FR3044298A1 - Procede et systeme embarques d'aide a l'atterrissage d'un aeronef en phase d'approche - Google Patents

Abstract

L'invention s'intéresse à la prévention des risques de collision d'un aéronef avec le terrain, notamment pour fournir une protection contre ces risques pendant la phase finale d'approche jusqu'au seuil de piste. L'invention combine efficacement deux évaluations de risques complémentaires. Un premier risque consiste à déterminer, à partir d'une information de trajectoire d'une manœuvre d'évitement de l'aéronef à partir d'une position courante de l'aéronef, si la trajectoire de la manœuvre d'évitement pénètre un volume de protection fonction d'un terrain survolé. Un deuxième risque consiste à déterminer si une trajectoire de l'aéronef extrapolée à partir de la position courante de l'aéronef coupe le sol avant le seuil de piste. Une alerte ne sera générée que si les deux déterminations sont positives.

Description

DOMAINE DE L’INVENTION

La présente invention concerne le domaine aéronautique et plus précisément l’aide à l’atterrissage d’un aéronef en phase d’approche d’une piste d’atterrissage. L’invention s’inscrit dans le cadre plus général de la prévention des accidents aéronautiques dans lesquels un aéronef resté manœuvrable s'écrase au sol.

CONTEXTE DE L’INVENTION

Ce type d'accident est connu dans la littérature technique sous l'acronyme CFIT tiré de l'expression anglo-saxonne « Controlled Flight Into Terrain ».

Alors qu'il constituait dans le passé une proportion importante des catastrophes aériennes, les accidents de type CFIT sont désormais évités pour la plupart, grâce à des manœuvres d'évitement du terrain effectuées par les équipages sous l'incitation d'alertes et alarmes provenant de systèmes embarqués de signalisation automatique des risques de collision avec le terrain, connus sous le vocable TAWS (acronyme tiré de l'expression anglo-saxonne « Terrain Awareness & Alerting Systems »), dont font partie le système EGPWS (acronyme tiré de l'expression anglo-saxonne « Enhanced Ground Proximity Warning System ») et le système GCAS (acronyme tiré de l'expression anglo-saxonne « Ground Collision Avoidance System »). Généralement, ces systèmes comparent la position courante de l’aéronef à une base de données embarquée, modélisant un volume de protection fonction du terrain survolé. L’équipage est averti en cas de risque de collision afin que les pilotes puissent modifier la trajectoire de l’aéronef.

Lors d’une approche avant atterrissage, l’aéronef se trouve à proximité du terrain survolé. Ainsi, afin d’éviter toute alerte non compatible avec une telle phase d’approche, les systèmes TAWS sont désensibilisés dès le début de l’approche (environ sous 10 000 pieds) par un durcissement des conditions d’activation des alertes, puis sont totalement inhibés durant l’approche finale (par exemple sur les 15 derniers miles nautiques avant la piste). C’est-à-dire plus aucune alerte n’est alors émise.

Des améliorations des systèmes TAWS ont été proposées pour prolonger la protection au plus près de la piste d’atterrissage.

Par exemple, le système de tunnel d’atterrissage (« Landing Tunnel » selon la terminologie anglo-saxonne) décrit dans le document FR 2 893 146 définit une zone de vol dans laquelle les alertes sont inhibées. Cette zone, en forme de tunnel autour d’une trajectoire normalisée d’approche, est prolongée par des marges verticales de sécurité de taille variable afin de fournir plusieurs niveaux d’alertes, jusqu’à un point dit limite au niveau duquel une manoeuvre d’évitement doit être engagée immédiatement.

Le document FR 2 978 282 décrit, quant à lui, un procédé de filtrage d’alertes provenant d’un système embarqué de détection de collision avec le terrain. Le procédé s’appuie sur l’angle d’approche de l’aéronef et sur un angle nominal d’approche prédéfini selon une procédure nominale d’approche pour calculer un facteur représentatif de l’éloignement relatif de l’aéronef avec une trajectoire nominale d’approche.

Dans la pratique, tout système TAWS actuellement connu, même amélioré pour prolonger la protection au plus près de la piste, se trouve être désactivé au moins 0,25 mile nautique avant le seuil de piste.

Il existe donc un besoin de disposer de systèmes TAWS plus efficaces, notamment en ce qu’ils restent opérationnels pendant toute l’approche finale.

RESUME DE L’INVENTION

La présente invention vise donc à pallier les problèmes cités précédemment.

Pour ce faire, l’invention prévoit un procédé embarqué d’aide à l’atterrissage d’un aéronef en phase d’approche d’une piste d’atterrissage, le procédé comportant les étapes suivantes : calculer au moins une information de trajectoire d’une manoeuvre d’évitement de l’aéronef à partir d’une position courante de l’aéronef ; extrapoler une trajectoire de l’aéronef à partir de la position courante de l’aéronef ; déterminer, à partir de l’information de trajectoire calculée, si la trajectoire de la manoeuvre d’évitement pénètre un volume de protection fonction d’un terrain survolé ; déterminer si la trajectoire extrapolée de l’aéronef coupe le sol avant un seuil de la piste d’atterrissage ; et générer une alerte à l’équipage de l’aéronef uniquement si les deux déterminations sont positives.

La présente invention permet d’améliorer la protection contre les risques de collision avec le sol jusqu’au passage du seuil de piste.

Cela est obtenu par la combinaison inventive des évaluations de deux risques complémentaires, l’un relatif à la faisabilité d’une manoeuvre d’évitement sans risque, et l’autre relatif à un impact juste avant le seuil de piste. Il en résulte que la génération d’alertes est toujours possible pendant l’approche finale, tout en évitant de générer des alertes intempestives là où les systèmes TAWS actuels sont inhibés.

Plus précisément, là où l’évaluation du premier risque de manoeuvre d’évitement devrait être classiquement inhibée en raison de la proximité du terrain d’atterrissage, sa combinaison avec le deuxième risque sur l’impact avant le seuil de piste permet de conserver active l’évaluation du premier risque, pendant toute la phase d’approche finale jusqu’au toucher, notamment dans les derniers 0,250 mile nautique. L’efficacité de l’invention réside dans le juste équilibre entre les deux risques évalués. Par exemple, l’évaluation du deuxième risque sur l’impact avant le seuil de piste n’est pas suffisant en lui-même pour permettre la détection d’un risque de collision. En effet, l’absence de convergence vers le seuil de piste n’est pas critique tant qu’il existe une marge de sécurité, ce que l’évaluation du premier risque détermine. L’approche selon la présente invention ne remet pas en cause les systèmes TAWS actuels, mais vise uniquement à surmonter leur désensibilisation en phase finale d’approche.

Corrélativement, l’invention vise également un système embarqué à bord d’un aéronef, d’aide à l’atterrissage d’un aéronef en phase d’approche d’une piste d’atterrissage, le système comportant : un calculateur d’au moins une information de trajectoire d’une manoeuvre d’évitement de l’aéronef à partir d’une position courante de l’aéronef ; un prédicteur de trajectoire pour extrapoler une trajectoire de l’aéronef à partir de la position courante de l’aéronef ; un processeur configuré pour déterminer, à partir de l’information de trajectoire calculée, si la trajectoire de la manoeuvre d’évitement pénètre un volume de protection fonction d’un terrain survolé ; et pour déterminer si la trajectoire extrapolée de l’aéronef coupe le sol avant un seuil de la piste d’atterrissage ; et un générateur d’alertes configuré pour générer une alerte à l’équipage de l’aéronef uniquement si les deux déterminations sont positives.

Le système d’aide à l’atterrissage présente des avantages similaires à ceux du procédé selon l’invention. D’autres caractéristiques du procédé et du système d’aide à l’atterrissage selon différents modes de réalisation sont décrites dans les revendications dépendantes, et reprises ci-dessous dans des termes de procédé, applicables à l’identique à l’aide de moyens techniques appropriés.

Selon des modes de réalisation, l’information de trajectoire comprend une perte maximale d’altitude de l’aéronef depuis la position courante de l’aéronef, pendant la manoeuvre d’évitement et une distance parcourue au sol par l’aéronef entre la position courante de l’aéronef et un point de perte maximale d’altitude. Ces éléments définissent un vecteur de déplacement dont l’extrémité ne doit donc pas pénétrer le volume de protection, sous peine de valider l’une des deux conditions nécessaires à rémission d’une alerte. De préférence, seules ces deux informations sont prises en compte, permettant de manipuler peu d’informations dans l’évaluation du premier risque.

Selon d’autres modes de réalisation, calculer l’information de trajectoire de la manoeuvre d’évitement comprend les étapes suivantes : calculer une trajectoire de la manoeuvre d’évitement ; et déterminer, comme ladite information de trajectoire, un point bas de plus faible altitude dans ladite trajectoire calculée. Il s’agit d’un minimum local sur une courbe continue, notamment en ce qu’il s’agit du point de la courbe où le signe de la vitesse verticale de l’aéronef s’inverse (passage d’une trajectoire de descente à une trajectoire de remontée sous l’action de remise des gaz).

Le point bas ainsi obtenu est similaire à l’extrémité du vecteur évoqué ci-dessus. Ainsi, cette approche peut être utilisée pour déterminer (déduire) la perte maximale d’altitude et la distance parcourue au sol, à partir du vecteur formé par la position courante de l’aéronef et le point bas déterminé.

Selon un mode de réalisation particulier, il est déterminé que la trajectoire de la manoeuvre d’évitement pénètre le volume de protection lorsque le point bas est à l’intérieur du volume de protection. Cette détermination est ainsi peu coûteuse en traitement, ce qui est particulièrement approprié à un traitement embarqué.

Selon d’autres modes de réalisation, le calcul de la trajectoire de manoeuvre d’évitement est fonction de la capacité de remise des gaz de l’aéronef, selon un modèle de performance stocké dans une mémoire embarquée. En d’autres termes, la manoeuvre d’évitement revêt le caractère d’une pure manoeuvre d'évitement vertical dite « Pull-Up >>, consistant généralement en une montée pleins gaz précédée d'une remise à plat des ailes si l'aéronef était en virage. L’évaluation peut ainsi être conduite dans l’aéronef lui-même.

Selon d’autres modes de réalisation, la trajectoire de manœuvre d’évitement et la trajectoire extrapolée sont obtenues à partir de la position courante de l’aéronef et en fonction de valeurs courantes de paramètres avioniques déterminées par des capteurs embarqués. Cela permet d’obtenir des évaluations des risques en temps réel, et donc une meilleure précision dans l’approche finale d’atterrissage.

Selon d’autres modes de réalisation, la trajectoire de l’aéronef est extrapolée à l’aide des position, vitesse et accélération courantes de l’aéronef. De telles informations étant disponibles en temps réel sans calculs complexes, cette approche permet d’obtenir, à faibles coûts de traitements, une précision en temps réel lors de l’approche finale d’atterrissage.

Selon d’autres modes de réalisation, déterminer si la trajectoire extrapolée de l’aéronef coupe le sol avant le seuil de la piste d’atterrissage comprend une étape consistant à déterminer si la trajectoire extrapolée de l’aéronef passe sous une altitude prédéterminée à la verticale du seuil de la piste d’atterrissage ou si la trajectoire extrapolée de l’aéronef passe, à l’altitude du seuil de la piste d’atterrissage, avant une position antérieure à celle du seuil de piste selon un axe longitudinal de la piste.

Ces deux formulations permettent de déterminer efficacement, et sans calculs complexes, si l’aéronef court un risque d’impact avant le seuil de piste visé.

Selon des caractéristiques particulières, l’altitude prédéterminée ou la position antérieure est l’altitude du seuil de piste ou la position du seuil de piste selon l’axe longitudinal, respectivement. En variante, l’altitude prédéterminée ou la position antérieure est égale à l’altitude du seuil de piste ou de la position du seuil de piste selon l’axe longitudinal, respectivement, augmentée d’une marge. Cette marge de sécurité permet de régler la sensibilité du système d’aide selon l’invention.

Tout ou partie des procédés selon l’invention peut être mis en œuvre par ordinateur, combinant logiciel et matériel (hardware). L’invention peut ainsi être stockée sous forme de produit programme d’ordinateur comprenant des instructions adaptées à la mise en œuvre de chacune des étapes du procédé lorsque ledit programme est exécuté par un microprocesseur. L’invention vise aussi un aéronef comprenant au moins un système d’aide à l’atterrissage tel que défini ci-dessus. Il est ainsi adapté à mettre en œuvre le procédé d’aide à l’atterrissage précité.

BREVE DESCRIPTION DES FIGURES D’autres particularités et avantages de l’invention apparaîtront encore dans la description ci-après, illustrée par les dessins ci-joints, dans lesquels : la figure 1 illustre de façon schématique un système embarqué à bord d’un aéronef, d’aide à l’atterrissage d’un aéronef en phase d’approche d’une piste d’atterrissage, selon des modes de réalisation de l’invention ; la figure 2 illustre, de façon simplifiée, un exemple de volume de protection mis en oeuvre dans le système de la figure 1 ; la figure 3 illustre schématiquement une trajectoire de manoeuvre d’évitement standard ; les figures 4a à 4c illustrent l’évaluation d’un premier risque de collision avec le sol selon un mode de réalisation de l’invention, lors d’une phase d’approche d’un aéronef, en trois instants différents ; et les figures 5a à 5c illustrent l’évaluation d’un second risque de collision avec le sol selon un mode de réalisation de l’invention, lors d’une phase d’approche d’un aéronef, en trois instants différents.

DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION

Le procédé selon l'invention permet de protéger un aéronef contre les risques de collision avec le sol jusqu’au passage du seuil de piste d’atterrissage, en générant des alertes selon des critères nouveaux.

Dans des modes de réalisation, la génération d’alertes inclut le filtrage d'alertes provenant d'un système de détection de collision avec le terrain embarqué à bord de l’aéronef en phase d'approche de la piste d'atterrissage.

En phase d’approche de la piste, l'aéronef positionné en P=(X, Y, Z), avec Z son altitude, vole selon un vecteur vitesse V (tridimensionnel) et une accélération A (tridimensionnelle). Ces informations peuvent être déterminées en temps réel à l’aide de capteurs d’avionique embarqués ou instruments de vol, et sont alors notées P(t), X(t), Y(t), Z(t)), V(t) et A(t).

La piste d'atterrissage comporte un seuil de piste S (Xs, Ys, Zs) et est orientée selon un axe longitudinal exprimé généralement avec un angle par rapport au nord géographique. L'invention permet, en proposant une combinaison de deux conditions complémentaires, d'éviter une chute anormale d'un aéronef dans le cas d'un CFIT. Une information de trajectoire d’une manœuvre d’évitement de l’aéronef à partir d’une position courante de l’aéronef est tout d’abord calculée pour déterminer si la trajectoire de la manœuvre d’évitement pénètre un volume de protection fonction d’un terrain survolé. Cette première condition permet d’évaluer le risque de collision avec le sol eu égard à la capacité de l’aéronef à réaliser une manœuvre d’évitement sans risque, généralement une manœuvre d'évitement vertical dite « Pull-Up » consistant en une montée pleins gaz. D’autre part, une trajectoire de l’aéronef est extrapolée à partir de la position courante de l’aéronef. Il s’agit d’une projection court-terme de la trajectoire courante de l’aéronef. Puis, il est déterminé si cette projection de trajectoire coupe le sol avant le seuil S de la piste d’atterrissage. Cette seconde condition traduit le risque de collision avec le sol (CFIT), eu égard à l’absence de convergence de la trajectoire de l’aéronef avec le seuil de piste.

Ces conditions sont préférablement évaluées en temps réel à partir de valeurs courantes de paramètres avioniques déterminées par des capteurs embarqués ou délivrées par les instruments de vol.

La combinaison selon l’invention repose sur la prise en compte en même temps de ces deux conditions d’évaluation de risques, ce qui permet à la fois de réduire des alertes intempestives en phase d’approche et de poursuivre la surveillance, et donc la protection de l’aéronef, pendant toute la phase d’approche y compris l’approche finale jusqu’au seuil de piste.

Il en résulte ainsi qu’une alerte à l’équipage de l’aéronef est générée uniquement si les deux déterminations sont positives. Une alerte est avantageusement générée en temps réel lorsque les deux conditions évoquées ci-dessus sont également évaluées en temps réel. A titre d’exemple, une condition de temps réel (ou quasi-réel) peut reposer sur une fréquence d’actualisation de l’ordre de 1 Hz à 10Hz, par exemple 2, 4, 6 ou 8 Hz .

Une telle alerte laisse le temps à l’équipage pour réagir et corriger la trajectoire de l’aéronef si nécessaire

La figure 1 illustre de façon schématique un système embarqué 1 à bord d’un aéronef, d’aide à l’atterrissage de l’aéronef en phase d’approche d’une piste d’atterrissage, selon des modes de réalisation de l’invention.

Ce schéma présente différents modules fonctionnels 11-17 pour une mise en œuvre de l’invention. Chaque module fonctionnel met en œuvre une ou plusieurs étapes du procédé selon des modes de réalisation de l’invention. Les flèches sur la figure montrent les dépendances temporelles entre les étapes du procédé.

Les modules fonctionnels s’appuient sur des données fournies en temps réel par des capteurs embarqués et/ou des données stockées en mémoire de l’aéronef (dans une ou plusieurs bases de données non représentées). A titre d’exemples, des données dynamiques déterminées par des capteurs embarqués ou délivrées par les instruments de vol peuvent inclure, de façon non exhaustive, la position P(t)=(X(t), Y(t), Z(t)) de l’aéronef, sa vitesse V(t), son accélération A(t), une densité de l’air déduite d’une altitude barométrique et d’une température extérieure, une vitesse du vent, une puissance du ou des moteurs de l’aéronef, un état de configuration de l’aéronef (incluant sa masse, sa configuration aérodynamique, son centre de gravité).

Des données prédéfinies stockées en base de données de l’aéronef peuvent inclure des informations d’aéroports, notamment concernant les pistes d’atterrissage, un ou plusieurs modèles modélisant un volume de protection à partir d’informations de terrain, un ou plusieurs modèles modélisant une trajectoire de l’aéronef en cas de poussée des gaz, un ou plusieurs modèles modélisant des projections à court terme de trajectoires d’aéronef, et des paramètres de marge ou de seuil pour ajuster la sensibilité du système.

Les informations sur la piste d’atterrissage visée peuvent inclure la position de son seuil, son axe longitudinal et des informations de terrain aux alentours (par exemple une cartographie 3D numérique des alentours répertoriant les reliefs de la région survolée pendant la phase d’approche).

Des modèles classiques pour modéliser un volume de protection à partir d’informations de terrain peuvent être utilisés, comme ceux évoqués dans le document FR 2 893 146 précité. En variante, les volumes de protection pour chaque piste d’atterrissage peuvent être directement mémorisés dans la base de données embarquée, comme des représentations cartographiques du terrain survolé en phase d’approche. Plusieurs volumes de protection peuvent être définis pour une piste d’atterrissage donnée en fonction de plusieurs marges de sécurité considérées. Cela permet de façon classique d’ajuster la sensibilité du système selon l’invention, et notamment d’obtenir plusieurs niveaux d’alertes.

Des modèles modélisant une trajectoire de l’aéronef en cas de poussée des gaz, c’est-à-dire en cas de manœuvre standard d'évitement vertical, tiennent compte des possibilités instantanées de montée de l'aéronef, à partir de paramètres déterminés en temps réels. A titre illustratif, les paramètres utilisés dans ces modèles peuvent inclure le poids de l'aéronef et/ou son inertie et/ou sa vitesse lors de l'engagement de la manœuvre, et/ou sa configuration du moment: perte d'un moteur, position des volets, des becs, des systèmes de dégivrage, des freins aérodynamiques, du taux de virage, du roulis, la vitesse de mise en roulis, etc... Pour simplifier, les traitements, un abaque de trajectoires prédéfinies peut être prévu en mémoire, permettant de sélectionner l’une des trajectoires en fonction des paramètres instantanés.

Des modèles modélisant des projections à court terme d’une trajectoire d’aéronef peuvent simplement s’appuyer sur un développement limité, par exemple d’ordre 2, utilisant la position, la vitesse et l’accélération instantanées de l’aéronef.

Les paramètres de marge ou de seuil peuvent inclure des valeurs permettant de définir différents niveaux de marge de sécurité pour la génération de volumes de protection liés au terrain survolé et/ou permettant d’introduire des temps de réaction variables (par exemple du pilote). Ces paramètres peuvent également inclure des valeurs de seuil pour l’évaluation des risques, notamment du deuxième risque précité (par exemple une marge de tolérance dans l’appréciation d’une altitude ou position décalée par rapport au seuil de piste à partir de laquelle le risque est levé).

Pour simplifier les explications, il est fait référence, dans la suite, au déplacement de l’aéronef dans le plan vertical passant par l’axe longitudinal de la piste. En effet, la phase d’approche, au moins finale, de l’aéronef est traditionnellement effectuée dans ce plan, car l’aéronef est aligné avec l’axe longitudinal de la piste.

On pourra donc définir le seuil de piste comme origine du repère Piste considéré. Ainsi, X(t) (X>0 avant le seuil ; X<0 après le seuil) est la position horizontale de l’aéronef (ou distance au sol de l’aéronef avec le seuil de piste) et Z(t) est l’altitude ou hauteur de l’aéronef. Dans ce repère, la phase d’approche de l’aéronef se passe dans le quadrant {X>0 et Z>0}.

Des considérations tridimensionnelles ne modifient pas les enseignements de l’invention, et nécessitent uniquement des calculs plus complexes de trajectoires, à la portée de l’homme du métier.

Le module 11 permet de définir ou générer un volume ou « enveloppe » de protection fonction du terrain survolé en phase d’approche de la piste d’atterrissage.

Le volume de protection ou « no go zone » (NGZ) est par définition une zone dans laquelle il est dangereux pour l’aéronef de voler. Elle peut être définie de plusieurs manières afin de régler la sensibilité du dispositif, mais s’appuie sur une cartographie du relief survolé en phase d’approche de la piste d’atterrissage.

Dans un mode de réalisation, le volume « obstacle free zone >> (OFZ) définit pas l’Organisation de l’Aviation Civile Internationale (OACI) est utilisé comme volume de protection au sens de l’invention. En effet, l’OACI (repris par la FAA et l’EASA) définit sur la trajectoire d’approche d’un terrain, une zone dans laquelle il ne doit pas se trouver d’obstacle autre que ceux liés aux équipements de navigation de l’aéroport. Préférentiellement, une marge de sécurité, dont la valeur peut être stockée en mémoire, est prise sur cette définition, ce qui réduit la zone autorisée.

La figure 2 illustre, de façon simplifiée, une telle zone 22 dotée d’une marge de sécurité 21 proportionnelle à la hauteur de l’OFZ 20 depuis l’altitude du seuil S de piste. Le trait en pointillés représente une trajectoire nominale 23 d’approche à 3° prévoyant un toucher aux environs de 300 mètres après le seuil de piste.

Dans cet exemple, le volume de protection 22 ne consiste qu’en un jeu de hauteurs du volume en fonction de la distance au seuil de piste S. Un tel volume de protection 22 peut donc être directement codé et stocké dans une base de données embarquée afin d’éviter des calculs inutiles.

Bien entendu, cet exemple n’est pas limitatif et des volumes de protection plus complexes, par exemple ceux illustrés dans le document FR 2 893 146 ou le document US 2003/206120, peuvent être prévus.

Pour construire le volume de protection 22, le module 11 récupère, de la base de données embarquée, la position du seuil de piste ainsi que son orientation. Pour ce faire, il doit connaître la piste d’atterrissage considérée, ce qui peut être fait selon trois mécanismes alternatifs : soit le pilote renseigne lui-même la piste d’atterrissage prévue (par exemple au FMS, pour « Flight Management System »), soit le système détermine automatiquement la piste d’atterrissage la plus probable compte tenu de la position et de la trajectoire de l’aéronef, soit un couplage de ces deux mécanismes est prévu. A noter que le second mécanisme présente l’avantage d’offrir une protection permanente même en cas de changement tardif de piste d’atterrissage. En outre, il ne nécessite aucune action du pilote, ce qui peut s’avérer utile en cas de difficulté de vol.

Une fois la piste d’atterrissage connue, le module 11 peut générer ou récupérer, dans la base de données embarquée, le volume de protection 22. L’aide à l’atterrissage selon l’invention s’active alors avec les autres modules décrits maintenant.

Le module 12 est, dans un mode de réalisation, un calculateur d’au moins une information de trajectoire d’une manœuvre d’évitement de l’aéronef à partir d’une position courante de l’aéronef.

Cela peut être réalisé en deux étapes, l’une consistant à calculer en temps réel la trajectoire de remise des gaz (manœuvre d’évitement) de l’aéronef en fonction des paramètres courants envoyés par les capteurs 10 et l’avionique de l’aéronef, et l’autre consistant à déterminer l’information de trajectoire pertinente pour l’évaluation du premier risque, à partir de cette trajectoire calculée.

Comme il ressortira de la description ci-après, un exemple d’information de trajectoire pertinente est le point bas de plus faible altitude dans ladite trajectoire calculée, c’est-à-dire le point de la trajectoire où le signe de la vitesse verticale de l’aéronef s’inverse (en d’autres termes, lors du passage d’une trajectoire de descente à une trajectoire de remontée sous la remise des gaz identifiable par un gradient de montée positif).

Ce point bas de plus faible altitude permet ainsi de définir un vecteur avec la position courante de l’aéronef, ce vecteur ayant une composante verticale correspondant à la perte maximale d’altitude de l’aéronef depuis la position courante de l’aéronef, pendant la manœuvre d’évitement et une composante horizontale correspondant à la distance parcourue au sol par l’aéronef entre la position courante de l’aéronef et le point de perte maximale d’altitude.

La figure 3 illustre schématiquement une trajectoire 3 de manœuvre d’évitement standard, avec un point bas 30 de plus faible altitude définissant la perte maximale d’altitude ΔΖ (ΔΖ exprimée sous forme négative) et la distance parcourue ΔΧ pour que la vitesse verticale de l’aéronef redevienne positive et que l’aéronef reprenne de la hauteur par rapport au sol. Comme visible sur la figure, la manœuvre d’évitement standard comporte une portion de trajectoire allant de la position courante P de l'aéronef jusqu'à un arrondi précédant la mise en montée effective de l'aéronef nécessaire à la remise à plat de l'aéronef, puis à la prise d'une incidence adaptée à une pente de montée égale ou proche d'un maximum possible en raison du passage des moteurs à un régime maximum de poussée.

Le calcul de la trajectoire de manœuvre d’évitement standard peut se faire en deux temps.

Tout d’abord, la capacité de remise de gaz de l’aéronef est déterminée ou calculée en s’appuyant sur un modèle de performance avion stocké dans la base de données embarquée. Le recours à un modèle permet d’estimer au mieux les capacités réelles de l’aéronef et ainsi de minimiser les marges à prendre. Ce modèle retranscrit la réaction de l’aéronef à la procédure de remise de gaz.

Le modèle peut faire intervenir des paramètres courants, dans un plus ou moins grand nombre, dont tout ou partie peut inclure : la position P(t)=(X(t), Y(t), Z(t)) de l’aéronef, sa vitesse V(t), son accélération A(t), une densité de l’air déduite d’une altitude barométrique et d’une température extérieure, une vitesse du vent, une puissance du ou des moteurs de l’aéronef, un état de configuration de l’aéronef (incluant sa masse, sa configuration aérodynamique, son centre de gravité), etc. Bien entendu, tout autre paramètre influençant significativement ΔΖ et ΔΧ pourra être utilisé, étant entendu que l’importance de certains paramètres dans la détermination de ΔΖ et ΔΧ peut varier d’un type d’aéronef à l’autre.

Puis, une trajectoire de remise des gaz de l’aéronef est calculée sur la base de cette capacité de remise de gaz. Ainsi, le calcul de la trajectoire de manoeuvre d’évitement est fonction de la capacité de remise des gaz de l’aéronef, selon un modèle de performance stocké dans une mémoire embarquée. C’est cette trajectoire qui est utilisée pour déterminer le premier risque évoqué (détermination par le module 14 décrit ci-dessous).

Le calcul de la trajectoire de manœuvre d’évitement peut également tenir compte de paramètres de retard, par exemple d’un temps de sortie d’une alerte (représentatif du temps nécessaire au système embarqué pour restituer une alerte à l’équipage depuis le moment où le risque est détecté) et/ou d’un temps de réaction du pilote pour réagir à l’alerte et engager la procédure de remise des gaz. Ces deux retards sont illustrés par les références 31 et 32 respectivement.

Des modèles de performance avion plus ou moins complexes sont déjà connus. Des trajectoires de manœuvre d’évitement standard sont par exemple montrées dans le document FR 2 893 146 précité.

Les valeurs ΔΖ et ΔΧ sont ainsi obtenus pour chaque instant ‘t’ courant de la phase d’approche.

En variante, ΔΖ et ΔΧ peuvent être choisis constant selon un modèle conservatif pour tout le domaine de vol protégé par la fonction d’aide à l’atterrissage selon l’invention. Cette solution présente l’avantage d’être simple et peu coûteuse.

De retour à la figure 1, le module 13 peut être un prédicteur de trajectoire pour extrapoler une trajectoire de l’aéronef à partir de la position courante de l’aéronef, qui opère en parallèle du calculateur 12.

En effet, l’invention s’appuie sur la connaissance d’une trajectoire à court terme (par exemple sur 10 à 20 secondes) de l’aéronef, pour évaluer le deuxième risque indiqué plus haut. Cette trajectoire est dite à court terme car elle suppose qu’aucune action de pilotage ne sera engagée, ce qui n’est pas valable à plus long terme surtout lors d’une phase d’approche où des ajustements de pilotage sont généralement pris. Il s’agit donc d’une trajectoire « normale >> de l’aéronef compte tenu de sa configuration courante, sans manœuvre d’évitement.

Tout estimateur ou prédicteur de trajectoire répondant à ce besoin peut être utilisé. De préférence, celui-ci peut être mis en œuvre sous forme d’instructions de code dans un calculateur embarqué. L’estimation de la trajectoire court-terme s’appuie préférentiellement sur les position, vitesse et accélération courantes de l’aéronef, disponibles via des dispositifs GPS et/ou 1RS et/ou Barométrique. Ces paramètres délivrés par ces dispositifs peuvent être utilisés bruts ou filtrés (sur plusieurs instants) afin de réduire l’instabilité du résultat due au bruit de mesure (notamment pour l’accélération). L’estimation de la trajectoire court-terme vise à évaluer par exemple la hauteur de l’aéronef au passage (donc à la verticale) du seuil de piste S, c’est-à-dire évaluer Z(t) lorsque X(t)=0.

La trajectoire court-terme d’un avion peut être extrapolée à l’aide d’un développement limité. L’ordre du développement limité a un impact sur la précision et la stabilité de la prévision. Dans un mode de réalisation, un développement limité d’ordre 2 est utilisé comme suit, sachant que l’instant courant est t0 : Z(t) = Z(to) + t * Vz(to) + 1/2 * t2 * Az(to), où Vz(t0) et Az(t0) sont les composantes verticales de la vitesse (négative en cas de descente) et de l’accélération (généralement positive car décélération selon l’axe décroissant des altitudes Z) de l’aéronef à t0.

De même, X(t) = X(t0) + t * Vx(t0) + 1/2 * t2 * Ax(t0).

Un tel développement limité présente l’avantage d’être simple, et donc facilement utilisé par des calculateurs embarqués. L’évaluation des deux risques selon l’invention peut être menée par un processeur exécutant en parallèle les instructions de code des modules 14 et 15. L’évaluation du premier risque consiste pour le module 14 à déterminer, à partir de l’information de trajectoire calculée, typiquement ΔΖ et ΔΧ, si la trajectoire 3 de la manœuvre d’évitement pénètre le volume de protection 22. Le premier risque représente ainsi le risque que l’aéronef pénètre dans la zone interdite NGZ 22 puisqu’il cherche à comparer en temps réel la trajectoire de remise des gaz de l’aéronef à cette zone interdite.

Cette évaluation peut simplement consister à vérifier si le point bas 30 est à l’intérieur du volume de protection, en d’autres termes à vérifier si, pour la position courante P(t)=(X(t), Z(t)) de l’aéronef, le point estimé (X(t)+AX ; Z(t)+AZ) entre dans le volume de protection 22 (étant rappelé que ΔΖ est négative et ΔΧ est positive lors de l’approche).

Si tel est le cas, la trajectoire de la manoeuvre d’évitement pénètre le volume de protection, c’est-à-dire que les performances de remise de gaz de l’aéronef ne permettent plus d’assurer l’évitement de la zone interdite NGZ 22. Le premier risque (c’est-à-dire la première condition) est mis à « vrai ».

Les figures 4a à 4c illustrent l’évaluation de ce premier risque lors d’une phase d’approche d’un aéronef, en trois instants différents. Seule la dernière figure illustre un point bas 30 (X(t)+AX ; Z(t)+AZ) entré dans la zone de protection 22. Le premier risque est donc détecté uniquement pour cette figure 4c. L’évaluation du second risque consiste pour le module 15 à déterminer si la trajectoire extrapolée de l’aéronef coupe le sol avant un seuil de la piste d’atterrissage.

Cela peut être réalisé soit en déterminant si la trajectoire extrapolée de l’aéronef passe sous une altitude prédéterminée Zrisque à la verticale du seuil S de la piste d’atterrissage, c’est-à-dire si à tseuii où l’aéronef passe à la verticale du seuil S X(tseUii)=0, on a Z(tSeuii)<Zrisque ; soit en déterminant si la trajectoire extrapolée de l’aéronef passe, à l’altitude (Z=0) du seuil de la piste d’atterrissage, avant une position XriSque antérieure à celle Xs du seuil de piste selon un axe longitudinal de la piste, c’est-à-dire si à tseUii où l’aéronef passe à l’altitude du seuil S Z(tseuii)=0, on a X(tseUii)>Xrisque Notamment, l’altitude prédéterminée ou la position antérieure est l’altitude du seuil de piste (i.e. ZriSque=0) ou la position du seuil de piste selon l’axe longitudinal (i.e. XriSque=0), respectivement. En variante, des marges peuvent être prises pour régler la sensibilité du système. Ces marges sont représentatives d’une hauteur de sécurité de l’aéronef au-dessus du seuil de piste.

Le second risque représente le risque que l’aéronef impacte le sol avant le seuil S de piste.

En reprenant l’exemple du développement d’ordre 2 ci-dessus : Z(t) = Z(to) + t * Vz(t0) + 1/2 * t2 * Az(to), et X(t) = X(t0) + t * Vx(to) + 1/2 * t2 * Ax(to), on suppose que l’accélération horizontale est négligeable et on note tseUii l’instant où l’aéronef franchit le seuil de piste, X(tseUii)=0.

On a donc tseUii= Vx(to) / X(t0).

Ainsi, Z(tseuîi) = Z(to) + Vx(to) / X(t0) * Vz(t0) + 1/2 * (Vx(t0) / X(t0))2 * Az(t0).

Cette valeur peut donc être calculée sans difficulté par un calculateur embarqué.

Le second risque (c’est-à-dire la seconde condition) apparaît (risque « vrai >>) si Z(tseuii) < ^risque-

Les figures 5a à 5c illustrent l’évaluation de ce second risque lors d’une phase d’approche d’un aéronef, en trois instants différents. Les figures 5a et 5b présentent une trajectoire extrapolée 50 de l’aéronef qui passe au-dessus du seuil de piste S, respectivement à 50 pieds puis à 20 pieds. En revanche, sur la figure 5c, l’altitude Z(tseUii) de l’aéronef à la verticale du seuil de piste est sous ledit seuil S d’environ 30 pieds. Le second risque est donc détecté uniquement pour cette figure 5c.

Une fois que les deux risques ont été évalués séparément, leurs évaluations sont combinées par le module 16 de vérification des conditions d’alerte. L’objectif de cette étape est de déclencher une alerte à l’équipage uniquement si les deux risques sont avérés (c’est-à-dire « vrais »), autrement dit si les deux conditions suivantes sont réunies : la trajectoire de remise des gaz pénètre la zone interdite NGZ 22 ; et la hauteur estimée de l’aéronef au passage du seuil de piste est inférieure à la hauteur de sécurité Zrisque.

La première condition indique si l’aéronef est éloigné du volume de protection, c’est-à-dire s’il reste une marge de sécurité dans la trajectoire de l’aéronef. Cette condition est cependant rencontrée lors de tous les atterrissages car l’aéronef se rapprochant du sol, il se trouve nécessairement à proximité du volume de protection en phase finale d’approche. C’est d’ailleurs pour cela que les systèmes TAWS actuels sont inhibés en phase finale d’approche, et que la présente invention prévoit de la combiner à une deuxième condition.

La deuxième condition ne suffit pas, à elle seule, à renseigner d’un risque de collision. En effet, une trajectoire convergente vers le sol n’est pas dangereuse tant que des marges de sécurité sont gardées vis-à-vis du sol ou des obstacles, ce que la première condition indique.

La combinaison des deux conditions ou risques permet ainsi de s’assurer du réel risque imminent de collision avec le sol. Cette combinaison garantit l’émission d’une alerte lorsque la performance de remise de gaz devient insuffisante à l’approche d’une zone dangereuse vis-à-vis du sol et lorsque si rien n’est fait l’aéronef va percuter le sol avant le seuil de piste. On assure ainsi la sécurité de l’aéronef lors de la phase d’approche avant atterrissage, sans générer d’alerte intempestive.

Ainsi, lorsque les deux conditions sont remplies, un événement déclencheur d’alerte est transmis au module 17 qui génère un message d’alerte à l’équipage.

Cette génération peut consister à produire un message d’alerte ou à laisser passer un message d’alerte provenant de systèmes embarqués de signalisation automatique des risques de collision avec le terrain. Dans ce dernier cas, le système selon l’invention officie comme filtre des messages provenant des systèmes embarqués, pour supprimer des messages intempestifs et peu appropriés à la situation courante.

Dans le premier cas, des alertes dédiées et spécifiques à la combinaison de risques selon l’invention peuvent être proposées. Dans les deux cas, il est également possible de reprendre les alertes TAWS déjà existantes. Dans une combinaison de ces deux possibilités, on peut prévoir des alertes dédiées et spécifiques en complément de celles du système TAWS, en modifiant l’inhibition du système TAWS afin de profiter des alertes existantes pendant la phase finale d’approche.

Deux natures d’alerte peuvent être prévues : d’une part, une alerte visuelle. Dans ce cas, une liaison est utilisée entre le calculateur qui héberge le processus d’aide selon l’invention et un générateur de message visuel (PFD, lampe dédiée, ...) ; et d’autre part, une alerte sonore ou orale. Dans ce cas, une liaison est utilisée entre le calculateur qui héberge le processus d’aide selon l’invention et un générateur de message audio (flight warning, lien direct entre le calculateur et un haut-parleur, ...).

De même, plusieurs niveaux d’alerte peuvent être prévus, s’appuyant par exemple sur différentes marges de sécurité pour former différents volumes de protection, sur différentes marges définissant différentes altitudes prédéterminées Zrisque et/ou positions antérieures XriSque utilisées pour évaluer le second risque.

Par exemple, deux niveaux d’alerte peuvent être proposés : l’un servant de premier avertissement pour l’équipage. A ce stade, le risque de collision avec le sol n’est pas imminent car les marges utilisées sont importantes, ce qui permet de déclencher l’alerte préventive plusieurs secondes avant que le risque devienne imminent. La procédure associée à cette alerte consiste à corriger la trajectoire (généralement se rapprocher de la trajectoire nominale 23) afin de retrouver une situation sans risque. Cependant, si aucune correction de trajectoire n’est engagée par le pilote, le risque augmentera de sorte à basculer vers le deuxième niveau d’alerte ; l’autre servant d’avertissement d’un risque imminent. Cette alerte s’appuie sur les algorithmes décrits plus haut avec des marges minimes, mais suffisantes pour éviter la collision si une action, généralement de manœuvre d’évitement (interruption de l’approche et remise maximale des gaz), est immédiatement prise par le pilote.

Les exemples qui précèdent ne sont que des modes de réalisation de l’invention qui ne s’y limite pas.

Claims (12)

1. REVENDICATIONS

   1. Procédé embarqué d’aide à l’atterrissage d’un aéronef en phase d’approche d’une piste d’atterrissage, le procédé comportant les étapes suivantes : calculer (12) au moins une information (30) de trajectoire d’une manœuvre d’évitement (3) de l’aéronef à partir d’une position courante (P) de l’aéronef ; extrapoler (13) une trajectoire (50) de l’aéronef à partir de la position courante (P) de l’aéronef ; déterminer (14), à partir de l’information de trajectoire calculée, si la trajectoire de la manœuvre d’évitement pénètre un volume de protection (22) fonction d’un terrain survolé ; déterminer (15) si la trajectoire extrapolée de l’aéronef coupe le sol avant un seuil (S) de la piste d’atterrissage ; et générer (16, 17) une alerte à l’équipage de l’aéronef uniquement si les deux déterminations sont positives.
2. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l’information de trajectoire comprend une perte maximale d’altitude (ΔΖ) de l’aéronef depuis la position courante de l’aéronef, pendant la manœuvre d’évitement et une distance parcourue (ΔΧ) au sol par l’aéronef entre la position courante de l’aéronef et un point (30) de perte maximale d’altitude.
3. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel calculer l’information de trajectoire de la manœuvre d’évitement comprend les étapes suivantes : calculer une trajectoire (3) de la manœuvre d’évitement ; et déterminer, comme ladite information de trajectoire, un point bas (30) de plus faible altitude dans ladite trajectoire calculée.
4. 4. Procédé selon la revendication 3, dans lequel il est déterminé que la trajectoire de la manœuvre d’évitement pénètre le volume de protection lorsque le point bas est à l’intérieur du volume de protection.
5. 5. Procédé selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le calcul de la trajectoire de manœuvre d’évitement est fonction de la capacité de remise des gaz de l’aéronef, selon un modèle de performance stocké dans une mémoire embarquée.
6. 6. Procédé selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la trajectoire de manœuvre d’évitement et la trajectoire extrapolée sont obtenues à partir de la position courante de l’aéronef et en fonction de valeurs courantes de paramètres avioniques déterminées par des capteurs embarqués.
7. 7. Procédé selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la trajectoire de l’aéronef est extrapolée à l’aide des position, vitesse et accélération courantes de l’aéronef.
8. 8. Procédé selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel déterminer si la trajectoire extrapolée de l’aéronef coupe le sol avant le seuil de la piste d’atterrissage comprend une étape consistant à déterminer si la trajectoire extrapolée (50) de l’aéronef passe sous une altitude prédéterminée (Zrisque) à la verticale du seuil (S) de la piste d’atterrissage ou si la trajectoire extrapolée (50) de l’aéronef passe, à l’altitude (Zs) du seuil de la piste d’atterrissage, avant une position antérieure (Xrisque) à celle (Xs) du seuil de piste selon un axe longitudinal de la piste.
9. 9. Procédé selon la revendication 8, dans lequel l’altitude prédéterminée ou la position antérieure est l’altitude du seuil de piste ou la position du seuil de piste selon l’axe longitudinal, respectivement.
10. 10. Procédé selon la revendication 8, dans lequel l’altitude prédéterminée ou la position antérieure est égale à l’altitude du seuil de piste ou de la position du seuil de piste selon l’axe longitudinal, respectivement, augmentée d’une marge.
11. 11. Système (1) embarqué à bord d’un aéronef, d’aide à l’atterrissage d’un aéronef en phase d’approche d’une piste d’atterrissage, le système comportant : un calculateur (12) d’au moins une information (30) de trajectoire d’une manoeuvre d’évitement (3) de l’aéronef à partir d’une position courante (P) de l’aéronef ; un prédicteur (13) de trajectoire pour extrapoler une trajectoire (50) de l’aéronef à partir de la position courante de l’aéronef ; un processeur (14, 15) configuré pour déterminer, à partir de l’information de trajectoire calculée, si la trajectoire de la manoeuvre d’évitement pénètre un volume de protection (22) fonction d’un terrain survolé ; et pour déterminer si la trajectoire extrapolée de l’aéronef coupe le sol avant un seuil (S) de la piste d’atterrissage ; et un générateur (16, 17) d’alertes configuré pour générer une alerte à l’équipage de l’aéronef uniquement si les deux déterminations sont positives.
12. 12. Aéronef comprenant au moins un système (1) d’aide à l’atterrissage selon la revendication 11.