comparées (120) en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie entre une première solution consistant à anticiper le changement de configuration aérodynamique en le point d'arrivée du segment courant avec cette alternative, et une deuxième solution consistant à ne pas anticiper le 35 changement de configuration aérodynamique courant ; et 3037411 36 dans le cas où pour cette alternative la performance en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL choisie de la première solution est meilleure que celle de la deuxième solution, alors une pente limite FPAlin, associée au déploiement de la nouvelle configuration aérodynamique alternative est 5 déterminée (118) comme une pente maximale en valeur absolue permettant le maintien de la vitesse de l'aéronef en poussée « idle » sans aérofrein et sans accélération, puis la pente du segment courant S(i) est comparée (130) à la pente limite FPAlin, déterminée ; alors 10 dans le cas où la pente du segment courant S(i) est strictement inférieure ou égale en valeur absolue à la pente limite FPAlim déterminée, dans une étape de modification de la configuration aérodynamique courante (132), le changement de configuration aérodynamique courante en la nouvelle configuration aérodynamique alternative est réalisé ; et 15 dans le cas où il n'existe pas de nouvelle configuration aérodynamique alternative pour laquelle la pente du segment courant S(i) est strictement inférieure ou égale en valeur absolue à la pente limite FPAlim déterminée la configuration aérodynamique courante est maintenue pour l'intégration du prochain segment S(i-F1). 20
- 9. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche selon l'une quelconque des revendications 6 et 7, dans lequel .- lorsque la pente du segment courant S(i) est strictement inférieure ou égale à la pente limite FPAfin, pour la nouvelle configuration aérodynamique 25 C(j+1), dans une étape de modification de la configuration aérodynamique courante (132) , le changement de configuration aérodynamique courante en la nouvelle configuration aérodynamique nominale selon la séquence nominale du séquenceur est réalisée. 30
- 10. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche selon l'une quelconque des revendications 4 et 5, dans lequel lorsque le point caractéristique d'arrivée courant associé de calcul arrière est atteint sans avoir atteint la vitesse optimale de l'aéronef, les performances sont comparées (120) en termes d'optimisation selon la stratégie DECEL 35 choisie entre une première solution consistant à anticiper le changement de 3037411 37 configuration aérodynamique en le point caractéristique d'arrivée du segment courant, et une deuxième solution consistant à ne pas anticiper le changement de configuration aérodynamique courant ; et dans le cas où la performance en termes d'optimisation selon la stratégie 5 DECEL choisie de la deuxième solution est meilleure que celle de la première solution, il est recherché (124) si une configuration aérodynamique alternative de la configuration aérodynamique nominale existe, et s'il est déterminé qu'une configuration aérodynamique alternative existe, pour cette alternative les performances sont comparées (120) en termes d'optimisation 10 selon la stratégie DECEL choisie entre une première solution consistant à anticiper le changement de configuration aérodynamique en le point d'arrivée du segment courant avec cette alternative, et une deuxième solution consistant à ne pas anticiper le changement de configuration aérodynamique courant. 15
- 11. Procédé de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef, mis en oeuvre à partir d'un système de gestion de vol à base d'un ou plusieurs calculateurs électroniques, le profil de descente et d'approche évoluant depuis un point de départ 20 DECEL de mise en oeuvre de la décélération de l'aéronef jusqu'à un point de stabilisation, comportant une séquence de phases de vol horizontales et verticales passant par des points caractéristiques successifs dont des points de changement de configurations aérodynamiques prises parmi un ensemble discret de configurations aérodynamiques prédéterminées C(j); 25 Le procédé de détermination automatique étant fondé sur un calcul de trajectoire optimisée qui intègre directement le couplage de phases de vol horizontales et verticales dans le plan de vol et étant caractérisé en ce qu'il comprend : Une étape de fourniture de configurations aérodynamiques C(j) et de calcul 30 pour chaque configuration aérodynamique d'une plage de vitesses d'utilisation possible de ladite configuration aérodynamique, délimitée par une vitesse minimale Vrnin(j) et une vitesse maximale Vmax(j) ; Une étape de formulation d'un problème de calcul d'une trajectoire globale depuis le point de départ DECEL jusqu'au point de stabilisation sous la forme 35 d'un problème de commande optimale ; 3037411 38 Une étape de résolution du problème de commande optimale avec un arbitrage entre les contraintes d'utilisation des configurations aérodynamiques pour déterminer leur séquence optimale, un calcul des points caractéristiques et un calcul des vitesses de mises en configuration 5 Vop-r(j) optimisées en fonction d'une stratégie de décélération prédéterminée et/ou de contraintes prédéterminées inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol. 10
- 12. Système de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef comprenant un système de gestion de vol (10) à base d'un ou plusieurs calculateurs électroniques, des moyens de saisie de données (12; 202) pour permettre à un pilote 15 d'entrer des données dans le système de gestion de vol ; un ou plusieurs afficheurs (208) pour afficher un ou plusieurs profils de descente de l'aéronef, et dans lequel le profil de descente et d'approche de l'aéronef est prévu pour évoluer depuis 20 un point de départ DECEL de mise en oeuvre de la décélération de l'aéronef jusqu'à un point de début de calcul arrière, et comporte une suite de segments définis entre des points caractéristiques successifs et des positions de changement de configurations aérodynamiques prises parmi un nombre entier de configurations aérodynamiques prédéterminées ; et 25 le système de gestion de vol (10) est configuré pour mettre en oeuvre un procédé de détermination automatique, fondé sur un calcul arrière de propagation d'un état de l'aéronef le long des segments de la suite depuis le point de départ de calcul arrière jusqu'au point de départ DECEL de la mise en oeuvre de la décélération de l'aéronef ; et 30 mettre en oeuvre pour chaque segment courant S(i) parcouru du profil, délimité entre un point caractéristique de départ courant SP(i) associé de calcul arrière et un point caractéristique d'arrivée courant SP(i+1) associé de calcul arrière, une étape de détermination d'une ou de plusieurs prochaines configurations 35 aérodynamiques C(j+1) de l'aéronef à partir d'une configuration courante C(j) 3037411 39 active au point caractéristique de départ courant SP(i) de calcul arrière et d'une séquence nominale de changement de configurations aérodynamiques ; et une étape de détermination et de fourniture pour la ou les prochaines 5 configurations aérodynamiques (Cj+1) d'une plage de vitesses d'utilisation possibles de ladite configuration aérodynamique C(j+1), délimitée par une vitesse minimale Vrnin(j+1) et une vitesse maximale Vmax(j+1) ; le système de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche étant caractérisé en ce que 10 les moyens de saisie (202) et le système de gestion de vol (10) sont configurés pour laisser le choix au pilote d'entrer et sélectionner une stratégie de décélération ; et le système de gestion de vol (10) est configuré pour déterminer pour chaque segment courant parcouru S(i) une vitesse optimale Vop-r(j+1) de l'aéronef 15 sur la plage de vitesses de la prochaine configuration aérodynamique C(j-F1) en fonction de la stratégie de décélération choisie et/ou de contraintes prédéterminées inhérentes à la procédure de vol ou introduites par le pilote dans son plan de vol. 20
- 13. Système de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef selon la revendication 12 dans lequel Le système de gestion de vol est configuré pour Fournir au pilote au travers d'un ou plusieurs afficheurs (12 ; 208) les vitesses optimales de changement de configuration aérodynamiques et/ou 25 les pseudo-points de passage sur la trajectoire prédite où effectuer les changements de configuration aérodynamique et/ou Fournir à un pilote automatique (30) les vitesses optimales de changement de configuration aérodynamiques et/ ou les instants de changement de configuration aérodynamique pour actionner le ou les actionneurs 30 correspondants.
- 14. Système de détermination automatique d'un profil de descente et d'approche pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications 12 à 13 comprenant en outre 3037411 Un ensemble d'actionneurs, formés par des becs, des volets, des aérofreins, un train d'atterrissage de l'aéronef, pour mettre en oeuvre les différentes configurations aérodynamiques permises par le séquenceur, Chaque configuration aérodynamique étant caractérisée par une 5 combinaison d'états de déploiement des actionneurs parmi les becs, les volets, les aérofreins, le train d'atterrissage, Les états de déploiements des actionneurs étant fournis chacun par un paramètre représentatif D'un premier angle formé par les becs avec une première direction 10 prédéterminée ; D'un deuxième angle formé par les volets avec une deuxième direction prédéterminée ; D'un troisième angle formé par les aérofreins avec une troisième direction prédéterminée ; et 15 De l'état de sortie du train d'atterrissage.
- 15. Afficheur de changements de configurations aérodynamiques déterminés selon le procédé de détermination automatique de l'une quelconque des revendications 1 à 9, comportant 20 Un premier écran (208) d'affichage d'un profil de navigation latéral et/ou d'un profil de descente vertical en altitudes et/ou en vitesses incluant chacun des pseudo-points de passage en chacun desquels un changement de configuration aérodynamique a lieu, les positions géographiques des pseudo-points de passage variant en fonction de la stratégie de décélération 25 choisie et/ ou Un deuxième écran d'affichage (272) d'un bandeau de vitesses possibles d'utilisation d'une configuration aérodynamique sélectée et/ou d'une vitesse optimisée d'extension de la configuration aérodynamique correspondant à un choix de stratégie de décélération et un plan de vol entré. 30
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