FR3054357A1 - Procede et dispositif de determination de la position d'un aeronef lors d'une approche en vue d'un atterrissage - Google Patents

Procede et dispositif de determination de la position d'un aeronef lors d'une approche en vue d'un atterrissage Download PDF

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Abstract

- Le dispositif (1) comporte un radar (3) pour prendre au moins une image radar du terrain à l'avant de l'aéronef dans une zone contenant au moins un motif caractéristique, la position dudit motif caractéristique étant connue, une unité de traitement d'image (4) pour détecter, sur l'image radar prise par le radar (3), un symbole caractéristique représentant ledit motif caractéristique, une unité de calcul (7) pour déterminer, à partir au moins de la position du symbole caractéristique dans l'image et de caractéristiques de l'acquisition d'image radar, des informations dites de position relative illustrant la position de l'aéronef par rapport au motif caractéristique, et pour déterminer la position de l'aéronef, à partir desdites informations de position relative et de la position connue du motif caractéristique, et une unité (11) pour transmettre au moins ladite position de l'aéronef à au moins un système utilisateur (13, 14), par exemple un système d'aide à l'atterrissage ou un afficheur SVS.

Description

DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne un procédé et un dispositif de détermination de la position d’un aéronef, en particulier d’un avion de transport, lors d’une approche en vue d’un atterrissage sur un aéroport.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE
On sait que les mauvaises conditions météorologiques (brouillard, pluie, neige,...) sont l’une des principales sources de perturbation des opérations aéroportuaires. En particulier, elles réduisent la visibilité, limitant ainsi les capacités des pilotes à voir la piste et son environnement, pouvant aller jusqu’à empêcher les aéronefs de décoller ou de se poser. Cela génère des retards, voire des annulations de vol coûteuses pour l’industrie du transport aérien.
De façon usuelle, lors d’une approche en vue d’un atterrissage, les solutions proposées pour guider les aéronefs jusqu’à la piste lorsque la visibilité est trop dégradée par les conditions météorologiques, s’appuient sur une infrastructure sol participant activement au guidage des aéronefs. Le déploiement et le maintien en condition opérationnelle d’une telle infrastructure présentent toutefois un coût non négligeable, limitant le déploiement dans certaines régions du monde.
Le but de la présente invention est de proposer une aide au guidage d’un aéronef vers la piste d’atterrissage ne nécessitant pas d’infrastructure sol, ou une infrastructure passive (c’est-à-dire sans moyens électroniques), tout en limitant le surcoût au niveau de l’aéronef.
Pour pouvoir mettre en œuvre une approche appropriée, présentant notamment les mêmes avantages opérationnels qu'une approche de précision, sans utiliser de système pour aider à l’atterrissage aux instruments de type ILS (« Instrument Landing System », en anglais), il convient de disposer d’une information de position précise de l’aéronef.
EXPOSÉ DE L’INVENTION
La présente invention concerne un procédé pour déterminer, de façon précise et à coût réduit, la position d’un aéronef lors d’une approche en vue d’un atterrissage.
À cet effet, selon l'invention, ledit procédé comporte une suite d’étapes comprenant :
- une étape d’acquisition d’image radar, mise en œuvre par au moins un radar monté sur l’aéronef, l’étape d’acquisition consistant à prendre au moins une image radar du terrain à l’avant de l’aéronef dans une zone contenant au moins un motif caractéristique, la position dudit motif caractéristique étant connue ;
- une étape de traitement d’image, mise en œuvre par une unité de traitement d’image et consistant au moins à détecter, sur l’image radar, un symbole caractéristique représentant ledit motif caractéristique ;
- une étape de calcul, mise en œuvre par une unité de calcul et consistant à déterminer, à partir au moins de la position du symbole caractéristique dans l’image radar et de caractéristiques de l’acquisition d’image radar, des informations dites de position relative illustrant la position de l’aéronef par rapport au motif caractéristique, et à déterminer la position de l’aéronef, à partir desdites informations de position relative et de la position connue du motif caractéristique ; et
- une étape de transmission de données, mise en œuvre par une unité de transmission de données et consistant à transmettre au moins ladite position de l’aéronef à au moins un système utilisateur.
Avantageusement, la suite d’étapes est mise en œuvre, de façon répétitive, lors de l’approche.
Ainsi, grâce à l’invention, on est en mesure de déterminer de façon précise la position de l’aéronef, en utilisant un radar embarqué, de préférence un radar météorologique.
Cette détermination de position ne nécessite pas d’installation au sol et utilise de préférence un radar existant déjà sur l’aéronef, ce qui permet de réduire le coût. De plus, il est ainsi possible d’étendre la capacité à poser les aéronefs par mauvais temps à un plus grand nombre d’aéroports.
Dans un mode de réalisation préféré :
- l’étape de traitement d’image consiste également à déterminer une déformation du symbole caractéristique dans l’image radar, due à la perspective liée à l’angle suivant lequel le motif caractéristique est vu depuis le radar monté sur l’aéronef lors de la prise d’image radar ; et
- l’étape de calcul utilise la déformation du symbole caractéristique ainsi déterminée, pour estimer l’attitude et le cap de l’aéronef.
Dans un mode de réalisation préféré, le motif caractéristique représente au moins l’un des éléments suivants :
- une piste d’atterrissage utilisée pour l’atterrissage ;
- au moins un dispositif réfléchissant, qui présente une réflectivité supérieure à celle du terrain et qui est installé sur le terrain ; et
- une configuration naturelle du terrain.
Avantageusement, l’étape de traitement d’image :
- met en œuvre une consolidation de la détection du motif caractéristique ; et/ou
- utilise une méthode de reconnaissance de forme.
Dans un mode de réalisation particulier, la suite d’étapes comprend une étape de surveillance, mise en œuvre par une unité de surveillance, après l’étape de calcul, et consistant à vérifier la cohérence de la position de l’aéronef déterminée à l’étape de calcul.
En outre, avantageusement, la suite d’étapes comprend une étape d’extrapolation de la position de l’aéronef, l’étape d’extrapolation étant mise en œuvre par une unité d’extrapolation entre deux positions déterminées à partir de deux images radar successives du motif caractéristique, l’étape d’extrapolation étant mise en œuvre à l’aide de données auxiliaires, issues d’au moins un système autre que le radar.
Par ailleurs, de façon avantageuse, la suite d’étapes comprend une étape de recalage, mise en œuvre par une unité de recalage, après l’étape de calcul, et consistant à recaler une position dite opérationnelle de l’aéronef à l’aide de ladite position de l’aéronef déterminée à l’étape de calcul.
Dans un mode de réalisation particulier, la suite d’étapes est mise en œuvre de façon anticipée avant une phase donnée d’approche correspondant à une partie de l’approche, des vérifications étant réalisées sur les résultats obtenus alors, et les résultats de la suite d’étapes obtenus pendant la phase donnée d’approche étant utilisés pendant cette phase d’approche uniquement si des conditions données, relatives en partie auxdites vérifications, sont remplies.
La présente invention concerne également une méthode d’aide à l’atterrissage, qui utilise au moins la position de l’aéronef déterminée par le procédé décrit ci-dessus, pour aider à l’atterrissage (manuel ou automatique) de l’aéronef.
La présente invention concerne, en outre, un dispositif de détermination de la position d’un aéronef lors d’une approche en vue d’un atterrissage.
Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte :
- au moins un radar configuré pour prendre au moins une image radar du terrain à l’avant de l’aéronef dans une zone contenant au moins un motif caractéristique, la position dudit motif caractéristique étant connue ;
- une unité de traitement d’image configurée pour détecter, sur l’image radar prise par le radar, un symbole caractéristique représentant ledit motif caractéristique ;
- une unité de calcul configurée pour déterminer, à partir au moins de la position du symbole caractéristique dans l’image et de caractéristiques de l’acquisition d’image radar, des informations dites de position relative illustrant la position de l’aéronef par rapport au motif caractéristique, et pour déterminer la position de l’aéronef, à partir desdites informations de position relative et de la position connue du motif caractéristique ; et
- une unité de transmission de données configurée pour transmettre au moins ladite position de l’aéronef à au moins un système utilisateur.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif comporte au moins l’une des unités suivantes :
- une unité d’extrapolation configurée pour extrapoler la position de l’aéronef ;
- une unité de recalage configurée pour recaler la position de l’aéronef ; et
- une unité de surveillance configurée pour vérifier la cohérence de la position de l’aéronef.
La présente invention concerne également un système d’aide à l’atterrissage, qui comporte au moins un dispositif de détermination de la position d’un aéronef, tel que décrit ci-dessus.
Dans un mode de réalisation particulier, le système d’aide à l’atterrissage comporte deux dispositifs de détermination de la position d’un aéronef, indépendants l’un de l’autre, et il est configuré pour mettre en œuvre un atterrissage automatique de l’aéronef.
En outre, dans un autre mode de réalisation, le système d’aide à l’atterrissage comporte un système de vision synthétique utilisant au moins la position déterminée par le dispositif de détermination de la position, pour aider à l’affichage.
La présente invention concerne par ailleurs un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est pourvu d’un tel dispositif de détermination de la position d’un aéronef et/ou d’un tel système d’aide à l’atterrissage.
BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES
Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est le schéma synoptique d’un dispositif de détermination de la position d’un aéronef lors d’une approche en vue d’un atterrissage, qui illustre un mode de réalisation de l’invention.
Les figures 2 et 3 sont des graphiques illustrant une trajectoire de descente d’un aéronef, respectivement dans un plan horizontal et dans un plan vertical.
La figure 4 est le synoptique d’un procédé de détermination de la position d’un aéronef lors d’une approche en vue d’un atterrissage.
La figure 5 est un graphique illustrant une application relative à une approche de précision.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE
Le dispositif 1, représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d’illustrer l’invention, est destiné à déterminer des caractéristiques de vol (dont au moins la position PC) d’un aéronef AC, en particulier d’un aéronef de transport, lors d’une approche en vue d’un atterrissage sur une piste d’atterrissage 2 d’un aéroport (figures 2 et 3).
Les figures 2 et 3 illustrent un exemple d’approche, respectivement, dans le plan horizontal et dans le plan vertical, de l’aéronef AC volant suivant une trajectoire TA comprenant une trajectoire latérale TL dans le plan horizontal (figure 2) et une trajectoire verticale TV dans le plan vertical (figure 3), dans un sens indiqué par une flèche E.
Selon l’invention, ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l’aéronef AC, comporte, comme représenté sur la figure 1 :
- au moins un radar 3 (« RADAR >> en anglais) configuré pour prendre au moins une image radar du terrain T à l’avant de l’aéronef (dans le sens E) dans une zone Z1, Z2, Z3 (figure 2) contenant au moins un motif caractéristique M, la position dudit motif caractéristique M étant connue ;
- une unité de traitement d’image 4 (« PROC >> pour « Image Processing Unit >> en anglais) reliée par l’intermédiaire d’une liaison 5 au radar 3 et configurée pour détecter, sur l’image radar prise par le radar 3, un symbole caractéristique représentant ledit motif caractéristique ;
- une unité centrale 6 comprenant une unité de calcul 7 (« COMP >> pour « Computation Unit » en anglais) et reliée par l’intermédiaire de liaisons 8 et 9, respectivement, à l’unité de traitement d’image 4 et à une base de données 10 (« DATABASE >> en anglais), cette unité de calcul 7 étant configurée pour déterminer :
• des informations dites de position relative (illustrant la position de l’aéronef par rapport au motif caractéristique), à partir au moins de la position du symbole caractéristique dans l’image et de caractéristiques de l’acquisition d’image radar, ; et • la position de l’aéronef, à partir desdites informations de position relative et de la position connue du motif caractéristique ; et
- une unité de transmission de données 11 (« TRANS >> pour «Transmission Unit >> en anglais) reliée par l’intermédiaire d’une liaison 12 à l’unité centrale 6 et configurée pour transmettre au moins ladite position de l’aéronef, à un ensemble 20 de système(s) utilisateur(s) (« USER >> pour « User System >> en anglais) comprenant au moins un système utilisateur 13, 14, via une liaison 22.
Dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 comporte également une unité d’extrapolation 15 (« EXTRAP >> pour « Extrapolation >> en anglais). Cette unité d’extrapolation 15 est, par exemple, intégrée dans l’unité centrale 6, et elle est configurée pour extrapoler la position de l’aéronef. L’extrapolation est mise en œuvre par l’unité d’extrapolation 15 entre deux déterminations successives de positions (déterminées à partir de deux images radar successives du motif caractéristique). Cette étape d’extrapolation est mise en œuvre à l’aide de données auxiliaires, issues d’au moins un système autre que le radar 3, comme précisé ci-dessous. Ce système, autre que le radar 3, fait partie d’un ensemble 18 de sources d’informations, précisé ci-dessous.
En outre, dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 comporte également une unité de recalage de données 16 (« UPDATING >> pour « Updating Unit» en anglais). Cette unité de recalage de données 16 est, par exemple, intégrée dans l’unité centrale 6, et elle est configurée pour recaler une position dite opérationnelle de l’aéronef, à l’aide de ladite position de l’aéronef déterminée par l’unité de calcul 7. Cette position opérationnelle est une position utilisée par au moins un système de l’aéronef, par exemple pour guider l’aéronef.
Par ailleurs, le dispositif 1 comporte également une unité de surveillance 17 (« MONITOR » pour « Monitoring Unit » en anglais). Cette unité de surveillance 17 est, par exemple, intégrée dans l’unité centrale 6, et elle est configurée pour vérifier la cohérence au moins de la position de l’aéronef, déterminée par l’unité de calcul 7.
En outre, le dispositif 1 comporte également l’ensemble 18 de sources d’informations (« DATA » pour « Data Acquisition Systems » en anglais). Cet ensemble 18 est relié par l’intermédiaire d’une liaison 19 à l’unité centrale 6, et il comprend des systèmes usuels aptes à générer des valeurs courantes de paramètres de vol de l’aéronef.
De préférence, le radar 3 est un radar bande X, qui est généralement installé sur les aéronefs, notamment sur les avions de ligne, pour fournir des informations météorologiques.
Pour la mise en œuvre de la présente invention, au moins un motif caractéristique M (figures 2 et 3) détectable par le radar 3 a été identifié ou créé sur l’aéroport ou à proximité de celui-ci, à un emplacement (ou position) connu précisément. Les coordonnées de la position du motif caractéristique M sont connues et enregistrées dans la base de données 10. Ces coordonnées peuvent être connues en absolu (c’est-à-dire dans un référentiel terrestre, typiquement le référentiel WGS84) ou relativement au point cible (« aiming point » en anglais) à l’intérieur de la zone de contact ou de toucher (« touch down zone » en anglais) de la piste 2. Dans le cadre de la présente invention, les coordonnées du motif caractéristique M peuvent avoir été saisies manuellement par l’équipage (via un moyen de saisie usuel (clavier, écran tactile,...) faisant partie de l’ensemble 18), avoir été chargées à l’aide d’un moyen de saisie usuel dans la base de données 10 lors de la préparation du vol, ou bien être stockées de façon permanente dans ladite base de données 10.
Le motif caractéristique M est choisi (ou créé) de sorte que :
- sa forme et/ou l’intensité des échos radar qu’il génère, sont telles qu’il ne peut pas être confondu avec les autres échos provenant du sol (terrain T), lors de la détection radar à l’aide du radar 3 embarqué ; et
- le radar 3 est en mesure de distinguer ledit motif caractéristique M à partir d’une distance donnée compatible avec l’application envisagée.
Dans un mode de réalisation préféré, le motif caractéristique M représente au moins l’un des éléments suivants :
- la piste d’atterrissage 2 utilisée pour l’atterrissage. La piste d’atterrissage forme un rectangle non réfléchissant au milieu des échos du sol. La détection de la piste d’atterrissage 2 peut être confirmée via la connaissance de ses dimensions et de son orientation, connues préalablement ;
- au moins un dispositif réfléchissant 21 à fort contraste radar, qui présente une réflectivité supérieure à celle du terrain T et qui est installé sur le terrain T, comme représenté schématiquement sur les figures 2 et 3 ; et
- une configuration naturelle du terrain, telle qu’une route, un pont ou un cours d’eau par exemple.
Dans ce dernier cas, le motif caractéristique M représente une configuration naturelle du terrain dans les environs de l’aéroport. Cette configuration a été préalablement identifiée et stockée dans la base de données 10 (forme et position du motif).
Dans le cas d’un dispositif réfléchissant 21 (figures 2 et 3) à fort contraste radar, le motif caractéristique M comprend un élément réfléchissant, et de préférence une pluralité d’éléments réfléchissants, dont la réflectivité est très supérieure à celles de leur environnement (par exemple des réflecteurs radar, une rampe d’approche,...). Ces éléments réfléchissants sont positionnés les uns par rapport aux autres de façon à constituer un motif caractéristique M qui ne peut pas être confondu avec les autres échos du sol. De plus, de préférence, leur disposition est optimisée pour permettre à l’aéronef de se positionner précisément par rapport à eux.
En outre, la taille et la forme du dispositif réfléchissant 21 influent sur la possibilité d’estimer l’attitude et le cap de l’aéronef. La forme du motif caractéristique M est également disponible dans la base de données 10 du dispositif 1. De même que ses coordonnées, la forme du motif caractéristique M peut avoir été saisie manuellement par l’équipage, avoir été chargée dans la base de données 10 lors de la préparation du vol, ou être stockée de façon permanente dans ladite base de données 10.
De nombreuses applications sont possibles pour le dispositif 1 avec des systèmes utilisateurs différents. Ainsi, la position recalée de l’aéronef peut, notamment, servir, comme précisé ci-après :
- à réaliser une approche en mode automatique, par exemple jusqu’à 30 mètres environ au-dessus du seuil de la piste 2. L’aéronef peut même aller jusqu’à atterrir automatiquement. Dans ce cas, le dernier balayage radar a lieu quelques instants avant l’atterrissage proprement dit (c’est-à-dire avant le contact avec le sol). La position de l’aéronef est alors extrapolée à partir du dernier balayage en utilisant la navigation recalée. Une surveillance spécifique pendant l’approche permet de garantir l’intégrité du système de navigation une fois recalé ;
- à réaliser une approche aux instruments, en mode manuel, au moyen de déviations affichées dans le poste de pilotage ; et
- à améliorer la précision d’une image synthétique d’un système de vision synthétique de type SVS (« Synthetic Vision System >> en anglais).
Le dispositif 1 s’appuie sur la capacité du radar 3 à fournir la position vectorielle d’un écho dans le référentiel du radar 3. Dans le repère du pied de l’antenne du radar, la position de l’écho est caractérisée par sa distance, son azimut et son site. De plus, on connaît la position géographique du motif caractéristique ayant généré l’écho radar (point de référence), pour en déduire la position de l’aéronef. L’unité de calcul 7 comprend des éléments de calcul pour réaliser, respectivement, les calculs suivants :
- convertir le vecteur position de l’écho du repère du pied de l’antenne, au repère aéronef ;
- convertir le vecteur position de l’écho du repère aéronef au repère géographique ; et
- soustraire le vecteur position de l’écho aux coordonnées géographiques du point de référence, pour obtenir les coordonnées de la position de l’aéronef.
Le fonctionnement du dispositif 1, tel que décrit ci-dessus, est précisé ciaprès.
On utilise le radar 3 du dispositif 1 pour balayer le terrain T (survolé) vers l’avant de l’aéronef (devant et vers le bas) dans le sens de vol E de l’aéronef AC (figures 2 et 3). Le secteur à balayer est déterminé de façon à inclure la zone Z1, Z2, Z3 contenant le motif caractéristique M, comme représenté sur la figure 2 montrant des balayages réalisés pour trois positions P1, P2 et P3 successives de l’aéronef AC lors de l’approche , en tenant compte de sa position, de l’imprécision des moyens de navigation de l’aéronef (position, attitude et cap) et de l’imprécision de pointage du faisceau radar. Le radar 3 fournit, pour chaque paire formée de l’azimut et du site de pointage du faisceau, la puissance et la distance de l’écho reçu.
Dans le cas où le motif caractéristique est obtenu par un dispositif à fort contraste radar, on prévoit dans un mode de réalisation de filtrer (c’est-à-dire d’éliminer) les échos pour lesquels la puissance du retour est trop faible pour provenir d’un réflecteur, compte tenu de leur distance. Cela permet d’éliminer un maximum d’échos parasites.
En utilisant les informations d’azimut, de site et de distance, l’unité de traitement d’image 4 du dispositif 1 projette les données de puissance des échos dans le plan horizontal afin de créer une vue 2D (en deux dimensions) de l’intensité des échos sol.
Un algorithme de traitement d’image, de type reconnaissance de forme (« pattern matching », en anglais), est alors utilisé par l’unité de traitement d’image 4 pour identifier la position, lOrientation et la distorsion (homothétie) du symbole caractéristique (représentant le motif caractéristique M) dans la vue 2D de l’intensité des échos sol. Les erreurs d’attitude ou de pointage en site du faisceau radar équivalent à une projection sur un plan légèrement incliné, ce qui entraîne une distorsion de type homothétie du motif dans la vue 2D. Les erreurs de cap de l’aéronef ou de pointage en azimut du faisceau radar équivalent à une rotation du motif dans la vue 2D.
Pour ce faire, soit on utilise des algorithmes de traitement d’image pour gérer la distorsion, soit on crée plusieurs images par projection sur un jeu de plans inclinés différents et de rotations différentes afin d’estimer les erreurs d’attitude et de cap de l’aéronef et de pointage du faisceau radar.
Les informations de position, d’orientation et de distorsion du symbole caractéristique dans la vue 2D de l’intensité des échos sol sont utilisées en complément des informations d’azimut, de site et de distance des échos fournies par le radar pour calculer les coordonnées 3D du motif caractéristique relativement à l’aéronef.
Connaissant la position du motif caractéristique M, par exemple par rapport à la piste 2 (ou de préférence par rapport au point cible), l’unité de calcul 7 en déduit la position de l’aéronef par rapport au point cible.
Pour réaliser le calcul de la position recalée sur les mesures radar, le dispositif 1 effectue des mesures radar de position relative, de façon périodique.
À chaque mesure radar de position relative, l’unité centrale 6 du dispositif 1 calcule :
- la meilleure estimée de la position de l’aéronef (position recalée), compte tenu de la précision connue des informations de position fournies par le radar et éventuellement de centrales inertielles et/ou d’équipements GNSS (« Global Navigation Satellite System », en anglais) de l’aéronef, qui font partie de l’ensemble 18 de sources d’informations. Par précision connue, on entend la précision garantie pour ces différents systèmes, issue de standards aéronautiques, de spécifications de ces équipements et/ou d’un retour d’expérience ;
- la meilleure estimée de l’attitude et du cap de l’aéronef (attitude et cap recalés), compte tenu des informations d’attitudes fournies par le radar et les centrales inertielles, de leur précision connue, ainsi que du cumul des informations de position sur plusieurs mesures radar ; et
- l’estimation des erreurs de position inertielle, des erreurs de position GNSS, des erreurs d’attitude et de caps inertiels, et de l’erreur de montage de l’antenne radar.
Afin de pouvoir fournir au(x) système(s) utilisateur(s) 13, 14 des informations de position à une fréquence suffisante, notamment pour réaliser une opération d’approche, entre deux mesures radar (successives) de position relative, l’unité d’extrapolation 15 extrapole la position, l’attitude et le cap de l’aéronef. L’unité d’extrapolation 15 extrapole ces derniers paramètres à partir de la position, de l’attitude et du cap recalés, ainsi que des données fournies par les centrales inertielles et les équipements GNSS en corrigeant ces derniers des erreurs de position, d’attitude et de cap estimées. L’utilisation de données GNSS est optionnelle. En limitant la dérive des centrales inertielles, les données GNSS permettent d’espacer les mesures radar de position relative.
Dans un mode de réalisation, les unités de calcul, d’estimation et d’extrapolation de l’unité centrale 6 utilisent au moins un filtre de Kalman. Le filtre de Kalman permet d’affiner progressivement l’estimation de l’état de l’aéronef (position, attitude, cap) et des différents contributeurs d’erreurs, au fur et à mesure de la génération des mesures radar de position relative.
Les données d’entrée du filtre de Kalman sont, typiquement :
- la mesure radar de position relative (avec ses caractéristiques de performance et de bruit) ;
- la position GNSS ;
- les accélérations inertielles et les vitesses angulaires inertielles ; et
- les position, vitesse, attitude et cap inertiels, à l’initialisation du filtre.
Les états estimés par le filtre de Kalman sont, typiquement :
- l’attitude et le cap de l’aéronef ;
- la vitesse de l’aéronef ;
- la position de l’aéronef ;
- les biais inertiels (accéléromètres et gyromètres) ;
- les biais sur la position GNSS ; et
- les erreurs de montage de l’antenne radar.
Afin notamment de pouvoir avertir le pilote en cas de dysfonctionnement d’un système de génération de position de l’aéronef (faisant par exemple partie de l’ensemble 18), l’unité de surveillance 17 met en œuvre une surveillance de la cohérence des différentes informations de position.
Les informations de position considérées sont :
- la position de l’aéronef, déduite de la mesure radar de position relative, en prenant en compte la position connue du motif caractéristique ;
- la position GNSS ; et
- la position inertielle pure.
Cette surveillance peut être mise en œuvre de différentes manières par l’unité de surveillance 17.
Dans une première mise en œuvre, l’unité de surveillance 17 utilise la différence des informations de position précitées, prises deux à deux. Les informations sont considérées comme incohérentes, si la différence dépasse d’un facteur choisi à l’avance la somme quadratique des précisions garanties des deux informations de position.
Dans une deuxième mise en œuvre, l’unité de surveillance 17 utilise la différence entre chaque information et la position recalée. Une information est considérée comme incohérente ou erronée, si la différence dépasse d’un facteur choisi à l’avance la somme quadratique de la précision garantie de l’information considérée et de la précision estimée pour la position recalée.
En outre, dans une troisième mise en œuvre, l’unité de surveillance 17 utilise la valeur calculée par le filtre de Kalman pour chaque information de position. L’information est considérée comme incohérente ou erronée, si la valeur dépasse d’un facteur choisi à l’avance la covariance estimée pour cette information par le filtre de Kalman.
Par conséquent, le dispositif 1 met en œuvre un procédé d’aide à la détermination au moins de la position de l’aéronef. Ce procédé comprend une suite d’étapes, représentée sur la figure 4 et mise en œuvre de façon répétitive au cours d’une descente de l’aéronef AC le long de la trajectoire de vol TV suivie (dans le sens illustré par la flèche E sur les figures 2 et 3), en vue d’un atterrissage sur la piste d’atterrissage 2 :
- une étape d’acquisition E1, mise en œuvre par le radar 3, consistant à prendre au moins une image radar du terrain T à l’avant de l’aéronef dans une zone contenant au moins le motif caractéristique M, dont la position est connue ;
- une étape de traitement d’image E2, mise en œuvre par l’unité de traitement d’image 4, consistant au moins à détecter, sur l’image radar, un symbole caractéristique représentant ledit motif caractéristique M ;
- une étape de calcul E3, mise en œuvre par l’unité de calcul 7, consistant :
• à déterminer, à partir au moins de la position du symbole caractéristique dans l’image et de caractéristiques de l’acquisition d’image radar, des informations dites de position relative illustrant la position de l’aéronef AC par rapport au motif caractéristique M ; et • à déterminer la position de l’aéronef AC, à partir desdites informations de position relative et de la position connue du motif caractéristique M ; et
- une étape de transmission de données E4, mise en œuvre par l’unité de transmission de données 11, consistant à transmettre au moins ladite position de l’aéronef à au moins un système utilisateur 13, 14.
Dans un mode de réalisation préféré :
- l’étape de traitement d’image E2 consiste également à déterminer une déformation du symbole caractéristique dans l’image radar, due à la perspective liée à l’angle suivant lequel le motif caractéristique M est vu depuis le radar 3 monté sur l’aéronef lors de la prise d’image radar ; et
- l’étape de calcul E3 utilise la déformation du symbole caractéristique, ainsi déterminée, pour estimer l’attitude et le cap de l’aéronef, qui sont également transmis (à l’étape de transmission de données E4) à au moins un système utilisateur 13, 14.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit procédé comporte au moins l’une des étapes suivantes :
- une étape d’extrapolation E5, mise en œuvre par l’unité d’extrapolation 15, consistant à extrapoler la position de l’aéronef ;
- une étape de recalage E6, mise en œuvre par l’unité de recalage 16, consistant à recaler la position de l’aéronef, déterminée à l’étape de calcul E3 ; et
- une étape de surveillance E7, mise en œuvre par l’unité de surveillance 17, consistant à vérifier la cohérence de la position de l’aéronef, déterminée à l’étape de calcul E3.
Les résultats des étapes d’extrapolation E5, de recalage E6 et de surveillance E7 sont également transmis à au moins un système utilisateur 13, 14 à l’étape de transmission de données E4.
On décrit, ci-après, deux applications possibles de l’invention.
Une première application concerne la mise en œuvre de l’invention pour une approche de précision.
Dans ce cas, on considère que l’aéronef effectue une approche sur un aéroport à l’aide d’un moyen d’approche de non précision. Le dispositif 1 est particulièrement utile si un ou plusieurs obstacles se trouvent à proximité de la trajectoire d’approche impliquant des minima élevés, par exemple une altitude de décision de 180 mètres ou plus, au-dessus de la zone de toucher. Des minima élevés peuvent rendre l’approche impraticable par mauvaises conditions météorologiques (par exemple avec une visibilité inférieure à 3400 mètres).
Dans l’application envisagée, le dispositif 1 fournit des informations à un système d’aide à l’atterrissage 13 («AID » pour « Landing Aiding Sytem » en anglais) comme système utilisateur. Dans cette application, l’approche est divisée en deux phases successives, comme représenté sur la figure 5.
Une première phase PH1 consiste à réaliser une approche de non précision avec des moyens de guidage usuels (VOR, NDB ou RNAV GNSS).
Cette première phase PH1 se prolonge jusqu’à l’atteinte de l’altitude de décision (« Decision Altitude >> ou « Minimum Descent Altitude >> en anglais),à un point PD, correspondant au moyen de guidage utilisé.
La seconde phase PH2 consiste à réaliser une approche équivalente à une approche de précision, en se basant sur la position de l’aéronef AC recalée sur les mesures radar. En fonction de la précision de position obtenue, de la position du motif caractéristique M et des systèmes disponibles à bord de l’aéronef, la seconde phase PH2 peut se poursuivre jusqu’à une hauteur HO donnée (par exemple 30 mètres) au-dessus de la zone de toucher ZT, ou se poursuivre jusqu’à un atterrissage complet.
À la fin de la première phase PH1 (typiquement les 10 dernières secondes de cette première phase PH1), on prévoit une période de transition PI. Le but de cette période de transition PI est :
- de préparer la seconde phase PH2 ; et
- de fournir au pilote les éléments d’informations lui permettant de prendre la décision de poursuivre ou d’annuler son approche lorsqu’il arrive à l’altitude de décision (point PD) en fin de cette première phase PH1.
Pour ce faire, au cours de la période de transition PI, le dispositif 1 effectue les premières mesures radar de position relative et initie le calcul de position de l’aéronef, recalée sur les mesures radar. Pour ce faire, le motif caractéristique M doit être tel que le radar puisse le distinguer dès le début de la période de transition PI.
La seconde phase PH2 est déclenchée uniquement si les conditions suivantes sont remplies :
- les mesures radar de position relative sont répétées avec succès (pas de perte intermittente) ;
- la précision du calcul de la position de l’aéronef, estimée par analyse de la cohérence entre les différentes sources de position disponibles (1RS, radar et/ou GNSS), satisfait les critères de performance d’une approche de précision de type catégorie II ; et
- la dérive de la position inertielle (ou de la position inertielle hybridée avec le GNSS et/ou le radar) est acceptable.
Cette dérive est vérifiée pendant une durée permettant de couvrir la plus longue des périodes suivantes :
- l’intervalle de temps entre deux recalages radar ; et
- la période à la fin de l’approche où il n’est plus possible d’effectuer de mesure radar de position relative, en raison de la position défavorable du motif caractéristique par rapport à l’aéronef (motif trop déporté sur le côté pour pouvoir être scanné par le radar, hauteur de l’aéronef au-dessus du motif trop faible pour pouvoir le détecter, masquage du motif par des éléments du terrain,...). Cette période peut inclure tout ou partie de l’arrondi et de l’atterrissage.
Si l’ensemble des conditions ci-dessus sont réunies, le système d’aide à l’atterrissage 13 indique au pilote qu’il est prêt pour la seconde phase.
Dans un mode de réalisation particulier, le système d’aide à l’atterrissage 13 comporte deux dispositifs 1 de détermination de la position de l’aéronef, indépendants l’un de l’autre, et il est configuré pour mettre en œuvre un atterrissage automatique de l’aéronef. Pour pouvoir réaliser un atterrissage automatique, il est en effet nécessaire de doubler les chaînes de traitement pour couvrir la perte d’un calculateur.
Une seconde application de l’invention concerne l’utilisation des résultats fournis par le dispositif 1 dans le cadre d’un affichage de type SVS.
Dans ce cas, on considère que le système utilisateur 14 est un afficheur SVS (figure 1). Cet afficheur SVS est installé à bord de l’aéronef, et l’aéronef effectue une approche sur un aéroport à l’aide d’un moyen d’approche de non précision. En raison de la précision limitée du moyen d’approche, un décalage peut apparaître entre le positionnement de la piste dans l’afficheur SVS et la réalité. Ce décalage provient de l’erreur de position de l’aéronef (fournie par le moyen d’approche) utilisée pour calculer l’image de l’afficheur SVS. Il existe donc un décalage de point de vue. Ce décalage est d’autant plus visible que l’aéronef se rapproche de la piste. En cas d’affichage du vecteur vitesse inertiel sur l’afficheur SVS, le décalage de la piste devient alors d’autant plus gênant qu’il peut donner l’impression à l’équipage que l’aéronef ne se dirige pas vers le bon endroit.
Afin d’assurer une bonne fidélité de l’image présentée dans l’afficheur SVS, on utilise la position de l’aéronef recalée sur les mesures radar pour calculer la vue à afficher (au lieu d’une position hybridée (inertielle/GNSS)).
Dans cette application, l’approche peut être découpée en deux parties.
Au cours de la première partie de l’approche, l’afficheur SVS, dit afficheur SVS basique, utilise la position hybridée (inertielle/GNSS) pour générer l’image à afficher à l’équipage.
Pendant la seconde partie de l’approche, l’afficheur SVS, dit afficheur SVS recalé, utilise la position de l’aéronef, recalée sur les mesures radars à l’aide du dispositif 1, pour générer l’image à afficher à l’équipage.
Le point limite d’utilisation de l’afficheur SVS basique (c’est-à-dire la fin de la première partie de l’approche) est le point de l’approche à partir duquel le décalage de la piste dans l’afficheur SVS devient détectable par le pilote.
Le motif caractéristique M utilisé pour les mesures relatives de position radar est choisi (lors de la création de la procédure d’approche) de façon à ce que le radar puisse le distinguer au plus tard lorsque l’aéronef atteint le point limite d’utilisation de l’afficheur SVS basique.
Afin d’assurer la fidélité de l’image présentée dans l’afficheur SVS de façon permanente sans intervention du pilote, le système analyse en continu les paramètres de l’aéronef, afin de déterminer si celui-ci est en train de réaliser une approche et d’identifier sur quelle piste. Si l’aéronef est en approche, le système récupère dans la base de données 10 le motif caractéristique M associé à la piste et déclenche la recherche du motif par le radar. Cette recherche est déclenchée un certain temps avant que l’aéronef n’atteigne le point limite d’utilisation de l’afficheur SVS basique, de façon à ce que le radar puisse identifier le motif caractéristique M et effectuer les premières mesures de position relative à la fin de la première partie de l’approche.
Il est possible de déterminer qu’un aéronef est en approche sur une piste, en utilisant par exemple au moins l’un des critères suivants :
- le système de gestion du vol de l’aéronef indique qu’un mode d’approche est actif ; et
- l’analyse des coordonnées des pistes stockées en base de données montre que la distance horizontale entre l’aéronef et l’une des pistes est inférieure à une valeur prédéfinie, et d’autre part au moins l’un des sous-critères suivants est satisfait :
• la position de l’aéronef (horizontale et verticale) est cohérente avec l’une des trajectoires d’approche publiées pour cette piste (stockées en base de données), c’est-à-dire les écarts latéraux et verticaux par rapport à la trajectoire sont inférieurs à des seuils prédéfinis (cohérents de la précision des moyens de navigation de l’aéronef et de la tolérance existante sur l’exécution des procédures d’approche) ; et • la hauteur de l’aéronef au-dessus de la piste est cohérente avec une pente d’approche (autour de 3° avec une tolérance prédéfhie) et la route de l’aéronef est cohérente avec l’orientation de la piste avec une tolérance prédéfinie ; et
- la vitesse de l’aéronef est comprise dans la plage de vitesses d’approche (déterminée par les performances de l’aéronef).
D’autres critères peuvent être utilisés également.
Dans le cas où des motifs caractéristiques différents sont utilisés pour les recalages radar en fonction de l’extrémité de la piste où l’aéronef va se poser, l’extrémité de la piste et donc le motif à considérer peuvent être déterminés par exemple :
- à l’aide de l’extrémité de la piste, sélectionnée par l’équipage au moyen d’un système de l’aéronef faisant par exemple partie de l’ensemble 18 ;
- via la corrélation entre la position de l’aéronef et les trajectoires d’approches publiées ; et
- via la corrélation entre la route de l’aéronef et l’orientation QFU de la piste (exprimée en degré par rapport au nord magnétique en tournant dans le sens horaire).
Dans le cas où il n’est pas possible d’effectuer de recalage de la position basée sur une image radar alors que l’aéronef est à une distance du sol inférieure ou égale au point limite d’utilisation de l’afficheur SVS basique, un message et/ou une alerte sont générés afin d’avertir le pilote que la fidélité de la représentation de l’afficheur SVS n’est plus garantie. Ceci est nécessaire pour écarter le risque d’utilisation par l’équipage d’une image avec un décalage trop important.
Le cas précédent peut se présenter si :
- les systèmes ont déterminé que l’aéronef est en approche sur une piste, mais le 5 radar n’a pas pu détecter le motif caractéristique, et la distance à la piste est inférieure à la limite d’utilisation de l’afficheur SVS ; et
- les systèmes n’ont pas déterminé que l’aéronef est en approche sur une piste, par contre ils détectent que l’aéronef est à proximité du terrain. La proximité avec le terrain peut être détectée, par exemple, via au moins l’un des critères suivants :
· la hauteur de l’aéronef par rapport au terrain est inférieure à une valeur prédéfinie ;
• le temps estimé avant collision avec le sol est inférieur à une valeur prédéfinie. Ce calcul fait l’hypothèse que l’aéronef poursuit sa route selon une trajectoire rectiligne et à une vitesse constante.

Claims (15)

  1. REVENDICATIONS
    1. Procédé de détermination de la position d’un aéronef (AC) lors d’une approche en vue d’un atterrissage, caractérisé en ce qu’il comporte une suite d’étapes comprenant :
    - une étape d’acquisition d’image radar (E1), mise en œuvre par au moins un radar (3) monté sur l’aéronef (AC), l’étape d’acquisition (E1) consistant à prendre au moins une image radar du terrain (T) à l’avant de l’aéronef (AC) dans une zone contenant au moins un motif caractéristique (M), la position dudit motif caractéristique (M) étant connue ;
    - une étape de traitement d’image (E2), mise en œuvre par une unité de traitement d’image (4) et consistant au moins à détecter, sur l’image radar, un symbole caractéristique représentant ledit motif caractéristique (M) ;
    - une étape de calcul (E3), mise en œuvre par une unité de calcul (7) et consistant à déterminer, à partir au moins de la position du symbole caractéristique dans l’image radar et de caractéristiques de l’acquisition d’image radar, des informations dites de position relative illustrant la position de l’aéronef (AC) par rapport au motif caractéristique (M), et à déterminer la position de l’aéronef (AC), à partir desdites informations de position relative et de la position connue du motif caractéristique (M) ; et
    - une étape de transmission de données (E4), mise en œuvre par une unité de transmission de données (11) et consistant à transmettre au moins ladite position de l’aéronef (AC) à au moins un système utilisateur (13, 14).
  2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que :
    - l’étape de traitement d’image (E2) consiste également à déterminer une déformation du symbole caractéristique dans l’image radar, due à la perspective liée à l’angle suivant lequel le motif caractéristique (M) est vu depuis le radar (3) monté sur l’aéronef (AC) lors de la prise d’image radar ; et
    - l’étape de calcul (E3) utilise la déformation du symbole caractéristique ainsi déterminée, pour déterminer l’attitude et le cap de l’aéronef (AC).
  3. 3. Procédé selon l’une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que l’étape de traitement d’image (E2) met en œuvre une consolidation de la détection du motif caractéristique (M).
  4. 4. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le motif caractéristique (M) représente au moins l’un des éléments suivants :
    - une piste d’atterrissage (2) utilisée pour l’atterrissage ;
    - au moins un dispositif réfléchissant, qui présente une réflectivité supérieure à celle du terrain (T) et qui est installé sur le terrain (T) ; et
    - une configuration naturelle du terrain (T).
  5. 5. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’étape de traitement d’image (E2) utilise une méthode de reconnaissance de forme.
  6. 6. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la suite d’étapes comprend une étape de surveillance (E7), mise en œuvre par une unité de surveillance (17), après l’étape de calcul (E3), et consistant à vérifier la cohérence de la position de l’aéronef (AC) déterminée à l’étape de calcul (E3).
  7. 7. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la suite d’étapes comprend une étape d’extrapolation (E5) de la position de l’aéronef (AC), l’étape d’extrapolation (E5) étant mise en œuvre par une unité d’extrapolation (15) entre deux positions déterminées à partir de deux images radar successives du motif caractéristique (M), l’étape d’extrapolation (E5) étant mise en œuvre à l’aide de données auxiliaires, issues d’au moins un système (18) autre que le radar (3).
  8. 8. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la suite d’étapes comprend une étape de recalage (E6), mise en œuvre par une unité de recalage (16), après l’étape de calcul (E3), et consistant à recaler une position dite opérationnelle de l’aéronef (AC) à l’aide de ladite position de l’aéronef (AC) déterminée à l’étape de calcul (E3).
  9. 9. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la suite d’étapes est mise en œuvre, de façon répétitive, lors de l’approche.
  10. 10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que la suite d’étapes est mise en œuvre de façon anticipée avant une phase donnée d’approche correspondant à une partie de l’approche, des vérifications étant réalisées sur les résultats obtenus alors, et en ce que les résultats de la suite d’étapes obtenus pendant la phase donnée d’approche étant utilisés pendant cette phase d’approche uniquement si des conditions données, relatives en partie auxdites vérifications, sont remplies.
  11. 11. Dispositif de détermination de la position d’un aéronef (AC) lors d’une approche en vue d’un atterrissage, caractérisé en ce qu’il comporte :
    - au moins un radar (3) configuré pour prendre au moins une image radar du terrain (T) à l’avant de l’aéronef (AC) dans une zone contenant au moins un motif caractéristique (M), la position dudit motif caractéristique (M) étant connue ;
    - une unité de traitement d’image (4) configurée pour détecter, sur l’image radar prise par le radar (3), un symbole caractéristique représentant ledit motif caractéristique (M) ;
    - une unité de calcul (7) configurée pour déterminer, à partir au moins de la position du symbole caractéristique dans l’image et de caractéristiques de l’acquisition d’image radar, des informations dites de position relative illustrant la position de l’aéronef (AC) par rapport au motif caractéristique (M), et pour déterminer la position de l’aéronef (AC), à partir desdites informations de position relative et de la position connue du motif caractéristique (M) ; et
    - une unité de transmission de données (11) configurée pour transmettre au moins ladite position de l’aéronef (AC) à au moins un système utilisateur (13, 14).
  12. 12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce qu’il comporte au moins l’une des unités suivantes :
    - une unité d’extrapolation (15) configurée pour extrapoler la position de l’aéronef (AC);
    - une unité de recalage (16) configurée pour recaler la position de l’aéronef (AC) ; et
    - une unité de surveillance (17) configurée pour vérifier la cohérence au moins de la position de l’aéronef (AC).
  13. 13. Système d’aide à l’atterrissage, caractérisé en ce qu’il comporte au moins un dispositif (1) de détermination de la
    5 position d’un aéronef (AC) selon l’une des revendications 11 et 12.
  14. 14. Système d’aide à l’atterrissage selon la revendication 13, caractérisé en ce qu’il comporte deux dispositifs (1) de détermination de la position d’un aéronef (AC), indépendants l’un de l’autre, et en ce qu’il est configuré pour mettre en œuvre un atterrissage automatique de l’aéronef (AC).
    10
  15. 15. Système d’aide à l’atterrissage selon la revendication 13, caractérisé en ce qu’il comporte un système de vision synthétique utilisant au moins la position déterminée par le dispositif (1) de détermination de la position, pour aider à l’affichage.
    1/3
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