FR3043473A1 - Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef pour une gestion de l’energie lors d’une phase d’approche. - Google Patents

Abstract

- Procédé et dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef pour une gestion de l'énergie lors d'une phase d'approche. - Le dispositif (1) comporte une unité de réception (4) pour recevoir une cible d'énergie comprenant une cible d'altitude et une cible de vitesse, une unité de calcul (5) pour calculer un état énergétique cible relatif à la cible d'énergie, une unité de calcul (5) pour calculer une différence d'énergie entre un état énergétique final à une position finale et l'état énergétique cible, une unité de calcul (5) pour calculer une distance de dissipation permettant à l'aéronef de dissiper cette différence d'énergie, une unité de calcul (5) pour calculer une position limite située en amont de la position finale, le long d'une trajectoire de vol future de l'aéronef, de ladite distance de dissipation, ladite position limite étant la position la plus en aval où l'aéronef peut dissiper la différence d'énergie de l'aéronef jusqu'à la position finale, et une unité de transmission d'informations (7) pour transmettre au moins la position limite à au moins un système utilisateur (9, 10).

Description

DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'aide au pilotage d'un avion, en particulier d'un avion de transport, pour une gestion de l’énergie de l’aéronef, lors d'une phase d'approche, en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport, ladite approche permettant de rejoindre une position dite finale à laquelle l’aéronef doit présenter un état énergétique dit final.

ETAT DE LA TECHNIQUE

Malgré des progrès importants dans l’automatisation du poste de pilotage, la gestion appropriée de l’énergie de l’aéronef durant les dernières étapes d’un vol, représente toujours une tâche difficile.

Un système de guidage et de gestion de vol, de type FMGS (« Flight Management and Guidance System >> en anglais), est capable de faire voler l’aéronef le long d’une trajectoire prédéfinie - comprenant une gestion d’énergie propre - avec une intervention minimale du pilote.

Bien que potentiellement très efficace, cette solution n’est pas le plus fréquemment utilisée dans des opérations réelles. En fait, le contrôle aérien demande souvent à des aéronefs qui s’approchent d’un aéroport de suivre un guidage par radar bien avant un point d’approche finale, jusqu’à être autorisés à réaliser l’approche finale.

Un guidage par radar fournit plus de flexibilité au contrôle aérien pour gérer des situations inattendues qui peuvent, par exemple, être causées par un temps instable ou des risques de conflits avec d’autres trafics.

De plus, une fois que l’aéronef a abandonné une trajectoire préplanifiée pour un guidage par radar, aucune trajectoire complète (de l’aéronef jusqu’à la piste) n’est plus définie. Ainsi, le système FMGS ne peut pas calculer les ordres de guidage et de commande.

Dans une telle situation, la manière la plus commode pour l’équipage de faire voler l’aéronef est basée sur l’utilisation du système de pilotage automatique AP (comprenant une « automanette >> ou « autopoussée » AT si disponible).

Ce système permet à l’équipage de définir directement via l’interface homme/machine du système AP/AT des cibles d’altitude, de cap et de vitesse. Concernant la manière d’atteindre une cible d’altitude, ceci est réalisé normalement, soit en entrant une cible de vitesse verticale ou de pente, soit en demandant au système FMGS de réguler la poussée (à une vitesse air constante) afin de faire monter ou descendre l’aéronef. Une fois que les cibles ont été entrées, le système AP/AT calcule les ordres de commande qui sont destinés aux sous-systèmes appropriés (par exemple les moteurs, les surfaces de commande,...) afin d’atteindre et de suivre ces cibles.

Toutefois, le système AP/AT n’aide pas l’équipage à gérer l’état d’énergie totale de l’aéronef, excepté pour la réduction de charge de travail dérivée du suivi automatisé des composants du vecteur cible. D’un point de vue de mécanique de vol, l’autorisation ou la « clairance »(« clearance » en anglais) donnée par le contrôle aérien, à la fin de chaque boucle de négociation avec l’équipage, peut être considérée comme un nouvel état cible d’énergie totale de l’aéronef. En particulier, l’autorisation de vitesse représente un état cible d’énergie cinétique, alors que l’autorisation d’altitude représente un état cible d’énergie potentielle. Les autorisations de cap n’ont pas d’effet direct sur la cible d’énergie totale, mais elles définissent un trajet latéral et ainsi la distance totale qui va être volée par l’aéronef avant d’atteindre le seuil de la piste.

Pour résoudre ce problème, un certain nombre de solutions ont été proposées, et dans certains cas implantées sur des systèmes avioniques afin de fournir à l’équipage une aide à la gestion de l’énergie dans des opérations de guidage par radar.

Ces solutions comprennent des symboles graphiques, généralement affichés sur l’affichage de navigation ND (« Navigation Display » en anglais) qui fournit à l’équipage des indications visuelles pour une meilleure évaluation de l’état d’énergie.

Toutefois, l’équipage doit toujours gérer l’énergie de l’aéronef. Il a toujours la tâche complète pour surveiller l’état d’énergie de l’aéronef et modifier, si nécessaire, la manière dont l’aéronef vole vers les cibles prescrites (c’est-à-dire en agissant sur les aérofreins ou en changeant la valeur de vitesse verticale programmée dans la fenêtre du système de pilotage automatique).

EXPOSÉ DE L’INVENTION

La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un procédé d'aide au pilotage d'un aéronef lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage, et plus précisément un procédé d'aide à la gestion de l'énergie en approche, ladite approche permettant de rejoindre une position dite finale à laquelle l’aéronef doit présenter un état énergétique dit final, ledit procédé ayant pour but d'aider le(s) pilote(s) de l’aéronef dans la gestion de l’énergie.

Selon l’invention, ledit procédé comprend : - une étape de réception consistant à recevoir une cible d’énergie comprenant une cible d’altitude et une cible de vitesse, correspondant de préférence à des données fournies par le contrôle aérien dans le cadre d’une autorisation ou d’une « clairance >> (« clearance >> en anglais) ; - une première étape de calcul consistant à calculer un état énergétique cible relatif à ladite cible d’énergie ; - une deuxième étape de calcul consistant à calculer une différence d’énergie entre l’état énergétique final et l’état énergétique cible ; - une troisième étape de calcul consistant à calculer une distance de dissipation permettant à l’aéronef de dissiper ladite différence d’énergie ; - une quatrième étape de calcul consistant à calculer une position limite située en amont de ladite position finale, de ladite distance de dissipation, le long d’une trajectoire de vol future de l’aéronef, ladite position limite étant la position la plus en aval où l’aéronef peut dissiper ladite différence d’énergie de l’aéronef jusqu’à ladite position finale ; et - une étape de transmission d’informations consistant à transmettre au moins ladite position limite à au moins un système utilisateur.

Avantageusement, l’état énergétique représente une énergie totale. De façon usuelle, l’énergie totale représente l’énergie totale mécanique de l’aéronef déterminée par la somme d’une énergie potentielle directement proportionnelle à l’altitude de l’aéronef et d’une énergie cinétique proportionnelle au carré de la vitesse de l’aéronef.

Ainsi, grâce à l'invention, le procédé détermine automatiquement et fournit automatiquement à au moins un système utilisateur (notamment à un système de pilotage automatique) une position correspondant à la position la plus en aval où l’aéronef peut dissiper la différence d’énergie entre l’état énergétique final et l’état énergétique cible jusqu’à ladite position finale. Ledit procédé permet ainsi de choisir automatiquement la manière la plus appropriée et la plus sûre (par rapport à la gestion d’énergie) pour atteindre des cibles d’énergie. Plus particulièrement, ce procédé peut être appliqué aux autorisations (ou clairances) d’altitude et de vitesse, dans le cadre d’une phase de descente et d’approche guidée par radar (où l’énergie totale de l’aéronef décroît au cours du temps).

Ceci apporte une aide efficace au pilote dans la gestion de l’énergie lors de l’approche et permet de remédier à l’inconvénient précité.

De façon avantageuse, la quatrième étape de calcul comprend une sous-étape d’estimation de la trajectoire de vol future.

En outre, dans un mode de réalisation particulier, la quatrième étape de calcul comprend une étape de calcul d’une position auxiliaire qui est située en amont de la position limite d’une marge de distance prédéterminée et une étape de calcul de la distance entre une position courante de l’aéronef et ladite positon auxiliaire, et le procédé comprend une étape de guidage consistant à guider l’aéronef pour qu’il présente l’état d’énergie cible au plus à ladite position auxiliaire.

Par ailleurs, avantageusement, le procédé comprend une étape de mise à jour consistant à mettre à jour l’état énergétique final à la position finale. De préférence, l’étape de mise à jour consiste à mettre à jour l’état énergétique final en fonction d’au moins l’un des paramètres suivants : - une masse à l’atterrissage ; - une altitude à un aéroport prévu pour l’atterrissage ; - un vent à l’aéroport ; - un paramètre auxiliaire affectant l’état énergétique final.

En outre, dans un mode de réalisation particulier, l’étape de réception consiste à réaliser : - une entrée manuelle de la cible d’énergie ; et/ou - une entrée automatique de la cible d’énergie.

Par ailleurs, de façon avantageuse : - la première étape de calcul consiste à calculer l’état énergétique cible à partir de la cible d’altitude, de la cible de vitesse, de valeurs courantes de paramètres de vol de l’aéronef et de modèles prédéterminés ; et/ou - la troisième étape de calcul tient compte d’au moins un critère auxiliaire pour calculer la distance de dissipation.

La présente invention concerne également un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, lors d'une phase d'approche (en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport), ladite approche permettant de rejoindre une position dite finale à laquelle l’aéronef doit présenter un état énergétique dit final.

Selon l'invention, ledit dispositif comporte : - une unité de réception configurée pour recevoir une cible d’énergie comprenant une cible d’altitude et une cible de vitesse ; - une première unité de calcul configurée pour calculer un état énergétique cible relatif à ladite cible d’énergie ; - une deuxième unité de calcul configurée pour calculer une différence d’énergie entre l’état énergétique final et l’état énergétique cible ; - une troisième unité de calcul configurée pour calculer une distance de dissipation permettant à l’aéronef de dissiper ladite différence d’énergie ; - une quatrième unité de calcul configurée pour calculer une position limite située en amont de ladite position finale, le long d’une trajectoire de vol future de l’aéronef, de ladite distance de dissipation, ladite position limite étant la position la plus en aval où l’aéronef peut dissiper ladite différence d’énergie de l’aéronef jusqu’à ladite position finale ; et - une unité de transmission d’informations configurée pour transmettre au moins ladite position limite à au moins un système utilisateur.

Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif comporte au moins l’un des systèmes utilisateurs suivants : - un système de pilotage automatique qui reçoit au moins ladite position limite pour guider l’aéronef ; et - une unité d’affichage pour afficher au moins ladite position limite.

Par ailleurs, avantageusement, ledit dispositif comporte également : - une interface permettant à un opérateur d’entrer des données et au moins la cible d’énergie ; et/ou - un système de transmission d’informations permettant d’entrer automatiquement des données dans ledit dispositif et au moins la cible d’énergie.

La présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est muni d'un dispositif tel que celui décrit ci-dessus.

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 semblables. Plus particulièrement : - la figure 1 est le schéma synoptique d’un mode de réalisation particulier d’un dispositif conforme à l'invention ; - la figure 2 montre schématiquement une trajectoire de vol estimée de l’aéronef, sur laquelle on a indiqué les positions principales en vue de la gestion de l’énergie ; - la figure 3 est le schéma synoptique d’une unité de traitement de données du dispositif de la figure 1 ; - la figure 4 est le schéma synoptique d’étapes successives mises en œuvre par ledit dispositif.

DESCRIPTION DÉTAILLÉE

Le dispositif 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d’illustrer l’invention est destiné à aider au pilotage d’un aéronef AC (figure 2), en particulier un avion de transport, lors d’une approche d'une piste d'atterrissage 2 d’un aéroport, en vue d'un atterrissage sur cette piste d'atterrissage 2.

Ce dispositif 1 est destiné à aider à la gestion de l’énergie et plus particulièrement à la dissipation de l’énergie pour permettre à l’aéronef AC de rejoindre une position dite finale Pf, à laquelle il doit présenter un état énergétique dit final ETf. Cette position finale Pf correspond, de préférence, à une hauteur, par exemple 50 pieds (environ 15 mètres), à proximité directe de la piste d'atterrissage 2.

Selon l'invention, ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l’aéronef, comporte, comme représenté sur la figure 1, une unité centrale 3 comprenant : - une unité de réception 4 (« RECEPT >> pour « Réception Unit >> en anglais) configurée pour recevoir une cible d’énergie comprenant une cible d’altitude et une cible de vitesse ; - une unité de traitement de données 5 (« PROC >> pour« Data Processing Unit >> en anglais) reliée par l’intermédiaire d’une liaison 6 à l’unité de réception 4 et destinée à traiter des données pour générer au moins une position limite précisée ci-dessous ; et - une unité de transmission d’informations 7 (« TRANSMIT >> pour «Transmission Unit» en anglais) qui est reliée par l’intermédiaire d’une liaison 8 à l’unité de traitement de données 5 et qui est configurée pour transmettre au moins ladite position limite à au moins un système utilisateur 9, 10 via une liaison 11, 12.

Selon l’invention, l’unité de traitement de données 5 comporte, comme représenté sur la figure 3 : - une unité de calcul 14 (« COMP1 » pour «First Computation Unit» en anglais) reliée par l’intermédiaire de la liaison 6 à l’unité de réception 4 et configurée pour calculer un état énergétique cible ETtgt relatif à ladite cible d’énergie. Dans le cadre de l’invention, un état énergétique représente une énergie totale ; - une unité de calcul 15 (« COMP2 » pour « Second Computation Unit» en anglais) reliée par l’intermédiaire d’une liaison 16 à l’unité de calcul 14 et configurée pour calculer une différence d’énergie AE entre l’état énergétique final ETf et l’état énergétique cible ETtgt ; - une unité de calcul 17 (« COMP3 » pour « Third Computation Unit» en anglais) reliée par l’intermédiaire d’une liaison 18 à l’unité de calcul 15 et configurée pour calculer une distance de dissipation DAE permettant à l’aéronef de dissiper l’énergie correspondant à ladite différence d’énergie AE ; et - une unité de calcul 19 (« COMP4 » pour « Fourth Computation Unit » en anglais) reliée par l’intermédiaire d’une liaison 20 à l’unité de calcul 17 et configurée pour calculer une position limite Pec située en amont de ladite position finale Pf, le long d’une trajectoire de vol TV future de l’aéronef AC, de ladite distance de dissipation DAE, comme représenté sur la figure 2.

Dans le cadre de l’invention, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de vol de l’aéronef AC, qui est illustré par une flèche F sur la figure 2.

La position limite Pec est donc la position la plus en aval où l’aéronef AC peut dissiper ladite différence d’énergie DAE jusqu’à ladite position finale Pf.

En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 comporte, comme représenté sur la figure 1, les systèmes utilisateurs suivants : - un système de pilotage automatique 9 (« AP >> pour « Automatic Pilot >> en anglais) qui reçoit au moins ladite position limite via la liaison 11 et qui l’utilise pour guider l’aéronef ; et - une unité d’affichage 10 («DU» pour «Display Unit» en anglais) pour afficher au moins ladite position limite (reçue via la liaison 11) sur au moins un écran du poste de pilotage de l’aéronef.

Par ailleurs, ledit dispositif 1 comporte également une interface 21 (« INTERFACE » en anglais) permettant à un opérateur d’entrer des données dans l’unité centrale 3 et au moins la cible d’énergie, via une liaison 22. Ces données sont notamment fournies par le contrôle aérien dans le cadre d’une clairance. Dans une variante de réalisation, l’unité d’affichage 10 fait partie de cette interface 21.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 comporte un système de transmission de données 23 (« TRANSMIT » pour « Data Transmission Unit » en anglais) permettant d’entrer automatiquement des données dans l’unité centrale 3 et au moins la cible d’énergie, via une liaison 24 de transmission de données.

Ces données sont notamment fournies par le contrôle aérien dans le cadre d’une clairance. Elles peuvent également être fournies, en variante, par des systèmes embarqués.

Le dispositif 1 comporte, en outre, un ensemble 25 de sources d'informations (« DATA » pour « Data Génération Unit » en anglais) qui comprennent des systèmes et/ou capteurs usuels pour déterminer, en particulier pour mesurer ou estimer, de façon usuelle, des conditions de vol courantes de l’aéronef. Ces dernières sont fournies à l’unité centrale 3 via une liaison 26. Plus précisément, l’ensemble 25 peut déterminer au moins les conditions de vol courantes suivantes : - la hauteur de l’aéronef par rapport au sol ; - la vitesse de l’aéronef ; et - la configuration aérodynamique (positions des becs et des volets notamment) de l’aéronef. L’unité centrale 3, telle que décrite ci-dessus, met en oeuvre l’ensemble d’étapes E1 à E6 suivantes, comme représenté sur la figure 4 : E1/ une étape de réception mise en oeuvre par l’unité de réception 4 et consistant à recevoir une cible d’énergie comprenant une cible d’altitude et une cible de vitesse ; E2/ une première étape de calcul mise en oeuvre par l’unité de calcul 14 et consistant à calculer un état énergétique cible ETtgt relatif à ladite cible d’énergie ; E3/ une deuxième étape de calcul mise en oeuvre par l’unité de calcul 15 et consistant à calculer une différence d’énergie AE entre l’état énergétique final ETf de l’aéronef et l’état énergétique cible ETtgt de l’aéronef {AE = ETf -ETtgt) ; E4/ une troisième étape de calcul mise en oeuvre par l’unité de calcul 17 et consistant à calculer une distance de dissipation DAE permettant à l’aéronef de dissiper ladite différence d’énergie AE ; E5/ une quatrième étape de calcul mise en oeuvre par l’unité de calcul 19 et consistant à calculer une position limite Pec située en amont de ladite position finale Pf (le long d’une trajectoire de vol TV future de l’aéronef) de ladite distance de dissipation DAE, comme représenté sur la figure 2, ladite position limite Pf étant la position la plus en aval où l’aéronef AC (qui se trouve à une position courante PAC) peut dissiper ladite différence d’énergie AE jusqu’à ladite position finale Pf ; et E6/ une étape de transmission d’informations mise en oeuvre par l’unité de transmission 7 et consistant à transmettre au moins ladite position limite Pec à au moins l’un des systèmes utilisateurs 9 et 10, et notamment au système de pilotage automatique 9.

On décrit, ci-après, plus en détail, les opérations mises en œuvre par certains des moyens du dispositif 1. L’unité de calcul 14 calcule l’état énergétique cible de façon usuelle, à partir de la cible d’altitude, de la cible de vitesse, de valeurs courantes de paramètres de vol de l’aéronef (reçus notamment de l’ensemble 25) et de modèles prédéterminés (de préférence intégrés).

Par ailleurs, l’unité de calcul 17 peut utiliser une méthode de calcul usuelle pour calculer la distance de dissipation de l’énergie, par exemple une méthode telle que celle décrite dans les brevets US-8,346,412 ou FR-2885439.

En outre, dans un mode de réalisation particulier, l’unité de calcul 17 tient compte d’au moins un critère auxiliaire pour calculer la distance de dissipation. En particulier, si des marges suffisantes existent par rapport à la cible d’énergie, un critère auxiliaire, tel que par exemple le carburant minimal, peut être introduit dans la stratégie de gestion d’énergie.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, l’unité de calcul 19 (ou un système utilisateur 9, 10 qui reçoit la position limite Pec) comprend un élément de calcul intégré qui calcule une position auxiliaire Pecm. Cette position auxiliaire Pecm est située en amont de la position limite Pec d’une marge de distance Dm prédéterminée, comme représenté sur la figure 2. L’unité de calcul 19 (ou le système utilisateur 9, 10) comprend également un élément de calcul intégré qui calcule la distance Davm entre la position courante PAC de l’aéronef AC et ladite position limite Pec. Comme représenté sur la figure 2, Dm+Davm=Dav, Dav étant la distance entre la position courante PAC de l’aéronef AC et la position limite Pec. Toutes ces distances sont calculées le long de la trajectoire de vol TV.

Le système de pilotage automatique 9 peut être configuré pour guider l’aéronef pour qu’il présente l’état énergétique cible ETtgt à ladite position auxiliaire Pecm, pour être sûr que cette condition soit bien satisfaite à la position limite Pec. Le système de pilotage automatique 9 peut, notamment, mettre en œuvre le procédé décrit dans le brevet US-8,948,937 ou dans la demande de brevet FR-2978587.

Par ailleurs, le dispositif 1 comprend également une unité de mise à jour 27 (« UPD >> pour « Updating Unit » en anglais) qui est, par exemple, intégrée dans l’unité de traitement de données 5, comme représenté sur la figure 3, et qui est configurée pour mettre à jour l’état énergétique final ETf.

Dans un mode de réalisation préféré, l’unité de mise à jour 27 met à jour l’état énergétique final en fonction d’au moins l’un ou plusieurs des paramètres suivants, en cas de modification de la valeur d’au moins l’un de ces paramètres : - la masse de l’aéronef à l’atterrissage ; - l’altitude de l’aéroport prévu pour l’atterrissage ; - un vent à l’aéroport ; - au moins un paramètre auxiliaire affectant l’état énergétique final. L’unité de traitement d’informations 5 comprend également, comme représenté sur la figure 3, une unité d’estimation 28 (« ESTIM » pour «Trajectory Estimation Unit» en anglais) configurée pour estimer la trajectoire de vol TV future, utilisée par l’unité de calcul 19 de l’aéronef. De préférence, l’unité d’estimation 28 utilise des données relatives à d’autres avions pour estimer la trajectoire de vol future TV, cette trajectoire de vol future TV dépendant alors des contraintes du trafic aérien pour éviter des risques de collision. Cette unité d’estimation 28 est, par exemple, intégrée dans l’unité de calcul 19. L’unité d’estimation 28 peut mettre en œuvre une méthode usuelle pour estimer la trajectoire de vol future de l’aéronef, en particulier celle décrite dans les brevets US-8,825,366 ou FR-2968441. Plus particulièrement, l’unité d’estimation 28 peut mettre en œuvre la méthode suivante, consistant de façon automatique, à l’aide d’une base de données relative à des obstacles et d’un profil vertical de référence, en tenant en compte d’un objectif fixé par un opérateur et indiquant au moins un point cible : A/ à déterminer au moins un premier tronçon de trajectoire de vol à partir d’un point courant, en réalisant les opérations successives suivantes : a) engendrer au moins un segment de droite de longueur prédéterminée débutant au point courant ; b) réaliser un test de validation de chaque segment de droite ainsi engendré, un test de validation utilisant la base de données et le profil vertical de référence ; c) évaluer chaque segment de droite engendré et validé, en lui attribuant une note qui est représentative de sa capacité à remplir l’objectif fixé ; et d) enregistrer, comme tronçon de trajectoire de vol qui illustre une trajectoire virtuelle, chaque segment de droite, avec la note qui lui est attribuée ; et B/ à mettre en oeuvre un traitement itératif (ou une boucle itérative), comprenant les opérations successives suivantes : a) parmi toutes les trajectoires virtuelles enregistrées, prendre en compte la trajectoire virtuelle présentant la meilleure note par rapport à l’objectif fixé ; b) déterminer des changements de cap possibles à partir de l’extrémité aval de cette trajectoire virtuelle ; c) pour chacun des changements de cap possibles, engendrer un tronçon de trajectoire débutant à ladite extrémité aval et comprenant au moins l’un des éléments suivants : un arc de cercle et un segment de droite, pour lesquels on réalise un test de validation ; d) pour chaque tronçon de trajectoire engendré et validé à l’étape c), former un nouveau tronçon de trajectoire de vol constitué de la trajectoire virtuelle prise en compte à l’étape a), suivie dudit tronçon de trajectoire ; e) évaluer chaque nouveau tronçon de trajectoire ainsi formé, en lui attribuant une note qui est représentative de sa capacité à remplir l’objectif fixé ; et f) enregistrer chaque nouveau tronçon de trajectoire de vol qui illustre une trajectoire virtuelle, avec la note qui lui est attribuée.

La suite d’étapes B/a) à B/f) précédente est répétée jusqu’à ce que l’extrémité aval de la trajectoire virtuelle présentant la meilleure note à la fin d’une répétition (desdites étapes a à f) correspond audit point cible, cette trajectoire virtuelle représentant alors la trajectoire de vol future estimée.

Le dispositif 1, tel que décrit ci-dessus, permet notamment de déterminer automatiquement et de fournir automatiquement à au moins un système utilisateur (notamment à un système de pilotage automatique) une position correspondant à la position la plus en aval où l’aéronef peut dissiper la différence d’énergie (entre l’état énergétique cible et l’état énergétique final) jusqu’à la position finale. Le dispositif 1 permet ainsi de choisir automatiquement la manière la plus appropriée et la plus sûre (par rapport à la gestion d’énergie) pour atteindre des cibles d’énergie.

Plus particulièrement, bien que non exclusivement, le dispositif 1 peut être appliqué aux autorisations (ou clairances) d’altitude et de vitesse, dans le cadre d’une phase de descente et d’approche guidée par radar (où l’énergie totale de l’aéronef décroît au cours du temps).

Par ailleurs, si une fonction de décélération longitudinale est disponible et si on dispose de l’autorité pour commander automatiquement les aérofreins et la poussée des moteurs, cette capacité peut être utilisée pour atteindre la vitesse cible requise, tout en réduisant davantage la charge de travail de l’équipage. A titre d’illustration, le fonctionnement du dispositif 1, tel que décrit ci-dessus, peut présenter, dans le cadre d’une phase d’approche en vue d’un atterrissage, les étapes suivantes, dans un exemple particulier : - l’unité centrale 3 calcule en continu l’énergie totale instantanée de l’aéronef ; - l’unité centrale 3 calcule l'énergie totale nominale de l’aéronef au seuil de la piste. Cette énergie totale est mise à jour, si nécessaire, par l’unité de mise à jour 27, en fonction de la masse prédite à l’atterrissage, de la sélection des becs et volets, de la température de l’aéroport, de l’altitude à l’aéroport, du vent à l’aéroport, et de tout autre paramètre qui peut affecter, de façon significative, ce calcul ; - lorsqu’une nouvelle autorisation du contrôle aérien est reçue et acceptée par l’équipage, un membre d’équipage entre les cibles de vitesse et d’altitude correspondantes dans le dispositif 1 via l’interface 21. Ces cibles sont utilisées comme base pour calculer la cible d’énergie totale (ou état énergétique cible) ; - l’unité de calcul 15 calcule la différence d’énergie AE ; - l’unité de calcul 17 calcule la distance de dissipation DAE requise pour dissiper l’énergie AE ; - en fonction du cap et de la position de l’aéronef relativement à la piste, l’unité de calcul 19 calcule une trajectoire future prédite, qui amène l’aéronef dans une position alignée le long de l’axe d’approche final à une altitude prédéfinie ; - l’unité de calcul 19 projette la distance vers l’amont le long de la trajectoire de vol TV débutant au seuil Pf de la piste 2. Le point limite Pec à l’extrémité de cette distance représente la dernière position autorisée où la cible d’énergie peut être atteinte ; - l’unité de transmission 7 transmet la distance disponible à partir de la position courante de l’aéronef le long de la trajectoire au système de pilotage automatique 9 ; et - le système de pilotage automatique 9 utilise ces informations pour calculer les ordres de guidage et les appliquer afin de permettre à l’aéronef d’atteindre les cibles requises.

Claims (15)

1. REVENDICATIONS

   1. Procédé d'aide au pilotage d'un aéronef, lors d’une phase d’approche en vue d’un atterrissage, ladite approche permettant de rejoindre une position dite finale (Pf) à laquelle l’aéronef (AC) doit présenter un état énergétique dit final, caractérisé en ce que ledit procédé comprend : - une étape de réception consistant à recevoir une cible d’énergie comprenant une cible d’altitude et une cible de vitesse ; - une première étape de calcul consistant à calculer un état énergétique cible relatif à ladite cible d’énergie ; - une deuxième étape de calcul consistant à calculer une différence d’énergie entre l’état énergétique final et l’état énergétique cible ; - une troisième étape de calcul consistant à calculer une distance de dissipation (DAE) permettant à l’aéronef (AC) de dissiper ladite différence d’énergie ; - une quatrième étape de calcul consistant à calculer une position limite (Pec) située en amont de ladite position finale (Pf), de ladite distance de dissipation {DAE), le long d’une trajectoire de vol future (TV) de l’aéronef (AC), ladite position limite (Pec) étant la position la plus en aval où l’aéronef (AC) peut dissiper ladite différence d’énergie de l’aéronef (AC) jusqu’à ladite position finale (Pf) ; et - une étape de transmission d’informations consistant à transmettre au moins ladite position limite (Pec) à au moins un système utilisateur (9, 10).
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la quatrième étape de calcul comprend une sous-étape d’estimation de la trajectoire de vol future (TV).
3. 3. Procédé selon l’une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que la quatrième étape de calcul comprend une étape de calcul d’une position auxiliaire (Pecm) qui est située en amont de la position limite (Pec) d’une marge de distance (Dm) prédéterminée et une étape de calcul de la distance (Davm) entre une position courante (PAC) de l’aéronef (AC) et ladite positon auxiliaire (Pecm), et en ce que le procédé comprend une étape de guidage consistant à guider l’aéronef (AC) pour qu’il présente l’état d’énergie cible au plus à ladite position auxiliaire (Pecm).
4. 4. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu’il comprend une étape de mise à jour consistant à mettre à jour l’état énergétique final.
5. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l’étape de mise à jour consiste à mettre à jour l’état énergétique final en fonction d’au moins l’un des paramètres suivants : - une masse à l’atterrissage ; - une altitude à un aéroport prévu pour l’atterrissage ; - un vent à l’aéroport ; - un paramètre auxiliaire affectant l’état énergétique final.
6. 6. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’état énergétique représente une énergie totale.
7. 7. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’étape de réception consiste à réaliser une entrée manuelle de la cible d’énergie.
8. 8. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’étape de réception consiste à réaliser une entrée automatique de la cible d’énergie.
9. 9. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la troisième étape de calcul tient compte d’au moins un critère auxiliaire pour calculer la distance de dissipation.
10. 10. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la première étape de calcul consiste à calculer l’état énergétique cible à partir de la cible d’altitude, de la cible de vitesse, de valeurs courantes de paramètres de vol de l’aéronef (AC) et de modèles prédéterminés.
11. 11. Dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef, lors d’une phase d’approche en vue d’un atterrissage, ladite approche permettant de rejoindre une position dite finale (Pf) à laquelle l’aéronef (AC) doit présenter un état énergétique dit final, caractérisé en ce que qu’il comporte : - une unité de réception (4) configurée pour recevoir une cible d’énergie comprenant une cible d’altitude et une cible de vitesse ; - une première unité de calcul (14) configurée pour calculer un état énergétique cible relatif à la dite cible d’énergie ; - une deuxième unité de calcul (15) configurée pour calculer une différence d’énergie entre l’état énergétique final et l’état énergétique cible ; - une troisième unité de calcul (17) configurée pour calculer une distance de dissipation (DAE) permettant à l’aéronef (AC) de dissiper ladite différence d’énergie ; - une quatrième unité de calcul (19) configurée pour calculer une position limite (Pec) située en amont de ladite position finale (Pf), de ladite distance de dissipation {DAE), le long d’une trajectoire de vol future (TV) de l’aéronef (AC), ladite position limite (Pec) étant la position la plus en aval où l’aéronef (AC) peut dissiper ladite différence d’énergie de l’aéronef (AC) jusqu’à ladite position finale (Pf) ; et - une unité de transmission d’informations (7) configurée pour transmettre au moins ladite position limite (Pec) à au moins un système utilisateur (9, 10).
12. 12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce qu’il comporte au moins l’un des systèmes utilisateurs suivants : - un système de pilotage automatique (9) qui reçoit au moins ladite position limite (Pec) pour guider l’aéronef (AC) ; et - une unité d’affichage (10) pour afficher au moins ladite position limite (Pec).
13. 13. Dispositif selon l’une des revendications 11 et 12, caractérisé en ce qu’il comporte une interface (21) permettant à un opérateur d’entrer des données dans ledit dispositif (1 ) et au moins la cible d’énergie.
14. 14. Dispositif selon l’une des revendications 11 à 13, caractérisé en ce qu’il comporte un système de transmission d’informations (25) permettant d’entrer automatiquement des données et au moins la cible d’énergie.
15. 15. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 11 à 14.