FR3044811A1 - Procede et dispositif d'estimation d'une vitesse laterale et d'une position laterale d'un aeronef, lors d'une phase de roulage de l'aeronef. - Google Patents

Procede et dispositif d'estimation d'une vitesse laterale et d'une position laterale d'un aeronef, lors d'une phase de roulage de l'aeronef. Download PDF

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Abstract

- Procédé et dispositif d'estimation d'une vitesse latérale et d'une position latérale d'un aéronef, lors d'une phase de roulage de l'aéronef. - Le dispositif (1) comporte une unité (3) pour déterminer une valeur de position latérale initiale, correspondant à une valeur de position latérale de l'aéronef par rapport à l'axe d'une piste d'atterrissage lors du toucher de la piste d'atterrissage à l'atterrissage, une unité (5) pour déterminer, de façon répétitive, au moins à partir du moment du toucher de la piste d'atterrissage, une vitesse sol courante de l'aéronef et un écart angulaire latéral courant, représentant l'écart angulaire entre la route courante de l'aéronef et le cap de la piste d'atterrissage, une unité (6) pour calculer, de façon répétitive, la vitesse latérale courante de l'aéronef, à partir de la vitesse sol courante et de l'écart angulaire latéral courant, une unité (7) pour calculer une position latérale courante, à partir de la vitesse latérale courante et de la position latérale initiale, et une liaison (8) pour transmettre à au moins un système utilisateur (9) la vitesse latérale courante et/ou la position latérale courante.

Description

DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne un procédé et un dispositif d’estimation d’une vitesse latérale et d’une position latérale d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, lors d’une phase de roulage de l’aéronef au sol sur une piste d’atterrissage suite à un atterrissage. L’atterrissage d’un aéronef se termine par une phase de roulage au sol (dite « rollout >>, en anglais) qui suit l’atterrissage proprement dit. L’objectif de cette phase de roulage est de capturer et suivre l’axe longitudinal central de la piste d’atterrissage, pour éviter une sortie de piste. Cette phase commence au moment du toucher du sol par l’aéronef et se termine lorsque le pilote décide de s’engager sur une bretelle de sortie.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE Généralement, lors du roulage au sol, le calculateur, par exemple un calculateur de guidage de l’aéronef, qui calcule les ordres de guidage, détermine la déviation latérale et la vitesse latérale de l’aéronef par rapport à l’axe de la piste d’atterrissage, en utilisant le signal d’une balise « Localizer >> (LOC) d’un système d’atterrissage aux instruments de type « ILS >> (« Instrument Landing System >>, en anglais). Ce signal lui est fourni par un récepteur multimode de type MMR (« Multi Mode Receiver >>, en anglais). Ce signal donne, dans le cas nominal, une estimation de la position par rapport au centre d’un faisceau qui est censé être colinéaire avec l’axe de la piste. Cependant, ce signal peut être perturbé et une telle perturbation a un impact direct sur les position et vitesse estimées de l’aéronef et donc sur le guidage au sol. Généralement, les perturbations ne présentent que des composantes haute-fréquence, qui impactent moins le guidage (car elles sont facilement gérables par un calculateur). Toutefois, il peut arriver que des bruits basse-fréquence apparaissent sur la donnée MMR issue du récepteur multimode. Ceci peut arriver, par exemple, si le régime moteur a la même fréquence que le signal LOC, si un véhicule passe devant la balise LOC, ou si un bâtiment réfléchit le signal. Dans ces cas, le récepteur multimode de type MMR envoie la somme des deux signaux. L’utilisation usuelle du récepteur multimode pour estimer la vitesse latérale et la position latérale n’est donc pas optimale dans toutes les situations.
EXPOSÉ DE L’INVENTION
La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un procédé d’estimation d’une vitesse latérale courante et d’une position latérale courante d'un aéronef, lors d’une phase de roulage de l’aéronef au sol sur une piste d’atterrissage suite à un atterrissage, permettant de réaliser des estimations très précises, quelles que soient les situations.
Selon l’invention, ledit procédé comprend : - une première étape de génération de données, mise en oeuvre par une première unité de génération de données, consistant à déterminer une valeur de position latérale, dite position latérale initiale, cette position latérale initiale correspondant à une valeur de position latérale de l’aéronef par rapport à un axe longitudinal central de la piste d’atterrissage, lors du toucher de la piste d’atterrissage à l’atterrissage ; - une seconde étape de génération de données, mise en oeuvre par au moins une seconde unité de génération de données, consistant à déterminer, de façon répétitive, au moins à partir du moment du toucher de la piste d’atterrissage par l’aéronef à l’atterrissage, une vitesse sol courante de l’aéronef et un écart angulaire latéral courant à partir au moins de données inertielles, l’écart angulaire latéral courant représentant l’écart angulaire entre la route courante de l’aéronef et le cap de la piste d’atterrissage ; - une première étape de calcul, mise en oeuvre par une première unité de calcul, consistant à calculer, de façon répétitive, la vitesse latérale courante de l’aéronef, à partir de ladite vitesse sol courante et dudit écart angulaire latéral courant ; - une seconde étape de calcul, mise en œuvre par une seconde unité de calcul, consistant à calculer une position latérale courante, à partir de ladite vitesse latérale courante et de ladite position latérale initiale ; et - une étape de transmission d’informations, mise en œuvre par une liaison de transmission de données, consistant à transmettre à au moins un système utilisateur au moins l’un des paramètres suivants : ladite vitesse latérale courante calculée à la première étape de calcul, ladite position latérale courante calculée à la seconde étape de calcul.
Avantageusement, la première étape de génération de données utilise, comme première unité de génération de données, un récepteur multimode.
Ainsi, grâce à l'invention, les estimations (ou calculs) de la position latérale (« Yrollout >>) et de la vitesse latérale (« VYrollout >>) au sol sont réalisées en utilisant principalement des données (données inertielles,...) qui sont indépendantes d’un récepteur multimode. L’utilisation du récepteur multimode de type MMR est minimisée et limitée à l’initialisation juste avant le toucher au sol, où il est en principe précis. On obtient ainsi des estimations très précises de la vitesse latérale et de la position latérale, quelles que soient les situations.
En outre, de façon avantageuse, le procédé comporte une première étape de traitement, mise en œuvre antérieurement à la première étape de génération de données par une première unité de traitement et consistant à surveiller une position latérale générée par le récepteur multimode lorsque l’aéronef est en vol, de manière à pouvoir détecter une valeur de position latérale bruitée, et la première étape de génération de données consiste à déterminer une valeur nulle pour la position latérale initiale, en cas de détection d’une valeur de position latérale bruitée.
Par ailleurs, avantageusement, la première étape de génération de données consiste à comparer une valeur générée par le récepteur multimode à une valeur seuil, et : - si la valeur générée est inférieure ou égale à la valeur seuil, utiliser cette valeur générée comme position latérale initiale ; - sinon, utiliser une valeur auxiliaire comme position latérale initiale.
De préférence, ladite valeur auxiliaire correspond à l’une des valeurs suivantes : - ladite valeur seuil ; - zéro.
Par ailleurs, de façon avantageuse, au moins la première étape de génération de données consiste : - à réaliser au moins une surveillance de l’aéronef de manière à pouvoir détecter au moins l’un des événements suivants : • un enfoncement d’un train d’atterrissage principal de l’aéronef ; • une mise en rotation de roues de l’aéronef ; et • une hauteur nulle de l’aéronef par rapport au sol ; et - à déterminer le moment du toucher de la piste d’atterrissage par l’aéronef, à partir d’au moins un instant de détection d’au moins l’un desdits évènements.
De façon avantageuse, la seconde étape de génération de données consiste à déterminer au moins l’un des paramètres suivants : la vitesse sol courante de l’aéronef, l’écart angulaire latéral courant, à partir de données hybridées obtenues à partir des données inertielles et de données issues d’un système de positionnement par satellites.
En outre, avantageusement, la seconde étape de calcul consiste à calculer la position latérale courante Fc, à partir de l’expression suivante :
Fc = jVyc+F0 dans laquelle : - VYc est ladite vitesse latérale courante ; et - F0 est ladite position latérale initiale.
La présente invention concerne également un dispositif d’estimation d’une vitesse latérale courante et d’une position latérale courante d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, lors d’une phase de roulage de l’aéronef au sol sur une piste d’atterrissage suite à un atterrissage.
Selon l'invention, ledit dispositif d’estimation comporte : - une première unité de génération de données configurée pour déterminer une valeur de position latérale, dite position latérale initiale, cette position latérale initiale correspondant à une valeur de position latérale de l’aéronef par rapport à un axe longitudinal central de la piste d’atterrissage, lors du toucher de la piste d’atterrissage à l’atterrissage ; - une seconde unité de génération de données configurée pour déterminer, au moins à partir du moment du toucher de la piste d’atterrissage par l’aéronef, de façon répétitive, une vitesse sol courante de l’aéronef et un écart angulaire latéral courant, l’écart angulaire latéral courant représentant l’écart angulaire entre la route courante de l’aéronef et le cap de la piste d’atterrissage ; - une première unité de calcul configurée pour calculer, de façon répétitive, la vitesse latérale courante de l’aéronef, à partir de ladite vitesse sol courante et dudit écart angulaire latéral courant ; - une seconde unité de calcul configurée pour calculer une position latérale courante, à partir de ladite vitesse latérale courante et de ladite position latérale initiale ; et - une liaison de transmission de données configurée pour transmettre à au moins un système utilisateur au moins l’un des paramètres suivants : ladite vitesse latérale courante calculée par la première unité de calcul, ladite position latérale courante calculée par la seconde unité de calcul.
Dans un mode de réalisation préféré : - la première unité de génération de données correspond à un récepteur multimode ; - la seconde unité de génération de données comporte au moins un système de données inertielles et un capteur associé à un système de positionnement par satellites.
La présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est muni d'un dispositif d’estimation 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 d’estimation conforme à l'invention ; - la figure 2 montre schématiquement un aéronef roulant sur une piste d’atterrissage ; et - la figure 3 est le schéma synoptique d’étapes successives mises en oeuvre par le dispositif d’estimation.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE
Le dispositif d’estimation 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d’illustrer l’invention est destiné à estimer une vitesse latérale courante et une position latérale courante d’un aéronef AC (figure 2), en particulier d’un avion de transport, lors d’une phase de roulage de l’aéronef AC au sol sur une piste d’atterrissage 2 suite à un atterrissage. Sur la figure 2, on a également représenté l’axe central longitudinal L de la piste d’atterrissage 2.
Selon l'invention, ledit dispositif d’estimation 1 qui est embarqué sur l’aéronef, comporte, comme représenté sur la figure 1 : - une unité de génération de données 3, qui comprend de préférence un récepteur multimode 4 de type « MMR >> (pour « Multi Mode Receiver >> en anglais) et qui est configurée pour déterminer une valeur de position latérale, dite position latérale initiale. Cette position latérale initiale Y0 correspond à une valeur de position latérale de l’aéronef AC par rapport à l’axe longitudinal central L de la piste d’atterrissage 2 (figure 2), c’est-à-dire la distance au sol de l’aéronef orthogonalement à l’axe longitudinal central L, au moment du toucher (ou premier contact) de la piste d’atterrissage 2 par des roues de l’aéronef à l’atterrissage (après un vol) ; - une unité de génération de données 5, de préférence une unité d’hybridation (« HYB » pour « Hybridation Unit » en anglais), précisée ci-dessous et configurée pour déterminer de façon répétitive, au moins à partir du moment du toucher de la piste d’atterrissage par l’aéronef, une vitesse sol courante VGND (sous forme de valeur numérique) de l’aéronef et un écart angulaire latéral courant ΔΨ (figure 2). L’écart angulaire latéral courant ΔΨ représente l’écart angulaire entre la route courante de l’aéronef et le cap de la piste d’atterrissage ; - une unité de calcul 6 (« COMP1 » pour « Computation Unit » en anglais) configurée pour calculer, de façon répétitive, la vitesse latérale courante VYc de l’aéronef, à partir de ladite vitesse sol courante VGND et dudit écart angulaire latéral courant ΔΨ, reçus de l’unité de génération de données 5 ; - une unité de calcul 7 (« COMP2 » pour « Computation Unit », en anglais) configurée pour calculer une position latérale courante Yc, à partir de ladite vitesse latérale courante VYc et de ladite position latérale initiale F0 ; et - une liaison de transmission de données 8 configurée pour transmettre à au moins un système d’un ensemble 9 de systèmes utilisateurs (« USER » pour « User Systems » en anglais) au moins l’un des paramètres suivants : la vitesse latérale courante VYc calculée par l’unité de calcul 6 et/ou la position latérale courante Yc calculée par l’unité de calcul 7.
Dans un mode de réalisation particulier, les unités de calcul 6 et 7 sont intégrées dans une unité centrale (ou calculateur) 10 qui est reliée par l’intermédiaire de liaisons 11, 12 et 8 respectivement aux unités 3 et 5 et à l’ensemble 9.
En outre, les unités de calcul 6 et 7 peuvent, notamment, correspondre à des fonctions mises en œuvre de façon logicielle dans l’unité centrale 10.
Dans un mode de réalisation préféré, l’ensemble 9 de systèmes utilisateurs comprend, en particulier : - un pilote automatique 13 (« AP » pour « Automatic Pilot » en anglais) ; et - un directeur de vol 14 (« FD » pour « Flight Director » en anglais).
Les estimations réalisées par le dispositif d’estimation 1 peuvent ainsi, notamment, être utilisées par le pilote automatique 13 lors d’un roulage au sol de l’aéronef piloté en mode automatique, ou être affichées par le directeur de vol 14 lors d’un roulage au sol, par exemple en pilotage manuel par un pilote.
En outre, dans un mode de réalisation préféré, l’unité de génération de données 3 comporte au moins : - un système de données inertielles 15 (« 1RS » pour « Inertial Reference System », en anglais) usuel de l’aéronef ; et - un capteur 16 associé à un système de positionnement par satellites, par exemple de type « GPS » (pour « Global Positioning System » en anglais) ou autre (Galileo, Glonass, Beidou, ...).
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le dispositif d’estimation 1 comporte une unité de traitement 17 (« PROC1 » pour « Processing Unit » en anglais) configurée pour surveiller la position latérale générée par le récepteur multimode 4 lorsque l’aéronef est en vol, de manière à pouvoir détecter, le cas échéant, une valeur de position latérale bruitée. L’unité de génération de données 3 considère une valeur nulle pour la position latérale initiale, en cas de détection d’une valeur de position latérale bruitée émise par le récepteur multimode 4.
Ainsi, si le dispositif d’estimation 1 constate que la donnée MMR est bruitée même en vol, il peut forcer la valeur directement à zéro. Dans ce cas, l’aéronef est guidé tout droit, parallèlement à l’axe central longitudinal L de la piste d’atterrissage 2.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le dispositif d’estimation 1 comporte également une unité de traitement 18 (« PROC2 >> pour « Processing Unit >> en anglais) configurée pour comparer la valeur générée par le récepteur multimode 4 à une valeur seuil enregistrée. L’unité de génération de données 3 (ou l’unité centrale 10 par exemple) est configurée pour : - si la valeur générée est inférieure ou égale à la valeur seuil, choisir cette valeur générée comme position latérale initiale ; - sinon, choisir une valeur auxiliaire comme position latérale initiale.
De préférence, ladite valeur auxiliaire correspond, en fonction du mode de réalisation envisagé, à l’une ou l’autre des valeurs suivantes : - soit, à ladite valeur seuil elle-même ; - soit, à une valeur nulle.
Les unités de traitement 17 et 18 peuvent être intégrées dans l’unité de génération de données 3, comme représenté sur la figure 1, ou par exemple dans l’unité centrale 10.
De plus, ces unités de traitement 17 et 18 peuvent correspondre à des fonctions mises en oeuvre de façon logicielle dans l’unité de génération de données 3.
Par ailleurs, le dispositif d’estimation 1 comprend, par exemple dans l’unité de génération de données 3, une unité de surveillance 19 (« MONITOR >> pour « Monitoring Unit >>, en anglais) qui est configurée pour : - réaliser au moins une surveillance de l’aéronef de manière à pouvoir détecter au moins l’un des événements suivants : • un enfoncement d’un train d’atterrissage principal de l’aéronef ; • une mise en rotation de roues de l’aéronef ; et • une hauteur nulle de l’aéronef par rapport au sol ; et - déterminer le moment du toucher de la piste d’atterrissage par l’aéronef, à partir de l’instant de détection d’au moins l’un des évènements précédents.
Par ailleurs, l’unité de génération de données 5 est configurée pour déterminer la vitesse sol courante VGND de l’aéronef et l’écart angulaire latéral courant ΔΨ, à partir : - soit, de données obtenues à partir des données inertielles générées par le système de données inertielles 15 ; - soit, de préférence, de données hybridées déterminées, à la fois, à partir des données inertielles générées par le système de données inertielles 15 et de données générées par le capteur 16 du système de positionnement par satellites.
Ainsi, dans un mode de réalisation préféré, au lieu d’utiliser des données inertielles (1RS) pures, l’unité de génération de données 5 utilise des données hybrides (à savoir des données inertielles recalées par des données GPS), pour diminuer significativement la dérive des données inertielles et augmenter la précision. On obtient alors une vitesse latérale courante estimée VYc qui est très précise. L’unité de calcul 6 est configurée pour calculer la vitesse latérale courante VYc en utilisant la projection de la vitesse sol VGND hybride (IRS+GPS) sur l’axe L de la piste d’atterrissage 2. Une fois la vitesse latérale trouvée, la position latérale se détermine facilement, en intégrant la vitesse latérale. Ainsi, on garantit même que les estimations de position latérale et de vitesse latérale sont liées, car la dérivée de la position latérale donne bien la vitesse latérale estimée.
Par conséquent, pour obtenir la position latérale courante Yc (ou « Yrollout >>), il suffit d’intégrer la vitesse latérale courante VYc (ou «VYrollout >>).
Pour ce faire, l’unité de calcul 7 est configurée pour calculer la position latérale courante Yc, à partir de l’expression suivante :
Yc = J VFc +F0 dans laquelle : - VYc est la vitesse latérale courante ; et - F0 est la position latérale initiale.
La constante d’initialisation, à savoir la position latérale initiale F0, est déterminée comme indiqué ci-dessus. On sait qu’en vol, la donnée MMR n’est pas perturbée, notamment par le régime moteur. On utilise ainsi cette donnée MMR pour initialiser l’intégrateur. L’unité de calcul 6 mémorise la position latérale envoyée par le récepteur multimode 4 juste avant l’impact (ou juste à l’impact), de sorte qu’elle ne passera pas par sa phase perturbée, et elle est injectée dans l’expression précédente comme correspondant à F0.
Par ailleurs, pour couvrir des cas où le récepteur multimode est perturbé avant l’impact, une limite sur la valeur d’initialisation peut être fixée. Un critère à respecter peut être, par exemple, que dans 99 % des cas (sur les performances statistiques d’impact avec du vent de travers de 30 noeuds par exemple), même si le récepteur multimode envoie une valeur complètement erronée, l’aéronef ne doit pas sortir de piste.
Le dispositif d’estimation 1, tel que décrit ci-dessus, met en oeuvre l’ensemble d’étapes E1 à E5 suivantes, comme représenté sur la figure 3 (en liaison avec la figure 1) : E1/ une étape de génération de données, mise en oeuvre par l’unité de génération de données 3, consistant à déterminer la position latérale initiale, correspondant à la valeur de position latérale de l’aéronef par rapport à l’axe longitudinal central de la piste d’atterrissage, lors du toucher de la piste d’atterrissage à l’atterrissage ; E2/ une étape de génération de données, mise en oeuvre par l’unité de génération de données 3, consistant à déterminer, de façon répétitive, au moins à partir du moment du toucher de la piste d’atterrissage par l’aéronef, la vitesse sol courante de l’aéronef et l’écart angulaire latéral courant à partir de données hybridées ; E3/ une étape de calcul, mise en œuvre par l’unité de calcul 6, consistant à calculer, de façon répétitive, la vitesse latérale courante de l’aéronef, à partir de ladite vitesse sol courante et dudit écart angulaire latéral courant ; E4/ une étape de calcul, mise en œuvre par l’unité de calcul 7, consistant à calculer une position latérale courante, à partir de ladite vitesse latérale courante et de ladite position latérale initiale ; et E5/ une étape de transmission d’informations, mise en œuvre par la liaison de transmission de données 8, consistant à transmettre à au moins un système utilisateur 13, 14 : ladite vitesse latérale courante calculée à la première étape de calcul et/ou ladite position latérale courante calculée à la seconde étape de calcul.
Le dispositif d’estimation 1, tel que décrit ci-dessus, permet notamment de réaliser une estimation très précise de la vitesse latérale et de la position latérale au sol de l’aéronef lors d’un roulage après un atterrissage.

Claims (12)

  1. REVENDICATIONS
    1. Procédé d’estimation d’une vitesse latérale courante et d’une position latérale courante d'un aéronef (AC), lors d’une phase de roulage de l’aéronef (AC) au sol sur une piste d’atterrissage (2) suite à un atterrissage, caractérisé en ce que ledit procédé comprend : - une première étape de génération de données, mise en oeuvre par une première unité de génération de données (3), consistant à déterminer une valeur de position latérale, dite position latérale initiale, cette position latérale initiale correspondant à une valeur de position latérale de l’aéronef (AC) par rapport à un axe longitudinal central (L) de la piste d’atterrissage (2), lors du toucher de la piste d’atterrissage (2) à l’atterrissage ; - une seconde étape de génération de données, mise en oeuvre par au moins une seconde unité de génération de données (5), consistant à déterminer, de façon répétitive, au moins à partir du moment du toucher de la piste d’atterrissage (2) par l’aéronef (AC) à l’atterrissage, une vitesse sol courante ( VGND ) de l’aéronef (AC) et un écart angulaire latéral courant (ΔΨ) à partir au moins de données inertielles, l’écart angulaire latéral courant (ΔΨ) représentant l’écart angulaire entre la route courante de l’aéronef (AC) et le cap de la piste d’atterrissage (2) ; - une première étape de calcul, mise en oeuvre par une première unité de calcul (6), consistant à calculer, de façon répétitive, la vitesse latérale courante de l’aéronef (AC), à partir de ladite vitesse sol courante (vGND) et dudit écart angulaire latéral courant (ΔΨ ) ; - une seconde étape de calcul, mise en oeuvre par une seconde unité de calcul (7), consistant à calculer une position latérale courante, à partir de ladite vitesse latérale courante et de ladite position latérale initiale ; et - une étape de transmission d’informations, mise en oeuvre par une liaison de transmission de données (8), consistant à transmettre à au moins un système utilisateur (9) au moins l’un des paramètres suivants : ladite vitesse latérale courante calculée à la première étape de calcul, ladite position latérale courante calculée à la seconde étape de calcul.
  2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première étape de génération de données utilise, comme première unité de génération de données, un récepteur multimode (4).
  3. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu’il comporte une première étape de traitement, mise en oeuvre antérieurement à la première étape de génération de données par une première unité de traitement (16) et consistant à surveiller une position latérale générée par le récepteur multimode lorsque l’aéronef (AC) est en vol, de manière à pouvoir détecter une valeur de position latérale bruitée, et en ce que la première étape de génération de données consiste à déterminer une valeur nulle pour la position latérale initiale, en cas de détection d’une valeur de position latérale bruitée.
  4. 4. Procédé selon l’une des revendications 2 et 3, caractérisé en ce que la première étape de génération de données consiste à comparer une valeur générée par le récepteur multimode (4) à une valeur seuil, et : - si la valeur générée est inférieure ou égale à la valeur seuil, utiliser cette valeur générée comme position latérale initiale ; - sinon, utiliser une valeur auxiliaire comme position latérale initiale.
  5. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite valeur auxiliaire correspond à l’une des valeurs suivantes : - ladite valeur seuil ; - zéro.
  6. 6. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’au moins la première étape de génération de données consiste : - à réaliser au moins une surveillance de l’aéronef (AC) de manière à pouvoir détecter au moins l’un des événements suivants : • un enfoncement d’un train d’atterrissage principal de l’aéronef (AC) ; • une mise en rotation de roues de l’aéronef (AC) ; et • une hauteur nulle de l’aéronef (AC) par rapport au sol ; et - à déterminer le moment du toucher de la piste d’atterrissage (2) par l’aéronef (AC), à partir d’au moins un instant de détection d’au moins l’un desdits évènements.
  7. 7. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la seconde étape de génération de données consiste à déterminer au moins l’un des paramètres suivants : la vitesse sol courante (VGND ) de l’aéronef (AC), l’écart angulaire latéral courant (ΔΨ), à partir de données hybridées obtenues à partir des données inertielles et de données issues d’un système de positionnement par satellites.
  8. 8. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la seconde étape de calcul consiste à calculer la position latérale courante Yc, à partir de l’expression suivante :
    dans laquelle : - VYc est ladite vitesse latérale courante ; et - F0 est ladite position latérale initiale.
  9. 9. Dispositif d’estimation d’une vitesse latérale courante et d’une position latérale courante d'un aéronef (AC), lors d’une phase de roulage de l’aéronef (AC) au sol sur une piste d’atterrissage (2) suite à un atterrissage, caractérisé en ce qu’il comporte : - une première unité de génération de données (3) configurée pour déterminer une valeur de position latérale, dite position latérale initiale, cette position latérale initiale correspondant à une valeur de position latérale de l’aéronef (AC) par rapport à un axe longitudinal central (L) de la piste d’atterrissage (2), lors du toucher de la piste d’atterrissage (2) à l’atterrissage ; - une seconde unité de génération de données (5) configurée pour déterminer, de façon répétitive, au moins à partir du moment du toucher de la piste d’atterrissage (2) par l’aéronef (AC) à l’atterrissage, une vitesse sol courante {VGND) de l’aéronef (AC) et un écart angulaire latéral courant (ΔΨ), l’écart angulaire latéral courant (ΔΨ) représentant l’écart angulaire entre la route courante de l’aéronef (AC) et le cap de la piste d’atterrissage (2) ; - une première unité de calcul (6) configurée pour calculer, de façon répétitive, la vitesse latérale courante de l’aéronef (AC), à partir de ladite vitesse sol courante (VGND) et dudit écart angulaire latéral courant (ΔΨ) ; - une seconde unité de calcul (7) configurée pour calculer une position latérale courante, à partir de ladite vitesse latérale courante et de ladite position latérale initiale ; et - une liaison de transmission de données (8) configurée pour transmettre à au moins un système utilisateur (9) au moins l’un des paramètres suivants : ladite vitesse latérale courante calculée par la première unité de calcul (6), ladite position latérale courante calculée par la seconde unité de calcul (7).
  10. 10. Dispositif selon la revendication 9, caractérisé en ce que la première unité de génération de données (3) comprend un récepteur multimode (4).
  11. 11. Dispositif selon l’une des revendications 9 et 10, caractérisé en ce que la seconde unité de générations de données (5) comprend au moins un système de données inertielles (15) et un capteur (16) associé à un système de positionnement par satellites.
  12. 12. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 9 à 11.
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11257388B2 (en) * 2019-10-30 2022-02-22 Honeywell International Inc. Obstruction detection and warning system and method
CN117711208B (zh) * 2024-02-05 2024-04-23 中国民用航空总局第二研究所 建筑物位置和分布对航向信标台航道抖动影响分析方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4482961A (en) * 1981-09-18 1984-11-13 The Boeing Company Automatic control system for directional control of an aircraft during landing rollout
FR2916074A1 (fr) * 2007-05-09 2008-11-14 Airbus France Sas Procede et dispositif de detection de bruit sur un signal de guidage de type loc recu par un aeronef

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6671588B2 (en) * 2001-12-27 2003-12-30 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha System and method for controlling traveling direction of aircraft
FR2963968B1 (fr) * 2010-08-18 2013-07-05 Messier Bugatti Procede de gestion d'un mouvement de lacet d'un aeronef roulant au sol.
FR2965074B1 (fr) * 2010-09-21 2012-08-31 Messier Bugatti Procede de gestion d'un mouvement au sol d'un aeronef.
FR3013882B1 (fr) * 2013-11-28 2016-01-08 Thales Sa Dispositif de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche d'un aeronef vers une piste d'atterrissage, procede et produit programme d'ordinateur associes
US9213334B2 (en) * 2014-05-01 2015-12-15 Goodrich Corporation Runway traction estimation and reporting system
GB2534915A (en) * 2015-02-05 2016-08-10 Airbus Operations Ltd Method and apparatus for control of a steerable landing gear

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4482961A (en) * 1981-09-18 1984-11-13 The Boeing Company Automatic control system for directional control of an aircraft during landing rollout
FR2916074A1 (fr) * 2007-05-09 2008-11-14 Airbus France Sas Procede et dispositif de detection de bruit sur un signal de guidage de type loc recu par un aeronef

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