® RÉPUBLIQUE FRANÇAISE

INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE © N° de publication :

(à n’utiliser que pour les commandes de reproduction) (© N° d’enregistrement national

064 762

00358

COURBEVOIE ©IntCI⁸: G 05 D 1/06 (2017.01)

DEMANDE DE BREVET D'INVENTION

A1

	Date de dépôt : 04.04.17.	(© Demandeur(s) : THALES Société anonyme — FR.
©	Priorité :
@	Date de mise à la disposition du public de la demande : 05.10.18 Bulletin 18/40.	@ Inventeur(s) : BOYER JOHAN et GUERRA MARTIN LUCIA.
(56)	Liste des documents cités dans le rapport de recherche préliminaire : Se reporter à la fin du présent fascicule
	Références à d’autres documents nationaux apparentés :	©) Titulaire(s) : THALES Société anonyme.
O	Demande(s) d’extension :	© Mandataire(s) : MARKS & CLERK FRANCE Société en nom collectif.

GESTION DE LA PHASE DE DESCENTE D'UN AERONEF.

FR 3 064 762 - A1 (5/) || est décrit un procédé mis en oeuvre par ordinateur pour optimiser le profil vertical de descente d'un aéronef, le profil vertical se décomposant en un profil d'altitude et un profil de vitesse. Une ou plusieurs altitudes de passage peuvent être déterminées en minimisant la déviation globale entre le profil de vitesse et une ou plusieurs contraintes de vitesse préalablement reçues. Le profil de descente optimisé peut comprendre une ou plusieurs de ces altitudes de passage. Différents développements sont décrits, notamment des modes de réalisation dans lesquels une altitude de passage optimisée minimise la poussée moteur, le profil de descente est de type OPEN IDLE, FPA ou VS, le profil de descente optimisé est déterminé à rebours, une contrainte de vitesse est de type AT ou AT OR ABOVE, et l'usage des aérofreins. Des modalités d'affichage sont décrites, ainsi que des aspects de système et de logiciel.

GESTION DE LA PHASE DE DESCENTE D’UN AERONEF

Domaine de l’invention

L’invention concerne le domaine technique des procédés et des systèmes pour la gestion du vol d’un aéronef, et notamment pour la gestion de la phase de descente.

Etat de la Technique

Selon l’état de la technique, les avions civils déterminent leur profil vertical de descente à partir des bases de données de navigation, des données entrées dans le plan de vol actif et des données de performances de l’avion.

Le profil vertical est établi par le système de gestion de vol (en anglais Flight Management System, d’acronyme F.M.S.), qui calcule les prédictions associées aux performances de l’aéronef permettant de respecter au mieux les contraintes opérationnelles. Le profil vertical prédit en descente et en approche est notamment calculé de façon à respecter toutes les contraintes d’altitude et/ou de vitesse des différents points que comprend le plan de vol.

La descente est divisée en deux parties ci-après appelées descente « géométrique » et descente « IDLE ».

La descente « IDLE » correspond à un régime moteur particulier. Une descente IDLE est associée à une poussée réduite des moteurs. Par exemple, en fin de croisière, le pilote laisse l’avion descendre «naturellement», en mettant les moteurs au «ralenti» («IDLE» ou « IDLE thrust » selon la terminologie anglo-saxonne ») jusqu’à ce que ' 2 soient rencontrées des contraintes d’altitude et/ou de vitesse qui peuvent modifier une pente par rapport au sol et/ou peuvent modifier la vitesse, contraignant ainsi à moduler le dernier degré de liberté disponible en matière de pilotage, en l’espèce la poussée moteur. Durant la descente IDLE, les vitesses ne sont pas contraintes en fonction de l’altitude.

Ce type de régime moteur à poussée réduite (ou minimale dans certains cas, ou modulo une marge ou une tolérance) a notamment pour avantage de descendre vers la piste d’atterrissage en minimisant les nuisances (bruit et pollution) et en minimisant la consommation de carburant (coûts opérationnels). Autrement dit, l’aéronef reste en poussée réduite le plus longtemps possible, entre un point de début de descente et un point de sortie au-delà duquel la poussée réduite ne peut plus être tenue pour respecter les contraintes et permettre l’atterrissage de l’aéronef.

Le point du plan de vol séparant les deux types de descente (géométrique et IDLE) est appelé en anglais le point de passage géométrique ou Geometrical Path Point en anglais (acronyme G.P.P.). Le point G.P.P. est le point du plan de vol séparant le segment de descente géométrique et le segment de descente IDLE. Il est généralement déterminé par la première contrainte d’altitude contraignante. Cela signifie que depuis le début de la descente jusqu’à ce point, les prédictions de la descente se font à poussée IDLE et ensuite les prédictions sont calculées à l’aide des pentes prédites pour respecter les contraintes d’altitude contraignantes.

De manière générale, les contraintes en altitude, pente, vitesse ou temps aux points de passage (« waypoints ») ou du plan de vol peuvent être exprimées de diverses façons. Les contraintes en altitude peuvent être de type « AT » (passage au point à l’altitude donnée), « AT OR ABOVE » (passage à ou au-dessus de l’altitude donnée), « AT OR BELOW » (passage à ou en-dessous de l’altitude) ou « WINDOW » (passage entre deux altitudes). Les contraintes en vitesse peuvent être du type « AT » (passage au point à la vitesse donnée), « AT OR ABOVE » (passage à ou au-dessus de la vitesse donnée) ou « AT OR BELOW » (passage à ou en-dessous de la vitesse. Les contraintes horaires peuvent être du type « AT » (passage au point à l'heure donnée), «AT OR AFTER» (passage à ou après l’heure donnée), «AT OR BEFORE» (passage à ou avant l’heure donnée) ou «WINDOW» (passage entre deux heures).

Peu d’approches connues adressent le problème technique consistant à gérer des contraintes de vitesse lors d’une descente non-contrainte en altitude (de type IDLE). En particulier, dans les systèmes existants en matière de système de gestion de vol (Flight Management System FMS), rien n’est prévu pour pouvoir tenir (ou respecter ou satisfaire) d’éventuelles contraintes de vitesse (par exemple de type «AT OR ABOVE » ou « AT » qui sont contraignantes sur la partie IDLE, et ce tant en descente géométrique qu’en manœuvre d’approche).

Selon les approches connues, une répartition figée entre dissipation d’énergie cinétique et dissipation d’énergie potentielle est généralement imposée par l’avionneur.

Certaines méthodes de calcul connues prévoient de manipuler la répartition de la dissipation d’énergie : ces méthodes déterminent un profil de vitesse qui doit être suivi ou subi par la suite, et qui en particulier n’est pas nécessairement adapté à d’éventuelles contraintes existant sur les vitesses de descente.

Sur ce dernier point, le document de brevet FR3014213 intitulé «PROCEDE ET DISPOSITIF DE DETERMINATION AUTOMATIQUE D'UN PROFIL DE VITESSE A PALIERS DE VITESSE POUR UN AERONEF » divulgue un procédé consistant à maximiser le temps passé à la vitesse optimale de descente, y compris en présence de contraintes de vitesse encadrant la vitesse optimale. Ainsi la décélération (en « forward ») vers la vitesse optimale est immédiate depuis une contrainte de vitesse de type AT ou AT OR ABOVE supérieure à la vitesse optimale tandis que la décélération vers une contrainte de vitesse de type AT ou AT OR BELOW est retardée autant que possible de façon à ce que la vitesse optimale de descente soit maintenue le plus longtemps possible. Ce document vise à réduire les coûts d’exploitation, la vitesse optimale étant la vitesse économique, obtenue par la minimisation d’un critère de coût, favorisant soit le temps, soit la consommation de carburant selon un paramètre appelé Cost Index et saisi par l’équipage, généralement selon des consignes provenant de sa compagnie aérienne. Cette méthode présente des limitations.

Il existe un besoin pour des procédés et des systèmes pour une gestion améliorée de la phase de descente d’un aéronef.

Résumé de l’invention

Il est décrit un procédé mis en œuvre par ordinateur pour optimiser le profil vertical de descente d’un aéronef, le profil vertical se décomposant en un profil d’altitude et un profil de vitesse. Une ou plusieurs altitudes de passage peuvent être déterminées en minimisant la déviation globale entre le profil de vitesse et une ou plusieurs contraintes de vitesse préalablement reçues. Le profil de descente optimisé peut comprendre une ou plusieurs de ces altitudes de passage. Différents développements sont décrits, notamment des modes de réalisation dans lesquels une altitude de passage optimisée minimise la poussée moteur, le profil de descente est de type OPEN IDLE, FPA ou VS, le profil de descente optimisé est déterminé à rebours, une contrainte de vitesse est de type AT ou AT OR ABOVE, et l’usage des aérofreins. Des modalités d’affichage sont décrites, ainsi que des aspects de système et de logiciel.

Avantageusement, le procédé selon l’invention permet une meilleure gestion énergétique de la phase de descente d’un aéronef.

Avantageusement, le procédé selon l’invention permet d’ajuster la répartition de dissipation d’énergie entre énergie cinétique et énergie potentielle (de façon économique, car la consommation de carburant est minimisée) : durant une phase du vol, la dissipation d’énergie potentielle n’est pas contrainte tandis que la dissipation d’énergie cinétique est contrainte. Ce transfert d’énergie est en particulier réalisé pour satisfaire toutes les contraintes de vitesse de descente (quels que soient leurs natures).

Avantageusement, dans un mode de réalisation, le procédé permet de déterminer une trajectoire volable aboutissant à une stabilisation énergétique de l’avion à 1000ft, en configuration d’atterrissage avec les trains sortis.

Dans un mode de réalisation, le procédé selon l’invention comprend une étape consistant à déterminer à un instant donné une pente adaptée pour respecter une contrainte de vitesse prédéfinie ou reçue, tout en minimisant la poussée moteur.

Dans un mode de réalisation, l’invention comprend une étape consistant à convertir un delta d’énergie cinétique en un delta d’énergie potentielle, convertissant ainsi un profil de type OPEN IDLE, c’est-à-dire à poussée moteur réduite et fixée au régime dit « IDLE », et à pente variable, en un profil géométrique à pente fixe approximant la poussée de type IDLE.

Dans un mode de réalisation, le procédé selon l’invention peut se fonder sur le calcul des prédictions par le FMS et une étape de calcul peut consister à calculer un profil d’altitude optimal dans la phase de descente de type IDLE pour satisfaire les contraintes de vitesse contraignantes tout en minimisant la poussée, c’est-à-dire les coûts opérationnels.

Dans un mode de réalisation, le procédé selon l’invention comprend une étape consistant à calculer des altitudes atteignables, minimales et maximales, et/ou un calcul des altitudes optimales à chaque point caractéristique de la descente IDLE présentant une contrainte de vitesse en tenant en compte de l’ensemble des contraintes de vitesse, d’altitude, de pente et de temps.

Dans un mode de réalisation, cette optimisation est faite à l’aide d’un estimateur du profil en vitesse, qui peut être considéré comme une simplification des « propagateurs » existants actuellement dans le Flight Management System (FMS). Le FMS contient un module de calcul de trajectoire qui repose sur une intégration numérique. Cette intégration est réalisée à partir de propagateurs qui servent à propager un état avion depuis un état donné vers un état souhaité dans des conditions données. Ces propagateurs présentent différents degrés de liberté, un propagateur faisant varier la vitesse pourra par exemple considérer soit une poussée moteur fixe et une pente variable, soit une pente fixe et une poussée moteur variable.

Avantageusement, certains modes de réalisation de l’invention permettent de modifier le profil d’altitude en descente IDLE, pour chaque vol, i.e. selon des particularités de procédures, de conditions météorologiques, de contraintes de vitesses, temps, bruit et d’autres paramètres.

Avantageusement, l’invention manipule des procédures de vol comprenant des contraintes de vitesse de type AT, AT OR BELOW, AT or ABOVE et WINDOW, en particulier en phase de descente IDLE (non contrainte en altitude).

Avantageusement, le procédé selon l’invention permet de tenir compte des contraintes de vitesse sur la partie non-contrainte en altitude.

Avantageusement, le profil de vitesse déterminé selon le procédé de l’invention n’est pas « subi » mais il est au contraire « adapté » (modifié en fonction des contraintes de vitesse). Le profil de vitesse n’est pas une donnée incontournable ou impérative ou obligatoire. Le profil de vitesse peut être adaptatif, i.e. il peut être adapté en fonction de circonstances particulières. Dans certains modes de réalisation, le profil de vitesse est modifié simultanément à une modification du profil d’altitude.

Avantageusement, au contraire des méthodes connues utilisant des critères énergétiques statiques (ou invariants ou figés) et/ou des tenues rigides en matière de contraintes d’altitude et de pente, les performances de l’avion peuvent être exploitées au mieux pour garantir la tenue des contraintes de vitesse, et ce tout en maximisant la pente volée.

Avantageusement, le procédé selon l’invention permet le respect des contraintes de vitesse « flottantes », c’est-à-dire non supportées par une contrainte d’altitude contraignante, et ce tout en garantissant des performances optimales, c’est-à-dire un coût d’exploitation réduit.

Avantageusement, le procédé selon l’invention peut être aisément implémenté, la mise en oeuvre du procédé selon l’invention ne requérant pas de modifications substantielles de la fonction guidage du FMS ou du pilote automatique.

Avantageusement, le procédé selon l’invention peut être mis en œuvre dans un dispositif de navigation, par exemple embarqué, gérant la trajectoire d’un aéronef (un drone par exemple).

Avantageusement, le procédé selon l’invention peut être mis en œuvre dans un dispositif de prédictions, tel que celui présent dans un FMS.

Description des figures

D’autres caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à l’aide de la description qui suit et des figures des dessins annexés dans lesquels:

La figure 1 illustre schématiquement la structure et les fonctions d'un système de gestion de vol de type F.M.S. connu;

La figure 2 illustre des aspects matériels de système pour la mise en oeuvre de l’invention;

La figure 3 schématise un exemple de détermination d’un profil vertical de descente selon un mode de réalisation du procédé selon l’invention;

La figure 4 illustre des exemples d’étapes du procédé selon un mode de réalisation de l’invention ;

La figure 5 illustre un exemple de mode de réalisation.

Description détaillée de l’invention

La figure 1 illustre schématiquement la structure et les fonctions d'un système de gestion de vol de type F.M.S. connu.

Le F.M.S. 100 est généralement connecté à de nombreux autres calculateurs (une centaine), lesquels peuvent également mettre en œuvre une ou plusieurs étapes du procédé selon l’invention. Le F.M.S. dispose généralement de différents fonctions avioniques, notamment de navigation LOCNAV 170, de plan de vol FPLN 110, de base de donnée de navigation NAVDB 130, de base de données de performance PERF DB 150, de trajectoire latérale TRAJ 120, de prédictions PRED 140, de guidage GUID 160 et de liaison de données numérique DATALINK 180 pour communiquer avec les centres de contrôle et les autres aéronefs. Le F.M.S. comprend ou peut être associé à des interfaces homme-machine I.H.M. 190 (e.g. écrans d’ordinateur, réalité augmentée, réalité virtuelle, retours haptiques, projecteurs, etc). Un ou plusieurs systèmes (e.g. de type non-avionique) peuvent accéder au F.M.S. avionique, par exemple via les I.H.M. 190 et/ou par des ordinateurs 199 de type A.O.C.

(compagnie aérienne) et/ou A.T.C. (contrôle aérien).

La figure 2 illustre des aspects matériels de système pour la mise en œuvre de l’invention.

D’un point de vue matériel, le procédé peut être mis en œuvre dans ou par un système de gestion de vol F.M.S 100 au sein de l’aéronef 200.

Dans un mode de réalisation, une «machine à état» (ou «automate fini») peut être utilisée comme séquenceur 141. En électronique numérique, un automate fini peut être construit comme circuit logique programmable, ou un automate programmable industriel, avec des fonctions logiques réalisées par bascules ou relais. Une implémentation matérielle comprend en général un registre pour stocker les variables d'état, un circuit de logique combinatoire qui détermine les transitions d'états, et un bloc de logique combinatoire qui détermine les sorties de l'automate.

Un séquenceur avionique 141 assemble, selon des règles prédéfinies, différents segments de plan de vol pour construire la trajectoire à partir d’un état avion initial ou d’une stratégie prédéfinie liée aux différents modes de guidage de l’aéronef.

Le séquenceur avionique 141 définit la séquence de segments à utiliser/voler selon une stratégie prédéfinie, i.e. des règles logiques gouvernant les suites ou séquences de segments. L’ensemble de segments résultants constitue la trajectoire verticale de référence sur laquelle sera asservie l’avion.

Les segments peuvent être de types ou de catégories différentes. Quatre types principaux de segment (de plan de vol) peuvent être mentionnés: 1) les segments « Flight Path Angle » d’acronyme F.P.A. qui consistent à fixer une pente sol (par rapport au sol); 2) les segments « OPEN IDLE» consistant à fixer une poussée moteur réduite; 3) les segments « Vertical Speed » d’acronyme V.S. qui consistent à fixer une vitesse verticale; et 4) les segments « LEVEL » consistent à fixer un palier en altitude. Chacun de ces quatre types de segment se déclinent en deux catégories : d’une part, les segments d’accélération (ou de décélération) et d’autre part, les segments à vitesse CAS ou MACH constants. La vitesse conventionnelle ou CAS, pour « Calibrated Air Speed » en anglais, est la vitesse indiquée d'un aéronef par rapport à la masse d’air au niveau de la mer, corrigée des erreurs de position et d'instrument. Cette vitesse permet d'approcher au mieux l'équivalent de vitesse à partir du différentiel de pression. A une CAS donnée correspond un effort donné sur les gouvernes aérodynamiques de l’aéronef.

L’état de l’avion est ainsi « propagé » par « intégration » numérique le long d’un segment de type donné jusqu’à l’atteinte d’une ou plusieurs des conditions de sortie, marquant la fin du segment courant, et le début d’un nouveau segment.

Les conditions de sorties peuvent notamment être définies par une vitesse, une altitude et/ou une distance selon le type de segment considéré. Par exemple, un segment LEVEL à vitesse constante ne peut se terminer que sur une condition de distance, tandis qu’un segment F.P.A. à vitesse constante peut se terminer sur une condition d’altitude ou de distance.

L’état avion final en fin de segment constitue l’état avion initial du segment suivant, et est ainsi « propagé » jusqu’à l’atteinte des conditions finales du calcul.

Il est divulgué un procédé mis en œuvre par ordinateur pour déterminer un profil vertical de descente d’un aéronef, comprenant les étapes consistant à : - recevoir une ou plusieurs contraintes de vitesse et/ou une ou plusieurs contraintes d’altitude; - déterminer un premier profil d’altitude comprenant une succession de segments en altitude et un premier profil de vitesse comprenant une succession de segments en vitesse; déterminer un ou plusieurs écarts entre le premier profil d’altitude et/ou de vitesse d’une part et lesdites une ou plusieurs contraintes d’altitude et/ou de vitesse d’autre part; - déterminer une ou plusieurs altitudes de passage optimisées le long dudit profil d’altitude, une altitude de passage optimisée minimisant la déviation entre le profil de vitesse « résultant » ou « correspondant » (c’est-à-dire celui qui est associé au profil d’altitude comprenant lesdites une ou plusieurs altitudes optimisées) et lesdites une ou plusieurs contraintes de vitesse reçues ; - déterminer un profil de descente optimisé comprenant lesdites une ou plusieurs altitudes de passage optimisées.

Un (premier) profil vertical de descente peut comprendre un (premier) profil d’altitude et un (premier) profil de vitesse. Chaque profil comprend une succession de segments. Les segments d’altitude et de vitesse sont en correspondance (confer figures).

Dans un mode de réalisation de l’invention, des contraintes (e.g. vitesse, altitude, pente, etc) sont reçues, directement ou indirectement (par exemple par le système de gestion de vol FMS). Dans un mode de réalisation de l’invention, il est reçu un plan de vol qui comprend ou implique ces contraintes. Dans d’autres modes de réalisation, les contraintes sont reçues directement. Dans d’autres modes de réalisation, les contraintes sont pour partie reçues et pour partie déterminées (ou déduites). Dans un mode de réalisation de l’invention, il peut être reçu un plan de vol et/ou un profil de descente théorique, lequel peut comprendre au moins une contrainte de vitesse et/ou au moins une contrainte d’altitude. En d’autres termes, l’origine ou la source des contraintes n’est pas essentielle (bien que certaines informations puissent en être dérivées, e.g. priorité, confiance, exigences, etc).

Les contraintes reçues/déterminées/manipulées par l’invention peuvent être des contraintes de vitesse et/ou d’altitudes (c’est-à-dire des contraintes de vitesse exclusivement, ou des contraintes d’altitude exclusivement, ou encore une agrégation de contraintes de vitesse et d’altitude). Les contraintes peuvent également être des contraintes de pente. D’autres types de contraintes peuvent être manipulés par l’invention (la liste précédente est donc non-exhaustive).

Une contrainte est généralement associée à un point du plan de vol (i.e. un point du profil de descente). Une contrainte telle que manipulée par l’invention a donc un sens généralement « local ». Dans certains cas, une contrainte peut être globale et concerner plusieurs points de plan de vol.

Dans un mode de réalisation, le procédé comprend en outre une étape consistant à ignorer et/ou sélectionner une ou plusieurs contraintes, de vitesse et/ou d’altitude, parmi les contraintes reçues, en fonction de priorités associées auxdites contraintes.

Dans un mode de réalisation de l’invention, les contraintes sont traitées à égalité. Dans d’autres modes de réalisation, les différentes contraintes sont associées à des priorités (ou urgences ou exigences ou pondérations) différentes (ou variables). Par exemple, les contraintes faisant partie de la procédure de descente (e.g. ATC, calculés par le FMS certifié) sont généralement prioritaires par rapport aux contraintes optimisées déterminées par le procédé selon l’invention.

Dans un autre exemple, pour des raisons de sûreté aéronautique (notamment par rapport aux obstacles ou espaces aériens), les contraintes d’altitude peuvent primer, i.e. peuvent être prioritaires sur les contraintes de vitesse (lesquelles permettent de mieux réguler les flux de trafic). De manière plus générale, les différentes contraintes manipulées/déterminées par l’invention peuvent être associées à des priorités hiérarchisées de manière statique (prédéfinie) mais également de manière dynamique (par exemple fonction du contexte de vol ou de critères externes, comme la consommation de carburant, le bruit de l’aéronef, le confort passager, etc): des mécanismes de pondération entre contraintes peuvent être mis en œuvre.

Dans un mode de réalisation les contraintes d’altitude ne sont pas prioritaires sur les contraintes de vitesse et vice-versa.

Dans un mode de réalisation, les contraintes d’altitude peuvent être prioritaires sur les contraintes de vitesse. Un profil de descente est construit de l’aval (la piste) vers l’amont (niveau de croisière), en mode dit « backward » ou à rebours, de manière à ce que l’altitude soit toujours croissante.

Dans un mode de réalisation, dans le cas où deux contraintes d’altitude sont ou deviennent conflictuelles, la priorité peut être donnée à la contrainte la plus haute (sévère), dans le sens du calcul. Ainsi, une contrainte AT ou AT OR ABOVE dont l’altitude est supérieure à celle d’une contrainte AT ou AT OR BELOW plus éloignée de la destination pourra être considérée comme étant prioritaire, conduisant par exemple à ignorer la plus éloignée de la destination.

Inversement, dans le cas où deux contraintes de vitesse sont ou deviennent conflictuelles, la priorité peut être donnée à la contrainte la plus faible. Ainsi, une contrainte AT ou AT OR BELOW dont la vitesse est inférieure à une contrainte AT ou AT OR ABOVE plus éloignée de la destination peut engendrer un non-respect de cette dernière si les performances de décélération de l’avion ne sont pas suffisantes. Entre deux contraintes de vitesse conflictuelles de type AT ou AT OR BELOW, celle dont la valeur est la plus faible pourra devenir prioritaire, et ce par exemple indépendamment de leur distance à la destination.

Dans certains modes de réalisation, par exemple dans certaines situations très spécifiques, une contrainte de vitesse peut être prioritaire sur une contrainte d’altitude (cet exemple contre-intuitif peut être justifié au regard d’une situation de vol considérée de manière plus globale), par exemple momentanément.

De manière générale, chaque contrainte (de vitesse ou d’altitude) peut être associée à un niveau de priorité parmi plusieurs (par exemple configurable, généralement statique mais parfois dynamique, par exemple fonction du contexte de vol). Ainsi différentes priorités peuvent permettre de hiérarchiser différentes contraintes.

Le procédé selon l’invention détermine des contraintes particulières dites contraintes « optimisées » ou contraintes « intermédiaires » ou contraintes « cibles ».

L’optimisation effectuée par le procédé selon l’invention peut être de différentes natures. L’optimisation peut être « combinatoire » (optimisation discrète), consistant à trouver dans un ensemble discret un parmi les meilleurs sous-ensembles (ou solutions) réalisables, la notion de meilleure solution étant définie par une (seule) fonction objectif. L’optimisation peut également être « multiobjectif » (i.e. chercher à optimiser simultanément plusieurs objectifs d'un même problème).

Dans un mode de réalisation, le procédé peut consister à minimiser la déviation (la différence) entre K1 paramètres (e.g. de vitesse, d’altitude, de pente) associés avec une altitude optimisée et K2 contraintes parmi les N contraintes reçues. La fonction objectif à optimiser peut être généralisée (dans l’exemple précédent elle consiste à minimiser une déviation, mais il peut aussi s’agir de maximiser une fonction, par exemple d’expression analytique, non-linéaire, etc).

La détermination des altitudes optimisées permet de définir un ou plusieurs profils de descente (une sous-sélection de la pluralité des altitudes optimisées peut être effectuée, ce qui peut conduire à plusieurs types de descente).

Dans un mode de réalisation, une altitude de passage optimisée minimise en outre la poussée (du, des) moteur (s).

Dans un mode de réalisation, l’optimisation selon le procédé peut en effet consister à positionner une altitude de passage optimisée « le plus haut possible », en garantissant que les performances de l’avion permettront de tenir la contrainte de vitesse, pour que la poussée soit minimale.

Par construction, la poussée moteur sera minimisée, entre le point de plan de vol (ou du profil de descente) et le point d’arrivée de l’aéronef.

Dans un mode de réalisation, le profil de descente optimisé est de type OPEN IDLE ou de type FPAou de type VS.

Dans une descente OPEN IDLE, la pente n’est pas fixe, elle est variable. Dans une descente de type FPA (« Flight Path Angle »), la pente est fixe par rapport au sol. Dans une descente de type VS, l’aéronef vole à vitesse verticale (Vertical Speed) constante. Dans un mode de réalisation, le profil de descente peut être de type FPA-0.

L’effet d’une poussée moteur minimisée ou réduite est de minimiser la consommation de carburant.

Dans un mode de réalisation, le profil de descente optimisé, comprend une ou plusieurs altitudes optimisées, étant déterminé à rebours.

Le profil de descente peut être déterminé itérativement, i.e. par approximations successives.

La dimension itérative est liée à la convergence itérative permettant de respecter les contraintes de vitesse.

A partir de l’altitude de passage optimisée selon les contraintes de vitesse reçues (OBJET 1), sont itérativement déterminées des altitudes de passage optimisées modifiées (OBJET 2, 3, 4...) qui minimisent deux facteurs de manière optionnellement cumulative (respect des contraintes de vitesse tout d’abord, minimisation du régime moteur ensuite). Le fait de minimiser la déviation en vitesse à la contrainte de vitesse permet avantageusement de minimiser la poussée moteur.

Dans un mode de réalisation, le profil de descente optimisé déterminé à rebours est déterminé de l’aval vers l’amont, ou du point d’arrivée ou de destination du plan de vol de l’aéronef vers le point de plan de vol courant ou le point associé au point de plan de vol associé à l’altitude optimisée.

Il est calculé un profil à rebours dit « backward », c’est-à-dire (par exemple) depuis la piste jusqu’à la phase de croisière. La dimension itérative est liée à la convergence itérative permettant de respecter les contraintes de vitesse.

Dans un mode de réalisation, une contrainte de vitesse est de type AT ou ATORABOVE.

Dans un mode de réalisation, les contraintes de vitesse particulières que sont des contraintes de vitesse de type AT et AT OR ABOVE (sur la partie IDLE) sont prises en compte.

Dans un mode de réalisation, préalablement à la prise en compte de la contrainte de vitesse de type AT ou AT OR ABOVE, il peut être évalué la capacité de l’aéronef à respecter une ou plusieurs contraintes de vitesse de type AT, AT OR BELOW, ou AT OR ABOVE durant la descente selon le profil vertical de descente déterminé. Il peut être déterminé la satisfaction d’une ou de plusieurs de ces contraintes.

Dans un mode de réalisation, l’étape consistant à déterminer itérativement le profil vertical de descente optimisé comprend une étape consistant à convertir de l’énergie cinétique en énergie potentielle de manière à convertir un profil vertical de descente dit OPEN IDLE en un profil géométrique à pente fixe approximant la poussée réduite IDLE.

Dans un mode de réalisation, le procédé comprend en outre l’étape consistant à demander d’actionner et/ou à actionner les aérofreins de l’aéronef pour diminuer la vitesse de l’aéronef en conservant une poussée moteur réduite de type IDLE.

L’utilisation des aérofreins peut être visible, par exemple à travers un message dédié demandant au pilote de les actionner. Dans certains modes de réalisation, les becs et volets peuvent être actionnés. Dans un autre mode de réalisation, le train d’atterrissage peut être utilisé.

Dans un mode de réalisation, le nombre d’itérations pour la détermination du profil vertical de descente optimisé à rebours est configurable.

Suivant les modes de réalisation, le nombre d’itérations effectué par le procédé peut être suivi et peut être encadré par un ou plusieurs seuils ; par exemple, un nombre minimal d’itérations peut être requis (pour la précision du calcul), de même qu’un nombre maximal d’itérations ou de calcul (les calculs doivent converger en pratique).

Dans un mode de réalisation, le procédé comprend en outre une étape consistant à afficher au moins une altitude de passage optimisée.

Une altitude optimisée, après détermination, peut - ou non - être affichée à destination du pilote.

Si elle n’est pas affichée, une altitude optimisée peut être prise directement en compte dans les calculs de profil de descente (boucle fermée).

A contrario, le cas échéant, une altitude optimisée peut être affichée à destination du pilote, qui peut éventuellement confirmer ou infirmer ou modifier cette altitude optimisée.

Dans un mode de réalisation, une altitude optimisée peut être affichée au ND et/ou au VD et/ou au MCDU et/ou au FMD. L’affichage peut se faire dans le cockpit, sur un (ou plusieurs) écran(s) du cockpit (ND / VD / FMD) et/ou sur une tablette.

Dans des variantes de réalisation, des altitudes de passage manquées peuvent être détectées, indiquées ou surveillées.

Il est divulgué un produit programme d’ordinateur, ledit programme d’ordinateur comprenant des instructions de code permettant d’effectuer une ou plusieurs des étapes du procédé, lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur.

Il est divulgué un système pour mettre en œuvre une ou plusieurs des étapes du procédé.

Dans un mode de réalisation, le système comprend un séquenceur avionique configuré pour déterminer itérativement un profil vertical de descente.

Un séquenceur est un automate (par exemple une machine à états finis) qui se caractérise par une logique prédéfinie.

Dans un mode de réalisation, le système comprend un système de gestion de vol de type avionique F.M.S et/ou un sac de vol électronique E.F.B.

Un sac de vol électronique désigne un EFB (Electronic Flight Bag). De manière plus générale, une tablette informatique peut être utilisée (ou un écran amovible ou portable située dans le cockpit). D’autres systèmes peuvent mettre en œuvre tout ou partie de l’invention : des systèmes avionique comme des systèmes au sol, des systèmes ATC, des équipements de télé-pilotage de drone.

La figure 3 schématise un exemple de résultat selon un mode de réalisation du procédé selon l’invention.

Dans un mode de réalisation de l’invention, le procédé selon l’invention peut comprendre une étape consistant à déterminer des altitudes de passage « optimisées » (ou « ajustées » ou « adaptées »). L’optimisation peut être effectuée selon un ou plusieurs critères. Dans un mode de réalisation, un critère d’optimisation peut comprendre une ou plusieurs contraintes de vitesse. Par exemple, des altitudes de passage peuvent être optimisées pour des contraintes de vitesse déterminées à partir des données F.M.S. (qui seront alors le cas échéant exprimées en contraintes de vitesse). Dans certains modes de réalisation, le procédé comprend une ou plusieurs étapes consistant à manipuler ces altitudes de passage optimisées.

La figure 3 montre un schéma de cette « optimisation » (ou « ajustement » ou « adaptation ») entre vitesse et altitude. Un profil vertical de départ 301 comprend des contraintes de vitesse 310 selon le F.M.S. A ces contraintes de vitesse 310 sont associées des altitudes de passage optimisées 320. Il en résulte un profil vertical 302 qui peut être affiché à destination du pilote et sur lequel sera asservi l’avion, lui permettant ainsi de satisfaire au mieux l’ensemble de ces contraintes d’altitude et de vitesse.

Dans un mode de réalisation, le procédé comprend une étape consistant à afficher au pilote ou à l’équipage ce profil d’altitude ayant en outre été optimisé au regard de différents critères comprenant notamment le respect des contraintes d’altitude et de pente, le respect des contrainte(s) de vitesse, l’optimisation de la consommation de carburant et la capacité à voler le profil de référence selon les performances de l’aéronef. Le profil vertical déterminé selon un mode de réalisation du procédé selon l’invention présente plusieurs avantages, et notamment celui de permettre de générer des gains de fuel et de temps (par rapport à une stratégie nominale, avec de faibles coûts d’implémentation car maximisant la réutilisation de mécanismes existants) et celui de permettre de respecter les contraintes de vitesse lors de la phase de descente.

Les dispositifs d’affichage peuvent comprendre ou mettre en œuvre un ou plusieurs dispositifs sophistiqués tels que des casques de réalité virtuelle et/ou des lunettes de réalité augmentée (e.g. head-mounted display, wearable computer, des glasses ou un visiocasque) et/ou des dispositifs de projection (e.g. holographique). Un casque de réalité virtuelle porté par le pilote peut être opaque ou semi transparent ou à transparence configurable). L’affichage peut être à « visée haute ». Le casque peut comprendre un ou plusieurs dispositifs de calcul et de communication, de projection, d’acquisition audio, de projection et/ou d'acquisition vidéo (par exemple pour l’acquisition ou le scraping de données accessibles de manière analogique depuis le cockpit ou la cabine de pilotage de l’aéronef). Le cockpit de l’aéronef peut également comprendre des dispositifs de commande vocale. L’instrumentation embarquée peut avantageusement permettre au pilote de visualiser son plan de plan de vol ou sa trajectoire en 3D. Le pilote pourra par exemple visualiser (par exemple en surimpression graphique de son environnement réel ou de manière immersive avec un dispositif de réalité virtuelle, en avant ou vers l’arrière) un ou plusieurs des éléments (mesurés ou calculés/simulés/anticipés) parmi le profil de descente, une ou plusieurs contraintes d’altitude et/ou de vitesse, une ou plusieurs altitudes de passage optimisées, etc.

Dans certains modes de réalisation, des dispositifs de retour haptique incorporés dans le système pour la mise en œuvre de l’invention pourront enrichir le guidage/pilotage (vibrations spécifiques lors du franchissement effectif d’une latitude de passage optimisée ou lorsque celle-ci est manquée, etc).

Concernant l’affichage, les informations peuvent être affichées dans un ou plusieurs casque(s) de réalité virtuelle et/ou augmentée. Les informations peuvent donc être entièrement virtuelles (affichées dans un casque individuel), entièrement réelles (par exemple projetées sur les surfaces planes disponibles dans l'environnement réel du cockpit de l’aéronef) ou une combinaison des deux (en partie un affichage virtuel superposé ou fusionné avec la réalité et en partie un affichage réel via des projecteurs). L'affichage peut également se caractériser par l'application de règles d'emplacements et de règles d'affichage prédéfinies. Par exemple, les interfaces homme-machine (ou les informations) peuvent être distribuées (segmentées en portions distinctes, éventuellement partiellement redondantes, puis réparties) entre les différents écrans virtuel ou réels.

Dans un mode de réalisation, pour déterminer le profil vertical, le procédé selon l’invention peut se fonder sur les prédictions fournies par le F.M.S. Il peut notamment être appliqué un calcul de trajectoire (déterminé à rebours, i.e. en mode dit backward), ce qui permet d’établir itérativement les différentes altitudes de passage optimisées associées aux différentes contraintes de vitesse jusqu’à atteindre la dernière contrainte de vitesse contraignante.

Un profil « backward » désigne la construction d’un profil de descente « à l’envers » (ou « à rebours »), en partant de la destination jusqu’à remonter à l’altitude de croisière. Ce profil peut servir de trajectoire verticale de référence sur laquelle sera guidée l’avion. Sur ce profil de descente, les équations avion sont intégrées « vers l’avant » (en « forward »), i.e. en partant de la position courante avion et en essayant de se conformer le plus possible au profil théorique, cela constitue les prédictions de vol qui sont affichées dans le cockpit au pilote à travers des valeurs d’altitude, de distance à la destination, de vitesse, de temps et de consommation de carburant. La construction d’un profil « backward » relève d’un procédé itératif. Il est nécessaire que le calcul converge et garantisse le respect de l’ensemble des contraintes tout en assurant que la trajectoire de référence est volable au regard des performances de l’aéronef.

L’intégration d’un profil « backward » peut se faire de différentes manières, généralement selon un mode « FPA » ou un mode dit « OPEN IDLE». Dans un mode dit « FPA» pour Flight Path Angle, les contraintes en pente de descente sont données. Dans un mode dit « OPEN IDLE », il est vérifié que toutes les contraintes d’altitudes sont MADE (satisfaites), et la position du point G.PP est modifiée en la remplaçant par la première contrainte manquée si elle existe.

La figure 4 illustre des exemples d’étapes du procédé selon un mode de réalisation de l’invention.

Différents mode de réalisation du procédé sont possibles.

Dans un mode de réalisation, le procédé 400 selon l’invention comprend une ou plusieurs des étapes.

A l’étape 401, le procédé est initialisé. L’étape d’initialisation correspond par exemple à la saisie par le pilote (ou le système) d’un plan de vol et/ou du choix d’une stratégie d’approche (i.e. une ou plusieurs règles prédéfinies).

Les profils de vitesse et d’altitude sont déterminés en mode « backward » (i.e. par calcul itératif de l’aval vers l’amont, du point d’arrivée 510 au point de départ), jusqu’au point dit de DECEL (décélération vers la vitesse d’approche finale), en utilisant la stratégie d’approche par défaut dans le système de gestion de vol FMS ou la stratégie choisie par le pilote. Une fois ces informations confirmées, le profil de descente de l’aéronef est « intégré » (i.e. assimilé, accepté, révisé) jusqu’à la rejointe du point de plan de vol caractéristique appelé le Geometrical Path Point (GPP), point de plan de vol séparant la descente dite géométrique de la descente dite IDLE).

A l’étape 410, le procédé comprend une étape consistant à déterminer une ou plusieurs contraintes de vitesse, ces contraintes étant contraignantes (ou impératives c’est-à-dire devant être respectées par l’aéronef).

Dans un mode de réalisation, cette étape 410 comprend une ou plusieurs étapes parmi les étapes consistant à parcourir tous les points du plan de vol (« waypoints » en anglais) plus éloignés de la piste que le point G.P.P. (et/ou du point courant)afin de trouver (toutes) les contraintes de vitesse (de type descente) qui sont à la fois supérieures à la vitesse du point courant et qui sont de n’importe quel type de contrainte (i.e. de type «AT», «AT OR ABOVE », «AT OR BELOW», ou éventuellement « WIN DOW »).

Dans un mode de réalisation, le procédé comprend une étape consistant à établir la liste de toutes les contraintes de vitesse « contraignantes » ou « impératives », de type descente (durant la phase de descente), entre le point courant de l’intégration et le dernier point de plan de vol (le plus éloigné de la piste) dans le sens « backward ».

Dans un mode de réalisation, le procédé comprend en outre une étape consistant à sélectionner au moins une contrainte de vitesse parmi celles listées précédemment, pour laquelle il sera déterminé une altitude de passage optimisée (ou cible ou intermédiaire). Dans un mode de réalisation, la contrainte de vitesse sélectionnée est la première contrainte de vitesse rencontrée selon le sens « backward » en partant du point initial et en augmentant la distance depuis le point de destination du vol.

Ainsi, la vitesse et la position de la prochaine contrainte de vitesse à considérer sont déterminées (par exemple vitesse notée spd_ctr et position notée x_spdctr).

A l’étape 415, il est effectué un test portant sur la contrainte de vitesse sélectionnée. Si au moins une contrainte de vitesse a été trouvée le procédé se poursuit à l’étape 420. Si aucune contrainte de vitesse n’a été sélectionnée, le procédé se poursuit à l’étape 460.

A l’étape 420, le profil de vitesse et le profil d’altitude sont estimés en mode dit « OPEN IDLE ». Dans un mode de réalisation, cette étape consiste à estimer en OPEN IDLE la variation du profil de vitesse (initialement au point dit G.P.P. puis au passage des contraintes de vitesse par la suite) jusqu’à la sélection d’une contrainte de vitesse, en considérant i le point initial du calcul et f le point final contraint en vitesse. Les conditions initiales de l’estimation sont donc définies au point courant (h-i, CASi). Une altitude et une vitesse finales sont donc estimées (h_f, CASf).

A l’étape 425, il est effectué un test sur la contrainte de vitesse ainsi déterminée. En particulier il peut être déterminé si la contrainte de vitesse est respectée ou pas, éventuellement en incluant une marge AV.

Dans un mode de réalisation, si la contrainte est de type «AT OR ABOVE » ou de type « WINDOW », et, si la vitesse estimée est inférieure à la vitesse minimale de la contrainte assortie d’une marge AV (CAS_f < spddr ~ 4V ), alors la contrainte est déclarée « MISSED » et contraignante. Si la contrainte est de type «AT OR BELOW» ou « WINDOW » et si la vitesse estimée est supérieure à la vitesse maximale de la contrainte assortie d’une marge AV (CAS_f > spd_ctr + AV) alors, la contrainte est déclarée « MISSED » et contraignante. Si la contrainte est de type « AT » et si la vitesse estimée est différente de la vitesse de la contrainte assortie d’une marge AV (CAS_f < spd_ctr - AV ou CÆSy > spd_ctr + AV) alors la contrainte est déclarée « MISSED » et contraignante. Dans les trois cas précédents, le procédé se poursuit à l’étape 430.

A défaut des situations précédentes, la contrainte est déclarée « MADE » et non contraignante. Dans ce cas, le procédé se poursuit itérativement par un retour à l’étape 410, la contrainte intermédiaire devenant le point initial.

A l’étape 430, le procédé comprend une étape consistant à déterminer l’altitude de passage optimisée à la contrainte de vitesse déclarée « MISSED », en fonction de la vitesse estimée pour pouvoir tenir la contrainte de vitesse.

A cette fin, les valeurs de vitesse sont estimées en vitesse par rapport au sol pour appliquer un raisonnement énergétique :

- TASf = f(CASf,hf) -» GSf = JtAS² — windy — wind_x

- TAS_ctr = f(spd_ctr, hf) -» GS_ctr = ^/TAS²tr - wind² - wind_x

- AV = GS_ctr - GSf

Ce qui permet d’obtenir que :

^(IDLE) —

ES (2. GS_ctr * Δ7 + AV²) ~ 1- ES* 2g (équation 1)

L’altitude de passage optimisée à la contrainte de vitesse est donnée par: h-cstr min(max (jq , h_mi_n, hf + AhfjDLE)) ’ h-max)

Par suite, l’altitude de passage optimisée est nécessairement supérieure ou égale à celle de la position initiale (le profil « backward » étant croissant et monotone en altitude), et respecte en outre les contraintes d’altitude telles que i) une contrainte d’altitude de type « AT OR BELOW » (hmax) ^ou une borne supérieure de type « WINDOW » (h_max) dont la distance à la destination est supérieure à celle de i ; et ii) telle qu’une contrainte d’altitude de type « AT OR ABOVE » (h_min) ou une borne inférieure WINDOW (h_min) entre i et f. Aucune contrainte d’altitude de type « AT » ne peut être rencontrée car la distance à la destination est supérieure ou égale à celle du GPP, qui ne peut se trouver plus près de la piste qu’une contrainte de type « AT », par définition.

A l’étape 440, le procédé comprend une étape consistant à estimer le profil de vitesse (dans un mode dit « FPA »). Les contraintes en pente de descente sont connues dans l’aéronautique sous l’acronyme anglo-saxon de « FPA» pour Flight Path Angle. Dans un mode de réalisation, cette étape consiste à estimer la variation de vitesse depuis les conditions initiales jusqu’à la contrainte de vitesse en prenant en compte la nouvelle contrainte d’altitude (AT/AT OR BELOW).

Les conditions initiales de l’estimation sont définies au point courant (h^CASi). Une altitude et une vitesse finale sont estimées (h._cstr, CAS?)

A l’étape 445, le procédé comprend une étape consistant à effectuer un test sur la contrainte de vitesse ainsi déterminée. Si la contrainte considérée est « MISSED » et que le nombre d’itérations mises en œuvre par le procédé est inférieur à un nombre N prédéfini (par exemple égale à cinq), alors le procédé se poursuit à l’étape 450. Si la contrainte est MADE, le procédé retourne à l’étape 410.

A l’étape 450, le procédé comprend une étape consistant à ajuster l’altitude de passage optimisée à la contrainte de vitesse, notamment en fonction de la vitesse estimée précédemment, dans le but de pouvoir satisfaire la contrainte de vitesse. A cette fin, les valeurs de vitesse (estimées en vitesse par rapport au sol) sont transformées au moyen d’un raisonnement énergétique :

TASf = f(CASf, h_cstr) —> GSf = J^AS^ — wind² — wind_x

TAS_ci_r f (spd_C{ri ^^ctr ⁼ ’^'ï^,AS_C£_r windy wind_x

417 = GS_ctr — GSf_inai

Ce qui permet d’obtenir que :

Ah, (FPA) co s (F A4) (2.GS_ctr* AV + AV²} _ *-W

2g

L’altitude de passage optimisée à la contrainte de vitesse est mise à jour à une altitude :

h-cstr min(max (jii, h_mi_n, /i_cst_r + AhçppÀy}, h_max)

Par suite, l’altitude de passage optimisée à la contrainte de vitesse est nécessairement supérieure ou égale à la position initiale, et respecte en outre les contraintes d’altitude i) telles qu’une contrainte d’altitude de type AT OR BELOW (h_max) ou borne supérieure WINDOW (h_max) dont la distance à la destination est supérieure à celle de i ; et ii) telle qu’une contrainte d’altitude de type AT OR ABOVE (/i_mÉn) ou borne inférieure WINDOW (/i_min) entre i et f.

Les étapes 440, 445 et 450 peuvent être réitérées. La valeur h_cstr correspondant à l’altitude de passage optimisée à la contrainte de vitesse peut être testée, et d’autres altitudes de passage optimisées aux autres contraintes de vitesse peuvent être déterminées, si nécessaire.

Optionnellement, les itérations peuvent être comptées (e.g. incrément d’un compteur comptant le nombre des itérations).

A l’étape 460, le profil de descente ainsi déterminé est « intégré » après une étape de vérification. Cette étape consiste à intégrer en « backward » le profil de vitesse et d’altitude jusqu’à l’atteinte du point dit T/D. Le point T/D, de l’anglais Top of Descent, correspond généralement au point de rejointe de l’altitude et de la vitesse de croisière, qui marque la terminaison du calcul d’intégration réalisé en « backward ») du profil de descente en considérant les altitudes de passage optimisées (par exemple par rapport aux contraintes de vitesse). Ces contraintes de vitesse peuvent par ailleurs être prises en compte quels que soient leurs types (une vitesse peut donc être saturée à la valeur d’une contrainte «AT», «AT OR BELOW», ou encore à la borne haute d’une « WINDOW » si celle-ci n’a pas été séquencée en « backward »).

Dans un mode de réalisation, la tenue des contraintes d’altitude est vérifiée dans le contexte d’une intégration en mode « OPEN IDLE » (vérification que toutes les contraintes d’altitudes sont satisfaites, modification du point dit G.P.P en le remplaçant par la première contrainte manquée en « backward », donc entre le précédent G.P.P. et le niveau de croisière, si elle existe. Une contrainte d’altitude de type « AT » est considérée comme tenue si l’intégration conduit à une valeur d’altitude égale à la contrainte au passage de celle-ci; une contrainte d’altitude de type « AT OR BELOW » est considérée comme tenue si l’intégration conduit à une valeur d’altitude inférieure ou égale à la contrainte au passage de celle-ci; une contrainte d’altitude de type « AT OR ABOVE » est considérée comme tenue si l’intégration conduit à une valeur d’altitude supérieure ou égale à la contrainte au passage de celle-ci; une contrainte d’altitude de type « WINDOW » est considérée comme tenue si l’intégration conduit à une valeur d’altitude comprise entre les bornes inférieure et supérieure de la contrainte au passage de celle-ci. Cette vérification de la tenue (satisfaction) des contraintes d’altitude aboutit à un retour à l’étape 410 avec un nouveau point G.P.P. comme point de départ, lequel correspond à la contrainte d’altitude non-satisfaite.

La liste des altitudes de passage optimisées aux contraintes de vitesse peut alors être effacée et les étapes du procédé peuvent être réitérées, en repartant de l’étape 410 avec comme point d’initialisation le nouveau G.P.P.

Différentes variantes de réalisation sont décrites ci-après.

Selon une variante de réalisation, le procédé comprend une ou plusieurs étapes consistant à déterminer ou sélectionner et afficher une ou plusieurs altitudes de passage optimisées, non présentes dans la procédure, mais qui sont associées par exemple à la tenue/satisfaction d’une ou plusieurs contraintes de vitesse. Ce mode de réalisation avantageux permet d’améliorer la compréhension de l’équipage. Les écrans ND, VD et MFD peuvent être utilisés.

Selon une variante de réalisation, le procédé comprend une ou plusieurs étapes consistant à présenter le résultat du calcul au pilote, en lui présentant par exemple une indication de tenue de la contrainte de vitesse (e.g. de type MISSED ou MADE) au moyen des écrans présents dans le cockpit. Cette indication pourra par exemple être composée d’une couleur ambre, indiquant un élément du plan de vol manqué comme une contrainte d’altitude par exemple et/ou d’un message textuel dédié par exemple comme « SPD ERROR AT WAYPOINT ». D’autres méthodes de retour ou rétroaction peuvent être mis en œuvre (retour haptique, audio, visuel, etc).

Selon une variante de réalisation, le procédé comprend une ou plusieurs étapes consistant à prendre en compte les aérofreins de l’aéronef, permettant ainsi une meilleure décélération de l’avion lorsque la position d’une contrainte d’altitude n’est pas suffisante, le tout pouvant être fait à partir de l’atteinte d’un palier, ou sur un seuil de pente paramétrable, par exemple à moins un degré. Une mise en œuvre peut être effectuée de manière discrétisée (e.g. avec 50% d’aérofreins) ou de manière continue (e.g. à travers une estimation du pourcentage d’aérofreins requis pour conserver la poussée IDLE).

Selon une variante de réalisation, le procédé comprend une ou plusieurs étapes consistant à afficher ou présenter au pilote l’hypothèse de l’utilisation des aérofreins, par exemple en soulignant graphiquement à l’écran un ou plusieurs segments concernés et/ou en affichant le pourcentage d’aérofreins utilisés.

Selon une variante de réalisation, le procédé comprend une ou plusieurs étapes consistant à communiquer au système automatisé, le cas échéant, une requête d’extension et de rétraction des aérofreins selon le pourcentage d’aérofreins utilisés.

La figure 5 illustre un exemple de mode de réalisation de l’invention.

Dans l’exemple, en raisonnant depuis la piste en mode « backward » (de l’aval vers l’amont, du point d’arrivée 510 au point de départ), une fois la phase d’approche terminée, lorsque le point D 520 est atteint, une vitesse constante est maintenue dans un premier temps pour satisfaire la contrainte de vitesse AT, associée à la dernière contrainte d’altitude contraignante, ici une «AT OR BELOW » qui représente le G.P.P. 530.

Les étapes du procédé selon l’invention sont ensuite mises en œuvre pour définir l’altitude de passage optimisée 540 qui permet de satisfaire la contrainte de vitesse de type «AT ORABOVE ».

Dans un mode de réalisation, il est divulgué un procédé de calcul d’un profil de vitesse d’un aéronef en descente dite « IDLE » vers une contrainte de vitesse de type descente incluant : a) un calcul d’estimation « backward » permettant d’évaluer la vitesse de l’aéronef atteinte en un point de la trajectoire depuis un autre point situé plus proche de la destination ; b) une altitude de passage optimisée à la contrainte de vitesse résultant d’un transfert entre énergie potentielle et cinétique ; c) un calcul de profil vertical (altitude/ vitesse) de descente basé sur la ou les altitudes de passage optimisées associées aux contraintes de vitesse et sur les contraintes d’altitude classiques, permettant de minimiser l’erreur sur les contraintes de vitesse de type descente selon les performances de l’aéronef tout en minimisant la consommation de carburant ; d) une évaluation de la capacité de l’aéronef à tenir une ou plusieurs contraintes de vitesse de type descente basée sur le calcul de profil vertical.

La présente invention peut s’implémenter à partir d’éléments matériel et/ou logiciel. Elle peut être disponible en tant que produit programme d’ordinateur sur un support lisible par ordinateur. Le support peut être électronique, magnétique, optique, ou électromagnétique.

Le dispositif implémentant une ou plusieurs des étapes du procédé peut utiliser un ou plusieurs circuits électroniques dédiés ou un circuit à usage général. La technique de l'invention peut se réaliser sur une machine de calcul reprogrammable (un processeur ou un micro contrôleur par exemple) exécutant un programme comprenant une séquence d'instructions, ou sur une machine de calcul dédiée (par exemple un ensemble de portes logiques comme un FPGA ou un ASIC, ou tout autre module matériel). Un circuit dédié peut notamment accélérer les performances en matière d’accès et d’exécution des services avioniques. A titre d'exemple d'architecture matérielle adaptée à mettre en œuvre l'invention, un dispositif peut comporter un bus de communication auquel sont reliés une unité centrale de traitement ou microprocesseur (CPU, acronyme de «Central Processing Unit» en anglais), lequel processeur peut être multi-core ou many-core; une mémoire morte (ROM, acronyme de «Read Only Memory» en anglais) pouvant comporter les programmes nécessaires à la mise en œuvre de l'invention; une mémoire vive ou mémoire cache (RAM, acronyme de «Random Access Memory» en anglais) comportant des registres adaptés à enregistrer des variables et paramètres créés et modifiés au cours de l'exécution des programmes précités; et une interface de communication ou E/S (I/O acronyme de «Input/output» en anglais) adaptée à transmettre et à recevoir des données.

Dans un mode de réalisation, le système de gestion du vol (« ouvert ») est constitué d’un cœur numérique avionique (« Cœur fonctionnel ») et d’une liste de services avioniques typés, c’est-à-dire dont la structure et les fonctions sont prédéfinies.

Dans un mode de réalisation, le procédé d’optimisation verticale peut être implémenté sur une application exécutée sur une tablette informatique (par exemple de type EFB Electronic Flight Bag). Par suite, le résultat de la trajectoire optimisée, incluant les altitudes de passage optimisées pourra être communiqué à un cœur avionique (réel ou simplifié/simulé/émulé, sur requête ou non, etc). Après autorisation de l’équipage, le cœur avionique pourra alors valider ou modifier cette trajectoire, afin de l’utiliser comme référence pour le guidage de l’aéronef.

Dans un mode de réalisation, le procédé utilise une exposition du cœur avionique fonctionnel du FMS au travers d’une ou de plusieurs interfaces de programmation (APIs) accessibles depuis un ou plusieurs serveurs.

Une interface de programmation (API pour Application Programming Interface) est un ensemble normalisé de classes, de méthodes, de fonctions, de types de données et de constantes qui sert de façade par laquelle un logiciel offre des services à d'autres logiciels. Une API peut être « privée », c’est-à-dire destiné à un usage de développement informatique réalisé en interne. Une API peut être « ouverte » ou « publique » (« open API » en anglais) : les spécifications de l'interface peuvent être publiées i.e. accessibles au public et notamment à des développeurs tiers.

Selon les modes de réalisation, la documentation ou la description des interfaces de programmation est plus ou moins complète, de manière propre au secteur avionique. En d’autres termes, dans certains modes de réalisation, la description des services avioniques est complète et exhaustive. Dans d’autres modes de réalisation, la description ou la documentation n’est que partielle (certaines commandes non publiées ou chiffrées à dessein permettent d’obtenir certaines informations depuis le FMS, par exemple des informations particulièrement critiques). Dans un mode de réalisation, la description des services avioniques est accessible sur demande. Dans un mode de réalisation, la description complète d’un service avionique est chiffrée c’est-à-dire que l’existence d’une documentation est apparente mais que l’accès à son contenu requiert un secret partagé préalable. Dans un mode de réalisation, la description et/ou l’existence d’un service avionique est dissimulé (à l’instar de la stéganographie).

Concernant l’accès aux interfaces de programmation des services avioniques, les permissions ou restrictions d’accès aux différentes API peuvent être spécifiques. L’accès à un service avionique donné peut être configurable, par exemple en matière de tarif, de quantité d’appels (volumes), de qualité de service (e.g. priorités). Dans un mode de réalisation, les accès peuvent être « gratuits », illimités en volume et sans restrictions d’accès. Dans d’autres situations, l’accès à certaines fonctions du FMS peut être limité (quantité, qualité) par des restrictions d’accès (contrôle d’accès, clefs, chiffrement, priorités absolues et/ou relatives). Certains modes de réalisation de l’invention peuvent combiner l’utilisation d’APIs de type « publique » (e.g. publiées) avec l’utilisation d’APIs de type « privée » (e.g. certains avantages ou privilèges peuvent être réservés au développement interne ou à des partenaires aéronautiques sélectionnés). Le cycle de vie d’une API peut donner lieu à des développements divers (e.g. la stabilité de certaines APIs peut être garantie tandis que d’autres pourront être dépréciées « deprecated API »).