FR3089624A1

FR3089624A1 - Procédé et système avionique pour générer une trajectoire verticale optimale

Info

Publication number: FR3089624A1
Application number: FR1872424A
Authority: FR
Inventors: Jean-Claude Mere
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2018-12-06
Filing date: 2018-12-06
Publication date: 2020-06-12
Anticipated expiration: 2038-12-06
Also published as: US11073844B2; US20200183427A1; FR3089624B1

Abstract

Procédé et système avionique pour générer une trajectoire verticale optimale L’invention concerne un procédé pour générer une trajectoire verticale optimale d’une trajectoire de vol d’un aéronef en descente/approche. Ladite trajectoire est définie entre un état courant et un état cible de l’aéronef à partir d’un profil de vitesse dudit aéronef en fonction d’une abscisse curviligne de l’aéronef le long d’un plan de vol. Le profil correspond à une transition entre l’état courant et de l’état cible et est décomposé en une pluralité de segments successifs correspondant chacun à une configuration aérodynamique différente que l’aéronef peut adopter pendant la phase de descente/approche. Le procédé est basé sur une définition d’un ensemble de stratégies de vol, chaque stratégie de l’ensemble étant définie en utilisant sur chaque segment du profil de vitesse des paramètres de vol choisi aléatoirement dans des intervalles de valeur compatibles avec la configuration aérodynamique correspondant à ce segment. La trajectoire verticale optimale est générée à partir de la stratégie de l’ensemble minimisant un coût selon un critère prédéfini. Figure à publier avec l’abrégé : Fig. 5

Description

Titre de l'invention : Procédé et système avionique pour générer une trajectoire verticale optimale Domaine technique

[0001] La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour générer une trajectoire verticale d’une trajectoire de vol pour un aéronef, tel qu’un avion de transport, en descente/approche. Plus particulièrement, la présente invention a pour objet de générer, à l’aide de moyens embarqués, une trajectoire de descente/approche optimisée en temps réel selon un ou plusieurs critères prédéfinis.

Technique antérieure

[0002] Un aéronef, notamment un avion de transport, possède en général un système de gestion de vol, appelé système FMS (« Llight Management system » en terminologie anglo-saxonne) par la suite, permettant à un équipage de l’aéronef d’enregistrer un plan de vol constitué de points d’acheminement avant un vol. A partir de ce plan de vol, le système LMS calcule différents paramètres de vol comprenant des paramètres de temps, de quantité de carburant, d’altitude et de vitesse le long du plan de vol.

[0003] Un vol comprend une phase de descente/approche préalable à un atterrissage. Pour les phases de descente/approche les systèmes LMS actuels génèrent un profil de référence comprenant un profil d’altitude et un profil de vitesse (c’est-à-dire des variations d’altitude et de vitesse en fonction d’une abscisse curviligne de l’aéronef le long du plan de vol) pour stabiliser l’aéronef à une vitesse d’approche V , _?prédéfinie à une altitude prédéfinie Z (i.e. environ mille pieds au-dessus d’une altitude du seuil de piste d’atterrissage). Le profil est calculé en utilisant des hypothèses prédéfinies en termes de succession de commandes de l’aéronef et de stratégies utilisées pour dissiper l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef. Ainsi, d’un calcul de profil de référence à un autre, le système LMS considère, par exemple, que chaque configuration aérodynamique de l’aéronef (configuration des becs, des volets et/ou du train d’atterrissage) est mise en œuvre à une même vitesse.

[0004] Un tel fonctionnement des systèmes LMS implique qu’en fonction de contraintes opérationnelles qui ont pu être imposées à l’aéronef en cours de descente (par exemple des consignes du contrôle aérien), la trajectoire verticale induite par le profil de référence, dite trajectoire verticale de référence, ne passe pas systématiquement par l’aéronef. La Lig. 2 représente un exemple de profil de référence de vitesse (partie basse de la Lig. 2) et d’altitude (partie haute de la Lig. 2) calculés par un système LMS classique pour un aéronef 1 (représenté à grande échelle en Lig. 1). Dans la Lig. 2, S est une abscisse curviligne le long d’un plan de vol, Vest une vitesse de l’aéronef 1, Z est une altitude de l’aéronef 1, ^v«_t,_t est une vitesse de descente de l’aéronef 1, est une contrainte de vitesse, confi (z allant de « 1 » à « 4 »), lisse et train représentent des configurations aérodynamiques de l’aéronef 1. Dans la Fig. 2, on se rend compte que l’aéronef 1, lors du calcul du profil de référence, est situé en dehors du profil de référence de vitesse et en dehors du profil de référence d’altitude. C’est alors à l’équipage de gérer une rejointe vers le profil de référence. En d’autres termes, l’équipage doit évaluer une situation énergétique de l’aéronef 1 et mener des actions de pilotage adéquates pour gérer d’éventuels cas de sur ou sous-énergie de l’aéronef 1. Dans certains scenarios où l’aéronef 1 a été dévié de sa trajectoire verticale de référence, par exemple pour raison de gestion de trafic, la gestion simultanée de la situation énergétique de l’aéronef 1, de la modification du plan de vol et du pilotage de l’aéronef 1, qui nécessite des interactions multiples avec des systèmes de l’aéronef 1, génère une charge de travail importante pour l’équipage. Dans des situations critiques, en cas d’incapacité d’un pilote par exemple, une telle charge de travail pourrait être difficile à gérer pour le reste de l’équipage.

[0005] Il est souhaitable de pallier ces inconvénients de l’état de la technique. Il est notamment souhaitable de proposer un procédé permettant de définir automatiquement à tout moment un profil de référence induisant une trajectoire verticale de référence passant par une position courante de l’aéronef. De cette manière l’équipage n’aurait pas à se préoccuper de la rejointe vers le profil de référence. Il est de plus souhaitable que le profil généré soit optimal suivant un ou plusieurs critères prédéfinis tels qu’une consommation de carburant, un temps, un coût financier, un niveau de bruit, une production d’oxyde d’azote NOx ...).

Exposé de l’invention

[0006] Un objet de la présente invention est de proposer un procédé pour générer une trajectoire verticale optimale d’une trajectoire de vol d’un aéronef en descente/approche, ladite trajectoire verticale étant définie entre un état courant de l’aéronef comprenant une position dite courante et un état dit cible comprenant une position dite cible, la trajectoire verticale étant définie à partir d’un profil d’une valeur représentative d’une énergie cinétique et potentielle dudit aéronef en fonction d’une abscisse curviligne de l’aéronef le long d’un plan de vol, ledit profil correspondant à une transition entre l’état courant et l’état cible et étant décomposé en une pluralité de segments successifs correspondant chacun à une configuration aérodynamique différente que l’aéronef peut adopter pendant une phase de descente/approche, chaque point de jonction entre deux segments correspondant à un passage de l’aéronef par un état intermédiaire, chaque transition entre deux états permettant une dissipation d’une partie de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef entre les deux états. Le procédé est exécuté par un système avionique compris dans l’aéronef et comprend les étapes successives suivantes : une étape de traitement au cours de laquelle le système avionique parcourt le profil de l’état cible à l’état courant et obtient, pour chaque segment précédant un état intermédiaire, dit segment associé, un intervalle de valeurs représentatives de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef autorisées pour la configuration aérodynamique correspondant audit segment, dit intervalle autorisé, et une étape de définition au cours de laquelle le système avionique définit la trajectoire verticale optimale à partir d’une stratégie de vol minimisant un coût selon au moins un critère prédéfini déterminée dans un ensemble de stratégies de vol, dit premier ensemble, chaque stratégie du premier ensemble étant définie en associant une première et une deuxième valeurs à chaque état intermédiaire, chaque première valeur correspondant à une valeur représentative de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef lors du passage de l’aéronef dans l’état intermédiaire choisie aléatoirement dans l’intervalle autorisé correspondant au segment associé audit état, chaque deuxième valeur étant un niveau de poussée d’au moins un moteur de l’aéronef ou un niveau de déflexion par des aérofreins de l’aéronef choisi aléatoirement dans un intervalle de valeurs possibles, puis en complétant ladite stratégie avec un segment additionnel permettant à la stratégie de rejoindre l’état courant : la stratégie de vol minimisant le coût étant déterminée lors d’une dernière itération d’une procédure itérative comprenant à chaque itération: une étape de regroupement au cours de laquelle le système avionique regroupe les stratégies du premier ensemble deux à deux pour former des premières paires de stratégies ; une étape d’obtention au cours de laquelle le système avionique obtient le coût de chaque stratégie, le coût d’une stratégie dépendant de valeurs comprenant la première et la deuxième valeurs associées à chaque état intermédiaire de ladite stratégie; une étape de réduction au cours de laquelle le système avionique réduit le premier ensemble en éliminant la stratégie de chaque première paire ayant le coût le plus élevé ; une étape de formation de nouvelles stratégies au cours de laquelle le système avionique regroupe les stratégies restantes du premier ensemble deux à deux de sorte à former des secondes paires de stratégies ; et au cours de laquelle, pour chaque seconde paire, le système avionique forme une nouvelle stratégie du premier ensemble à partir des premières et deuxièmes valeurs associées à chaque état intermédiaire des stratégies de ladite seconde paire; une étape de complétion au cours de laquelle le système avionique complète le premier ensemble avec des stratégies différentes des stratégies déjà considérées jusqu’à atteindre le nombre multiple de quatre de stratégies ; et, une étape de détermination au cours de laquelle le système avionique détermine la stratégie du premier ensemble, dite meilleure stratégie, minimisant ledit coût ; la procédure itérative étant répétée par le système avionique tant qu’une différence de coût entre les meilleures stratégies de deux itérations successives est supérieure à un seuil pré4 déterminé.

[0007] Ainsi, le procédé permet de déterminer une trajectoire verticale optimale selon un critère prédéfini passant par l’état courant de l’aéronef.

[0008] Selon un mode de réalisation, chaque valeur représentative d’une énergie cinétique et potentielle dudit aéronef est, respectivement, une vitesse et une altitude le long de la trajectoire verticale.

[0009] Selon un mode de réalisation, le critère prédéfini est un critère de consommation de carburant et/ou de temps de vol et/ou de bruit et/ou d’émission d’oxyde d’azote.

[0010] Selon un mode de réalisation, le procédé comprend : obtenir des contraintes du plan de vol comprenant des contraintes d’altitude et/ou de vitesse à respecter sur certaines portions de la phase de descente/approche et diviser en sous-segments les segments concernés par lesdites contraintes.

[0011] Selon un mode de réalisation, lors de la définition d’une stratégie, la première valeur associée à chaque état intermédiaire est définie successivement pour chaque état intermédiaire en parcourant les états intermédiaires par ordre de l’état intermédiaire le plus proche de la position cible vers l’état intermédiaire le plus éloigné et lorsque la première valeur d’un premier état intermédiaire est inférieure à la première valeur d’un deuxième état intermédiaire précédant ledit premier état intermédiaire, le premier état intermédiaire est supprimé et un segment est créé pour relier directement le deuxième état intermédiaire à un état suivant le premier état intermédiaire.

[0012] Selon un deuxième aspect de l’invention, l’invention concerne un système avionique pour générer une trajectoire verticale optimale d’une trajectoire de vol d’un aéronef en descente/approche, ladite trajectoire verticale étant définie entre un état courant de l’aéronef comprenant une position dite courante et un état dit cible comprenant une position dite cible, la trajectoire verticale étant définie à partir d’un profil d’une valeur représentative d’une énergie cinétique et potentielle dudit aéronef en fonction d’une abscisse curviligne de l’aéronef le long d’un plan de vol, ledit profil correspondant à une transition entre l’état courant et l’état cible et étant décomposé en une pluralité de segments successifs correspondant chacun à une configuration aérodynamique différente que l’aéronef peut adopter pendant une phase de descente/approche, chaque point de jonction entre deux segments correspondant à un passage de l’aéronef par un état intermédiaire, chaque transition entre deux états permettant une dissipation d’une partie de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef entre les deux états. Le système avionique comprend : des moyens de traitement pour parcourir le profil de l’état cible à l’état courant et des moyens d’obtention pour obtenir, pour chaque segment précédant un état intermédiaire, dit segment associé, un intervalle de valeurs représentatives de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef autorisées pour la configuration aérodynamique correspondant audit segment, dit intervalle autorisé; et, des moyens de dé finition pour définir la trajectoire verticale optimale à partir d’une stratégie de vol minimisant un coût selon au moins un critère prédéfini déterminée dans un ensemble de stratégies de vol, dit premier ensemble, chaque stratégie du premier ensemble étant définie en associant une première et une deuxième valeurs à chaque état intermédiaire, chaque première valeur correspondant à une valeur représentative de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef lors du passage de l’aéronef dans l’état intermédiaire choisie aléatoirement dans l’intervalle autorisé correspondant au segment associé audit état, chaque deuxième valeur étant un niveau de poussée d’au moins un moteur de l’aéronef ou un niveau de déflexion des aérofreins choisi aléatoirement dans un intervalle de valeurs possibles, puis en complétant ladite stratégie avec un segment additionnel représentant une transition entre l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant et l’état courant, la stratégie de vol minimisant le coût étant déterminée par des moyens pour exécuter une procédure itérative lors d’une dernière itération de ladite procédure itérative, les moyens pour exécuter la procédure itérative comprenant : des moyens de regroupement permettant de regrouper les stratégies du premier ensemble deux à deux pour former des premières paires de stratégies ; des moyens d’obtention permettant d’obtenir le coût de chaque stratégie, le coût d’une stratégie dépendant de valeurs comprenant la première et la deuxième valeurs associées à chaque état intermédiaire de ladite stratégie; des moyens de réduction permettant de réduire le premier ensemble en éliminant la stratégie de chaque première paire ayant le coût le plus élevé ; des moyens de formation de nouvelles stratégies permettant de regrouper les stratégies restantes du premier ensemble deux à deux de sorte à former des secondes paires de stratégies; et, pour chaque seconde paire, de former une nouvelle stratégie du premier ensemble à partir des premières et deuxièmes valeurs associées à chaque état intermédiaire des stratégies de ladite seconde paire; des moyens de complétion permettant de compléter le premier ensemble avec des stratégies différentes des stratégies déjà considérées jusqu’à atteindre le nombre multiple de quatre de stratégies ; et, des moyens de détermination pour déterminer la stratégie du premier ensemble, dite meilleure stratégie, minimisant ledit coût ; et, des moyens d’arrêt de la procédure itérative mettant fin à la procédure itérative lorsqu’une différence de coût entre les meilleures stratégies de deux itérations successives est inférieure à un seuil prédéterminé.

Brève description des dessins

[0013] Les caractéristiques de l'invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'un exemple de réalisation, ladite description étant faite en relation avec les dessins joints, parmi lesquels : [0014] [fig.l] représente schématiquement un aéronef pour lequel l’invention est mise en œuvre ;

[0015] [fig-2] représente un profil de référence de vitesse et un profil de référence d’altitude donné par un système FMS ;

[0016] [fig.3] représente un exemple de profil de vitesse et un exemple de profil d’altitude correspondant à une stratégie de vol dans une phase de descente/approche de l’aéronef ;

[0017] [fig.4A] illustre un système avionique embarqué dans un aéronef ;

[0018] [fig.4B] illustre un exemple d’architecture matérielle d’un module de génération d’une trajectoire verticale optimale pour un aéronef ;

[0019] [fig.5] illustre schématiquement un procédé de génération d’une trajectoire verticale optimale pour un aéronef ; et,

[0020] [fig.6] illustre schématiquement un détail du procédé de génération d’une trajectoire verticale optimale pour un aéronef.

[0021 ] EXPOSE DETAILLE DE MODES DE REALISATION

[0022] La description détaillée ci-après s’attache à décrire un mode de réalisation de la présente invention dans un contexte où un système pour générer une trajectoire verticale optimale lors d’une phase de descente/approche est dans un aéronef. Les principes de la présente invention s’appliquent cependant dans un contexte plus large. Les principes de la présente invention sont en effet applicables avec un système pour générer une trajectoire optimale se trouvant au sol et communiquant la trajectoire verticale optimale à l’aéronef une fois celle-ci définie.

[0023] La Fig. 1 représente schématiquement un aéronef 1 pour lequel l’invention est mise en œuvre. Cet aéronef 1 est un avion allant amorcer une phase de descente/approche vers une piste d’atterrissage d’un aéroport.

[0024] La Fig. 4A illustre un système avionique embarqué de l’aéronef 1.

[0025] Le système avionique comprend un système FMS 11, un module de génération d’une trajectoire verticale optimale 10, appelé module d’optimisation par la suite, et un dispositif d’affichage 12. Le module d’optimisation 10 est relié au système FMS 11 (respectivement au dispositif d’affichage 12) par un lien de communication réseau 110 (respectivement 120). Le système FMS 11 est connecté à un ensemble de capteurs tels que des capteurs de température, de pression, de vitesse, etc. Le système d’affichage 12 affiche un résultat d’une optimisation réalisée par le module d’optimisation 10 et par exemple, une information représentative d’une trajectoire verticale optimale suivant un critère prédéfini à suivre par l’aéronef 1.

[0026] Dans le mode de réalisation de la Fig. 4A, le module d’optimisation 10 est séparé du système FMS 11. Dans un autre mode de réalisation, le module d’optimisation 10 pourrait être compris dans le système FMS 11, voire implémenté sous forme logicielle par le système FMS 11.

[0027] La Fig. 4B illustre un exemple d’architecture matérielle d’un module de génération d’une trajectoire verticale optimale 10.

[0028] Selon l’exemple d’architecture matérielle représenté à la Pig. 4B, le module d’optimisation 10 comprend alors, reliés par un bus de communication 100 : un processeur ou CPU (« Central Processing Unit » en terminologie anglo-saxonne) 101 ; une mémoire vive RAM (« Random Access Memory » en terminologie anglo-saxonne) 102 ; une mémoire morte ROM (« Read Only Memory » en terminologie anglosaxonne) 103 ; une unité de stockage telle qu’une carte SD (« Secure Digital » en terminologie anglo-saxonne) ou un lecteur de support de stockage, tel qu’un lecteur de cartes SD 104 ; et une interface de communication 105 permettant au module d’optimisation 10 de communiquer notamment avec le système PMS 11 et le dispositif d’affichage 13.

[0029] Le processeur 101 est capable d’exécuter des instructions chargées dans la RAM 102 à partir de la ROM 103, d’une mémoire externe (non représentée), d’un support de stockage (tel qu’une carte SD), ou d’un réseau de communication. Lorsque le module d’optimisation est mis sous tension, le processeur 101 est capable de lire de la RAM 102 des instructions et de les exécuter. Ces instructions forment un programme d’ordinateur causant la mise en œuvre, par le processeur 101, du procédé décrit en relation avec les Pigs. 5 et 6.

[0030] Tout ou partie du procédé décrit en relation avec les Pigs. 5 et 6 peut être implémenté sous forme logicielle par exécution d’un ensemble d’instructions par une machine programmable, par exemple un DSP (« Digital Signal Processor » en terminologie anglosaxonne) ou un microcontrôleur, ou être implémenté sous forme matérielle par une machine ou un composant dédié, par exemple un LPGA (« Field-Programmable Gate Array » en terminologie anglo-saxonne) ou un ASIC (« Application-Specific Integrated Circuit » en terminologie anglo-saxonne).

[0031] La Fig. 5 illustre schématiquement un procédé de génération d’une trajectoire verticale optimale pour un aéronef.

[0032] Le procédé de la Fig. 5 est exécuté par le module d’optimisation 10. Ce procédé teste une pluralité de stratégies de vol possibles pour la phase de descente/approche et détermine, à partir des stratégies testées, la stratégie optimale suivant au moins un critère prédéfini. La stratégie optimale permet alors de définir une trajectoire verticale optimale. Dans un mode de réalisation, le critère prédéfini est un critère de consommation de carburant.

[0033] Chaque stratégie est définie à partir d’un profil (z.e. une courbe) d’une valeur représentative d’une énergie cinétique et potentielle de l’aéronef 1 en fonction d’une abscisse curviligne de l’aéronef 1 le long du plan de vol défini par l’équipage. Dans un mode de réalisation, la valeur représentative de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef 1 est une vitesse de l’aéronef 1. Dans ce cas, le profil d’une valeur représentative de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef 1 en fonction d’une abscisse curviligne de l’aéronef 1 est un profil de vitesse.

[0034] Le profil de vitesse correspond à une transition entre un état courant et un état cible de l’aéronef 1. Lors de la transition entre l’état courant et l’état cible, l’aéronef 1 passe par une pluralité d’états intermédiaires correspondant à des mises en configuration dans des configurations aérodynamiques différentes que l’aéronef 1 peut adopter pendant une phase de descente/approche. Chaque configuration aérodynamique dépend notamment d’une position des becs sur le bord d’attaque de l’aile (« slat » en terminologie anglo-saxonne), de la position des surfaces portantes de l’aéronef 1 telles que les aérofreins (« spoiler » en terminologie anglo-saxonne), et des volets (« flaps » en terminologie anglo-saxonne) et d’une position du train d’atterrissage. Lors d’une phase de descente/approche, l’aéronef 1 peut prendre un nombre variable de configurations aérodynamiques différentes ne dépassant pas un nombre maximum de configurations aérodynamiques différentes possibles NB_CONF_MAX. Dans un mode de réalisation, le nombre maximum de configurations différentes possibles NB_CONF_MAX = 6, correspondant à une configuration aérodynamique lisse (c’est-à-dire becs et train d’atterrissage rentrés), quatre configurations de becs sortis différentes et une configuration avec le train d’atterrissage sorti.

[0035] Afin de prendre en compte ces états intermédiaires, le profil de vitesse est décomposé en une pluralité de segments successifs. Chaque segment se situe entre deux états et correspond à une partie du plan de vol dans laquelle l’aéronef 1 est dans une configuration aérodynamique donnée. Chaque point de jonction entre deux segments correspond donc à un passage de l’aéronef 1 par un état intermédiaire. En considérant que lors d’une phase de descente/approche l’aéronef 1 passe par le nombre maximum de configurations aérodynamiques différentes possibles NB_CONF_MAX et que dans l’état courant, l’aéronef 1 est dans la configuration aérodynamique lisse, si NB_STATE est un nombre d’états intermédiaires entre l’état courant et l’état cible, et NB_SEG un nombre de segments, NB_STATE = NB_CONF_MAX - 1, et NB_SEG= NB_CONF_MAX. On note que, dans l’état courant, l’aéronef 1 pourrait être dans une autre configuration aérodynamique que la configuration lisse. Chaque transition entre deux états (entre deux états intermédiaires, entre l’état courant et un état intermédiaire ou entre un état intermédiaire et l’état cible) permet une dissipation d’une partie de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef 1 entre les deux états, le but étant que l’aéronef 1 atteigne une énergie cinétique et potentielle prédéfinie dans l’état cible.

[0036] Un état d’un aéronef comprend une position dans l’espace, par exemple une position courante pour l’état courant et une position cible pour l’état cible, et un ou plusieurs paramètres de vol de l’aéronef 1 ayant un impact sur l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef 1. Dans un mode de réalisation, le ou les paramètres de vol pris en compte comprennent l’un ou plusieurs des paramètres suivants :

• une vitesse de l’aéronef 1;

• une poussée des moteurs de l’aéronef 1 ;

• une configuration d’aérofreins de l’aéronef 1 ;

• une configuration aérodynamique de l’aéronef 1.

[0037] La poussée des moteurs est comprise entre zéro et une poussée maximum notée T hr US t _max- Les aérofreins, lorsqu’ils sont activés, génèrent une déflexion comprise entre zéro et une déflexion maximum notée Q _max[0038] Dans une étape 50, le module d’optimisation 10 parcourt les états intermédiaires de l’état cible vers l’état courant et obtient pour chaque segment précédant un état intermédiaire, dit segment associé, un intervalle de valeurs de vitesse de l’aéronef 1 autorisées pour la configuration aérodynamique correspondant audit segment, dit intervalle autorisé.

[0039] Dans des étapes 51 à 60, le module d’optimisation définit une trajectoire verticale optimale à partir d’une stratégie de vol minimisant un coût selon au moins un critère prédéfini déterminée dans un ensemble de stratégies de vol.

[0040] Dans une étape 51, le module d’optimisation 10 définit un ensemble de stratégies de vol, dit premier ensemble, comprenant un nombre multiple de quatre de stratégies de vol différentes. Une définition d’une stratégie consiste à associer une première et une deuxième valeurs à chaque état intermédiaire. Chaque première valeur associée à un état intermédiaire correspond à une vitesse (z.e. une valeur représentative d’une énergie cinétique et potentielle) de l’aéronef 1 lors du passage de l’aéronef 1 dans ledit état intermédiaire. Cette première valeur est choisie aléatoirement dans l’intervalle autorisé correspondant au segment associé audit état intermédiaire. Chaque deuxième valeur est un niveau de poussée ou un niveau de déflexion des aérofreins choisi aléatoirement dans un intervalle de valeurs possibles pour cette deuxième valeur. L’intervalle des valeurs possibles pour le niveau de poussée (respectivement pour le niveau de déflexion) est compris entre zéro et la poussée maximum T hr US t _{m ax}(respectivement la déflexion maximum Ô _max)· A ce stade, la définition de la stratégie a permis de définir des segments reliant l’état cible à l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant. La stratégie ainsi obtenue ne passe généralement pas par l’état courant de l’aéronef 1. Afin d’assurer le passage de la stratégie par l’état courant, la stratégie est complétée par un segment additionnel selon une méthodologie expliquée par la suite en relation avec une étape 528 de la Fig. 6.

[0041] La Fig. 6 détaille une procédure de définition d’une stratégie de vol d’indice i comprise dans le nombre multiple de quatre de stratégies de vol différentes. Dans la

[0042]

[0043]

[0044]

[0045]

[0046]

[0047]

[0048]

[0049]

[0050]

Fig. 6, on suppose qu’il n’y a pas de contrainte d’altitude ou de vitesse sur le plus de vol concernant la phase de descente/approche.

Lors de l’étape 51, les états intermédiaires sont parcourus par ordre de l’état intermédiaire le plus proche de la position cible vers l’état intermédiaire le plus éloigné. Chaque première valeur associée à chaque état intermédiaire est donc définie dans cet ordre.

Dans une étape 510, le module d’optimisation 10 tire une valeur aléatoire i, ST A TE clans l’intervalle [0 ;1] pour l’état intermédiaire le plus proche de la ^r t position cible, l’indice N B _S T A TE de la valeur aléatoire étant un identifiant de l’état intermédiaire le plus proche de la position cible.

Dans une étape 511, le module d’optimisation 10 obtient une vitesse ^v N B STATE de l’aéronef 1 lors de son passage dans l’état intermédiaire d’indice NB_STATE, c’est-à-dire lors de la mise en configuration de l’aéronef 1 dans la configuration correspondant au segment associé à l’état intermédiaire d’indice N B _S T A TE de la manière suivante :

ï/î : — T.r , .. ·

SB .STATS ^— ' ’iSTj où Vle (respectivement Vlst) est la vitesse maximale (respectivement minimale) dans la configuration aérodynamique correspondant au segment associé à l’état intermédiaire d’indice NB_STATE. On note que le segment associé à l’état intermédiaire d’indice N B_S T AT E est le segment le plus proche de l’état cible puisque les états intermédiaires sont parcourus de l’état cible vers l’état courant.

Dans une étape 512, le module d’optimisation 10 tire une valeur aléatoire

M, N B STATE _ou une valeur aléatoire S, NB STATE clans l’intervalle [0 ;1]. “Thrust ‘δ

Dans une étape 513, le module d’optimisation 10 obtient un niveau de poussée i, Λ B -STATE _{ou un} niveau de déflexion des aérofreins

Thrust i, N B .STATE d_e l’aéronef 1 lors de son passage par l’état intermédiaire d’indice

NB_STATE, c’est-à-dire lors de la mise en configuration de l’aéronef 1 dans la configuration correspondant au segment associé à l’état intermédiaire d’indice N B _S TA TE de la manière suivante :

Thrus

Le choix de prendre pour deuxième valeur un niveau de poussée t i, A B _S TA TE _{ou un} niveau de déflexion q É NB _ S TA TE (_et donc d’utiliser la valeur aléatoire S, N B STATE _ou |_a valeur aléatoire “Thrust i, NB STATE ” δ est aléatoire. Toutefois, certaines configurations aérodynamiques

[0051]

[0052]

[0053] n’étant pas compatibles avec un déclenchement des aérofreins, le module d’optimisation 10 choisit systématiquement de prendre une deuxième valeur sous forme d’un niveau de poussée pour ces configurations aérodynamiques.

Suite à l’étape 513, pour la stratégie d’indice z, l’état intermédiaire d’indice

N B _S TA T E est associé à une première valeur (i.e. une vitesse de mise en configuration de l’aéronef 1 v^! ) et à une deuxième valeur (i.e. un niveau de ^V NB STATE poussée Thrus t i, NB _S TA TE _{ou un} niveau de déflexion <5 i, NB STATE).

Dans une étape 514, le module d’optimisation 10 détermine une abscisse curviligne $i, N B ST ATE _et _une altitude y Ê NB -STATE _où T aéronef 1 atteint la vitesse T/¹ avec le niveau de poussée t-i , NB ST A TE _ou i_{e n}î_veau de ^VNB_STATE Thrust déflexion d’aérofreins i, N B - STATE.

L’abscisse curviligne NB STATE et l’altitude gi, N B STATE sont obtenues par le module d’optimisation 10 en utilisant un ou plusieurs modèles de performances de l’aéronef 1 (de la même façon que le système FMS 11 calcule différents paramètres de vol tels que les paramètres de temps, de quantité de carburant, d’altitude et de vitesse le long du plan de vol) ou par interpolation à partir de tables de performances de l’aéronef 1. Ces tables de performances ont par exemple été précalculées au sol en utilisant le ou les modèles de performances puis stockées dans l’unité de stockage 104 du module d’optimisation 10. En utilisant ce ou ces modèles de performance (ou ces tables de performances), le module d’optimisation est capable de calculer l’abscisse curviligne

NB STATE et l’altitude i, NB-STA TE à partir de l’état cible dont on connaît les paramètres de vol et de l’état intermédiaire d’indice NB_STATE dont on connaît ici la vitesse S et le niveau de poussée ^v NB STATE

Th rUS fi’ -STATE _ou i_e niveau de déflexion d’aérofreins q ’> NB - S TAIE.

Ainsi, suite à l’étape 514, l’état intermédiaire d’indice NB_STATE est pleinement défini.

[0054]

[0055]

[0056]

Dans une étape 515, le module d’optimisation 10 fixe une variable j représentative d’un indice d’état intermédiaire à une valeur NB_STATE-1 pour passer au deuxième segment le plus proche de la position cible.

Dans une étape 516, le module d’optimisation 10 tire une valeur aléatoire

[SJ dans l’intervalle [0 ;1] pour l’état intermédiaire d’indice j.

Dans une étape 517, le module d’optimisation 10 obtient une vitesse y^f de l’aéronef lors de la mise en configuration de l’aéronef 1 dans la configuration aérodynamique correspondant au segment associé à l’état intermédiaire d’indice j de la manière suivante :

[0057]

[0058]

[0059]

[0060]

[0061]

[0062]

[0063]

[0064] où _y/J (respectivement ) est la vitesse maximale (respectivement minimale) ^vFE ^VLS dans la configuration aérodynamique correspondant au segment associé à l’état intermédiaire d’indice j.

Dans une étape 518, le module d’optimisation 10 vérifie si la vitesse y² est inférieure à la vitesse y^! de mise en configuration dans la configuration aéroj +1 dynamique correspondant à l’état intermédiaire d’indice j+1.

Si la vitesse y^? est inférieure à la vitesse y¹ , le module d’optimisation 10

J J + 1 considère, lors d’une étape 525, que la mise en configuration correspondant à l’état intermédiaire d’indice j est simultanée à la mise en configuration correspondant à l’état intermédiaire d’indice j+1. C’est-à-dire, lors du passage par l’état intermédiaire d’indice j+1, le module d’optimisation 10 considère que l’aéronef 1 passe directement de la configuration aérodynamique correspondant au segment suivant l’état intermédiaire d’indice j dans le sens état cible vers état courant (c’est-à-dire le segment associé à l’état intermédiaire d’indice j-1 ou à l’état courant) dans la configuration aérodynamique correspondant au segment associé à l’état intermédiaire d’indice j+1, sans passer par la configuration aérodynamique correspondant au segment associé à l’état intermédiaire d’indice j. L’état intermédiaire d’indice j est supprimé. Un seul segment relie alors l’état intermédiaire d’indice j+1 à l’état suivant l’état intermédiaire d’indice j. En pratique, dans ce cas, une configuration aérodynamique que pourrait prendre l’aéronef 1 n’est pas utilisée. Par exemple, s’il existe quatre configurations de becs différentes numérotées de « 1 » à « 4 », l’aéronef 1 passe directement de la configuration « 1 » à la configuration « 3 » sans passer par la configuration « 2 ».

Dans une étape 526, le module d’optimisation 10 décrémente la valeur de j d’une unité.

L’étape 526 est suivie d’une étape 527.

Si la vitesse y¹ n’est pas inférieure à la vitesse y^f , le module d’optimisation 10 ^V j ^v J + 1 exécute une étape 519. Lors de l’étape 519, le module d’optimisation 10 tire une valeur aléatoire _D ²· J ou une valeur aléatoire n^z’ 7 dans l’intervalle [0 ;1].

Thrust + â

Dans une étape 520, le module d’optimisation 10 obtient un niveau de poussée

-r ί „ 4.¹ ’ J ou un niveau de déflexion d’aérofreins Thrust

F J de l’aéronef 1 lors de la

[0065]

[0066]

[0067]

[0068]

[0069]

[0070]

[0071] mise en configuration de l’aéronef 1 dans la configuration aérodynamique correspondant au segment associé à l’état intermédiaire d’indice j de la manière suivante :

Thnist¹'⁷ =: pX„_sî. x (rArusi^) = 7¾

Là encore, le choix de prendre pour deuxième valeur un niveau de poussée

T hr US t ^{ou un n}i^veau de déflexion q J (et donc d’utiliser la valeur aléatoire p² ’ j ou la valeur aléatoire p b J1 est aléatoire moyennant la prise en compte “Thrust “δ I des éventuelles incompatibilités entre le déclenchement des aérofreins et la configuration aérodynamique correspondant au segment associé à l’état intermédiaire d’indice j.

Dans une étape 521, le module d’optimisation 10 détermine une abscisse curviligne ç b 7 et une altitude b J où l’aéronef 1 atteint la vitesse y² avec le niveau de poussée T- > _, . b J ou le niveau de déflexion d’aérofreins c b J.

^F Thrust o

Comme lors de l’étape 514, l’abscisse curviligne J et l’altitude sont obtenues par le module d’optimisation 10 en utilisant un ou plusieurs modèles (ou tables) de performances de l’aéronef 1 et en prenant en compte l’état intermédiaire d’indice j+1, dont on connaît la vitesse y² , le niveau de poussée . b J+ 1 ou le niveau de déflexion d’aérofreins <- b J' + 1 l’altitude

Thrust O g t J + 1 et l’abscisse curviligne b J + 1 _et l’état intermédiaire d’indice j dont on connaît ici la vitesse y² et le niveau de poussée j'hrus F °^{U n} '^vcau déflexion d’aérofreins & t J. Suite à l’étape 521, l’état intermédiaire d’indice j est pleinement défini.

Lors d’une étape 522 le module d’optimisation 10 décrémente la valeur de j d’une unité.

Dans une étape 523, le module d’optimisation compare l’abscisse curviligne ^>²> j à l’abscisse curviligne courante et l’altitude î à l’altitude courante. Si l’abscisse curviligne ²- 7 est supérieure à l’abscisse curviligne courante et/ou l’altitude j ^estsupérieure à l’altitude courante, le module d’optimisation 10 abandonne la stratégie d’indice z en cours de définition lors d’une étape 524.

Sinon, l’étape 523 est suivie de l’étape 527.

[0072] Lors de l’étape 527, le module d’optimisation 10 teste la valeur de l’indice j. [0073] Si l’indice j est supérieur à zéro, le module d’optimisation 10 retourne à l’étape 516 afin de passer à l’état intermédiaire suivant.

[0074] Si l’indice j est égal à zéro, le module d’optimisation 10 définit, lors d’une étape 528, un segment additionnel permettant de rejoindre l’état courant pour la stratégie d’indice z.

[0075] A partir de l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant de l’aéronef 1, de la vitesse courante de l’aéronef 1 et du niveau de poussée courant ou du niveau de déflection par les aérofreins courant, le module d’optimisation 10 détermine, comme lors de l’étape 514, une abscisse curviligne et une altitude correspondant à la vitesse courante en utilisant le ou les modèles (ou les tables) de performances de l’aéronef 1. L’abscisse curviligne (respectivement l’altitude déterminée) est appelée abscisse curviligne modélisée (respectivement altitude modélisée). Il est très peu probable que le segment additionnel obtenu à ce stade passe par l’état courant. Généralement, une seule valeur parmi la vitesse courante, l’abscisse curviligne courante et l’altitude courante est atteinte avant les deux autres. Le segment additionnel doit alors être corrigé. Plusieurs cas sont alors à considérer :

A. Si l’altitude modélisée est supérieure à l’altitude courante, c’est que le segment additionnel atteint l’altitude courante avant que l’abscisse curviligne courante et la vitesse courante soient atteintes. Le module d’optimisation 10 considère alors que l’aéronef 1 passe par un palier correspondant à l’altitude courante et qu’une accélération est appliquée à l’aéronef 1 pour atteindre la vitesse courante sur la distance restant à parcourir jusqu’à l’abscisse curviligne courante.

B. Si l’abscisse curviligne modélisée est supérieure à l’abscisse curviligne courante, c’est que le segment additionnel atteint l’abscisse courante en premier. Le module d’optimisation 10 remonte alors les segments déjà définis de manière itérative en direction de l’état cible. A chaque itération, le module d’optimisation 10 teste un nouveau point d’un segment et détermine, en utilisant le ou les modèles (ou les tables) de performances si ce point permet de rejoindre l’altitude courante et la vitesse courante lors du passage de l’aéronef 1 par l’abscisse curviligne courante. Dès qu’un point d’un segment remplit ces conditions, les paramètres de vol correspondant à ce point sont utilisés pour créer un nouvel état, dit état additionnel. Le segment additionnel relie alors l’état additionnel à l’état courant. Un segment relie de plus l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant à l’état additionnel. On note que lorsque le point trouvé se trouve sur un segment associé à un état intermédiaire, chaque état intermédiaire suivant le point trouvé (dans le sens état cible vers état courant) est supprimé.

C. Si l’abscisse curviligne modélisée est inférieure à l’abscisse curviligne courante et l’altitude modélisée est inférieure à l’altitude courante, c’est que le segment additionnel atteint la vitesse courante avant l’altitude courante et l’abscisse curviligne courante. Il faut alors que l’aéronef 1 monte à l’altitude courante et rejoigne l’abscisse curviligne courante. Deux cas se présentent alors :

• Si la distance à parcourir depuis l’abscisse curviligne de l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant jusqu’à l’abscisse curviligne courante est suffisante pour qu’à vitesse constante l’aéronef 1 puisse atteindre l’altitude courante, le module d’optimisation 10 considère qu’à partir de l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant, l’altitude de l’aéronef 1 est augmentée à vitesse constante jusqu’à atteindre l’altitude courante de l’aéronef 1. Dès que l’altitude courante est atteinte, le module d’optimisation 10 considère que l’aéronef 1 passe par un palier correspondant à l’altitude courante sur lequel l’aéronef 1 vole à la vitesse courante jusqu’à l’abscisse curviligne courante.

• Si la distance à parcourir depuis l’abscisse curviligne de l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant jusqu’à l’abscisse curviligne courante n’est pas suffisante pour qu’à vitesse constante l’aéronef 1 puisse atteindre l’altitude courante, le module d’optimisation 10 remonte les segments déjà définis itérativement en direction de l’état cible jusqu’à trouver un point qui permet de rejoindre l’altitude courante et la vitesse courante lors du passage de l’aéronef 1 par l’abscisse curviligne courante. Comme dans le cas B, dès qu’à une itération un point d’un segment remplit ces conditions, les paramètres de vol correspondant à ce point sont utilisés pour créer un état additionnel. Cet état additionnel est ensuite relié d’une part à l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant et d’autre part à l’état courant par des segments. Là encore, lorsque le point trouvé se trouve sur un segment associé à un état intermédiaire, chaque état intermédiaire suivant le point trouvé (dans le sens état cible vers état courant) est supprimé.

A. Si l’altitude modélisée et l’abscisse curviligne modélisée sont respectivement plus grandes que l’altitude courante et l’abscisse curviligne courante, le module d’optimisation 10 détermine si c’est l’altitude courante ou l’abscisse curviligne courante qui a été atteinte en premier. Pour ce faire, le module d’optimisation 10 détermine une abscisse curviligne modélisée, à partir de l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant de l’aéronef 1, de la vitesse courante, du niveau de poussée courant ou du niveau de déflection par les aérofreins courant en utilisant le ou les modèles (ou les tables) de performances de l’aéronef 1, l’altitude modélisée étant fixée à l’altitude courante. Si l’abscisse curviligne modélisée déterminée est supérieure à l’abscisse curviligne courante, le module d’optimisation en déduit que le segment a atteint l’abscisse curviligne courante en premier. Le module d’optimisation 10 se replace alors dans le cas B. Si l’abscisse curviligne modélisée est inférieure à l’abscisse curviligne courante, le module d’optimisation en déduit que le segment a atteint l’altitude courante en premier. Le module d’optimisation se replace alors dans le cas A.

[0076] A la fin de la procédure de définition d’une stratégie i de la Lig. 6, le module d’optimisation obtient donc un ensemble de caractéristiques de la stratégie i comprenant des vitesses de mise en configuration y/* et des niveaux de poussée

J

T hr US ΐ^! i °^U ^flexion q i’ i (pour j allant de « 1 » à NB_SEG) et des paramètres de vol du segment additionnel. On note que, bien que le procédé de la Lig. 6 ait été appliqué sur un profil de vitesse, il permet, en déterminant pour chaque état intermédiaire, une altitude et une abscisse curviligne correspondant à cet état intermédiaire, de déterminer aussi un profil d’altitude. Le procédé de la Lig. 6 aurait tout aussi pu être appliqué sur un profil d’altitude, ce qui aurait permis de déterminer un profil de vitesse de la même manière.

[0077] De retour à la Lig. 5, dans une étape 52, le module d’optimisation 10 regroupe les stratégies du premier ensemble deux à deux aléatoirement de sorte à former des premières paires de stratégies.

[0078] Dans une étape 53, le module d’optimisation 10 obtient un coût selon au moins un critère prédéfini (z.e. selon le critère de consommation d’énergie dans ce mode de réalisation) pour chaque stratégie de chaque première paire. Le coût d’une stratégie est un coût de transition entre l’état courant et l’état cible de l’aéronef 1. Comme décrit plus haut, la transition entre l’état courant et l’état cible n’est pas directe mais passe par une pluralité d’états correspondant aux points de passage entre chaque segment du profil de vitesse permettant de définir ladite stratégie. Le coût d’une stratégie est donc une somme de coûts de transition entre les états successivement pris par l’aéronef 1 dans cette stratégie.

[0079] Dans un mode de réalisation, le coût de transition entre deux états est calculé par le module d’optimisation 10 en utilisant le ou les modèles (ou les tables) de performance de l’aéronef 1.

[0080]

[0081]

[0082]

[0083]

[0084]

[0085]

[0086]

Par exemple, un modèle de performance de l’aéronef 1 est un modèle de performance des moteurs. Ce modèle permet, à partir d’un niveau de poussée calculée en intégrant la trajectoire verticale de l’aéronef 1, de connaître la consommation de carburant correspondante. Lorsque le modèle de performance est un modèle de temps, le temps est déduit d’une évolution de la vitesse et de l’abscisse curviligne de l’aéronef 1 sur la trajectoire verticale de l’aéronef 1.

Dans une étape 54, le module d’optimisation 10 réduit le premier ensemble en éliminant la stratégie de chaque première paire ayant le coût le plus élevé. Les stratégies éliminées à cette étape ne sont plus considérées dans la suite du procédé.

Dans une étape 55, le module d’optimisation 10 regroupe les stratégies restantes du premier ensemble deux à deux aléatoirement de sorte à former des secondes paires de stratégies.

Dans une étape 56, pour chaque seconde paire, le module d’optimisation 10 ajoute une nouvelle stratégie au premier ensemble. C’est-à-dire que pour chaque seconde paire, le module d’optimisation forme une nouvelle stratégie du premier ensemble à partir des premières et deuxièmes valeurs associées à chaque état intermédiaire des stratégies de ladite seconde paire. Chaque première et deuxième valeurs associées à chaque état intermédiaire de la nouvelle stratégie sont respectivement égales à la première et la deuxième valeurs d’un état intermédiaire correspondant à l’une des deux stratégies de la paire choisie aléatoirement. Par exemple, si une première stratégie d’une seconde paire a un indice A et une deuxième stratégie de ladite seconde paire a un indice B, pour chaque valeur de l’indice j entre « 1 » et NB_STATE, le module d’optimisation 10 choisit aléatoirement entre la vitesse et la vitesse yü et entre le

J j niveau de poussée y hr US t ^^{ou n}'^vcau Réflexion § A, j ) _et |_e niveau de poussée γ- 7 . J (ou le niveau de déflexion iLi ul o c

H’ J). Pour finaliser la nouvelle stratégie, celle-ci est complétée par un segment additionnel comme décrit en relation avec l’étape 528.

Dans une étape 57, le module d’optimisation 10 complète le premier ensemble avec des stratégies différentes des stratégies déjà considérées jusqu’à atteindre le nombre multiple de quatre de stratégies. Pour ce faire, il utilise par exemple la procédure décrite en relation avec la Fig. 6 en éliminant toutes les stratégies qui ont déjà été considérées précédemment dans le premier ensemble.

Dans une étape 58, le module d’optimisation 10 recherche la meilleure stratégie (z.e. la stratégie offrant le coût le plus faible) parmi les stratégies du premier ensemble.

Les étapes 52 à 58 sont exécutées itérativement tant qu’une différence de coût entre la meilleure stratégie de l’itération courante et la meilleure stratégie de l’itération précédant l’itération courante est supérieure à un seuil prédéterminé TH. Si la différence est supérieure ou égale au seuil prédéterminé TH, le module d’optimisation 10 retourne à l’étape 52. Si la différence est inférieure au seuil prédéterminé TH, le module d’optimisation 10 sélectionne la meilleure stratégie de l’itération courante et définit la trajectoire verticale optimale à partir de cette stratégie.

[0087] Dans un mode de réalisation, il existe des contraintes sur le plan de vol concernant la phase de descente/approche. Les contraintes du plan de vol sont par exemple des contraintes d’altitudes ou des contraintes de vitesse sur certaines portions du plan de vol, c’est-à-dire sur certains intervalles d’abscisses curvilignes. Ces contraintes sont fournies par le système LMS 11 au module d’optimisation 10.

[0088] Dans un profil de vitesse, chaque contrainte apparaît sous la forme d’un soussegment entre deux états contraints : un état de début de contrainte et un état de fin de contrainte. Les états de début et de fin de contrainte sont situés entre deux états intermédiaires ou entre l’état cible et un état intermédiaire ou entre un état intermédiaire et l’état courant. Un segment qui relierait deux états intermédiaires ou l’état cible à un état intermédiaire ou un état intermédiaire à l’état courant en l’absence de contraintes est alors décomposé en sous-segments en présence de contraintes. En parcourant le profil de vitesse de l’état cible à l’état courant, la décomposition d’un segment en soussegments en cas de contraintes comprend une création d’un sous-segment de transition entre l’état de fin de contrainte et l’état intermédiaire ou cible précédant l’état de fin de contrainte, une création d’un sous-segment de transition entre l’état de début de contrainte et l’état de fin de contrainte et une création d’un sous-segment de transition entre l’état de début de contrainte et l’état intermédiaire ou courant suivant l’état de début de contrainte. Lorsque la contrainte est une contrainte de vitesse, le soussegment correspondant à la contrainte prend la forme d’un palier de vitesse sur lequel l’altitude de l’aéronef 1 décroît. Lorsque la contrainte est une contrainte d’altitude, la vitesse décroît sur le sous-segment correspondant à la contrainte. Le coût de transition entre deux états correspondant au début et à la fin d’un sous-segment se calcule en utilisant le ou les modèles (ou les tables) de performances de l’aéronef 1, de la même manière que le coût de transition entre deux états correspondant au début et à la fin d’un segment.

[0089] On note que l’un des états contraints encadrant un sous-segment peut être confondu avec un état intermédiaire.

[0090] La Fig. 3 représente un exemple de profil de vitesse et un exemple de profil d’altitude correspondant à une stratégie définie lors de l’exécution de la procédure de la Eig. 6. Dans cet exemple, l’aéronef 1 peut prendre six configurations aérodynamiques lors de la phase de descente/approche :

• une configuration « lisse » dans laquelle ni les becs d’attaques, ni le train d’atterrissage ne sont sortis ;

• une configuration « confl » dans laquelle les becs d’attaques sont positionnés dans une première position prédéfinie ;

• une configuration « conf2 » dans laquelle les becs d’attaques sont positionnés dans une deuxième position prédéfinie ;

• une configuration « conf3 » dans laquelle les becs d’attaques sont positionnés dans une troisième position prédéfinie ;

• une configuration « conf4 » dans laquelle les becs d’attaques sont positionnés dans une quatrième position prédéfinie ;

• une configuration « train » dans laquelle le train d’atterrissage est sorti.

[0091] Les abscisses curvilignes de début et de fin de la configuration « train » sont respectivement sO et si. Les abscisses curvilignes de début et de fin de la configuration « conf4 » sont respectivement si et s2. Les abscisses curvilignes de début et de fin de la configuration « conf3 » sont respectivement s2 et s3. Les abscisses curvilignes de début et de fin de la configuration « conf2 » sont respectivement s3 et s4. Les abscisses curvilignes de début et de fin de la configuration « confl » sont respectivement s4 et s5 . Les abscisses curvilignes de début et de fin de la configuration « lisse » sont respectivement s5 et s8. Dans cet exemple, il existe une contrainte de vitesse V_c sur un intervalle d’abscisses curvilignes concernant la configuration « lisse ». Le segment concernant la configuration lisse est donc décomposé en trois sous-segments : un premier segment partant d’un état intermédiaire correspondant au passage dans la configuration 1 et rejoignant l’état de fin de contrainte, un deuxième segment entre l’état de fin de contrainte et l’état de début de contrainte et un troisième segment partant de l’état de début de contrainte et rejoignant l’état courant de l’aéronef 1.

[0092] Dans chaque profil, le point d’abscisse sO (respectivement si, s2, s3, s4, s5, s8) correspond à l’état cible (respectivement un premier état intermédiaire, un deuxième état intermédiaire, un troisième état intermédiaire, un quatrième état intermédiaire, un cinquième état intermédiaire et l’état courant). Le point d’abscisse s6 correspond à l’état de fin de contrainte. Le segment reliant le point d’abscisse s 7 au point d’abscisse s8 est un segment additionnel permettant de rejoindre l’état courant. Le point d’abscisse s7 correspond donc à un état additionnel et à un état de début de contrainte. Chaque état intermédiaire est associé à une vitesse et une altitude de mise en configuration.

[0093] Dans un mode de réalisation, le critère prédéfini est un critère de temps de vol, de bruit, de production de NOx ou tout autre critère pertinent concernant un aéronef ou une combinaison de deux ou plusieurs critères.

Claims

Procédé pour générer une trajectoire verticale optimale d’une trajectoire de vol d’un aéronef en descente/approche, ladite trajectoire verticale étant définie entre un état courant de l’aéronef comprenant une position dite courante et un état dit cible comprenant une position dite cible, la trajectoire verticale étant définie à partir d’un profil d’une valeur représentative d’une énergie cinétique et potentielle dudit aéronef en fonction d’une abscisse curviligne de l’aéronef le long d’un plan de vol, ledit profil correspondant à une transition entre l’état courant et de l’état cible et étant décomposé en une pluralité de segments successifs correspondant chacun à une configuration aérodynamique différente que l’aéronef peut adopter pendant une phase de descente/approche, chaque point de jonction entre deux segments correspondant à un passage de l’aéronef par un état intermédiaire, chaque transition entre deux états permettant une dissipation d’une partie des énergies cinétiques et potentielles de l’aéronef entre les deux états, caractérisé en ce que le procédé est exécuté par un système avionique embarqué dans l’aéronef et comprend les étapes successives suivantes:

- une étape de traitement au cours de laquelle le système avionique parcourt le profil de l’état cible à l’état courant et obtient (50), pour chaque segment précédant un état intermédiaire, dit segment associé, un intervalle de valeurs représentatives de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef autorisées pour la configuration aérodynamique correspondant audit segment, dit intervalle autorisé, et

- une étape de définition au cours de laquelle le système avionique définit (60) la trajectoire verticale optimale à partir d’une stratégie de vol minimisant un coût selon au moins un critère prédéfini déterminée dans un ensemble de stratégies de vol, dit premier ensemble, chaque stratégie du premier ensemble étant définie (51, 52, 53, 54, 55, 56, 57) en associant une première et une deuxième valeurs à chaque état intermédiaire, chaque première valeur correspondant à une valeur représentative de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef lors du passage de l’aéronef dans l’état intermédiaire choisie aléatoirement dans l’intervalle autorisé correspondant au segment associé audit état, chaque deuxième valeur étant un niveau de poussée par au moins un moteur de l’aéronef ou un niveau de déflexion par des aérofreins de l’aéronef choisi aléatoirement dans un intervalle de valeurs possibles, puis en [Revendication 2] [Revendication 3] complétant ladite stratégie avec un segment additionnel permettant à la stratégie de rejoindre l’état courant : la stratégie de vol minimisant le coût étant déterminée lors d’une dernière itération d’une procédure itérative comprenant à chaque itération:

- une étape de regroupement au cours de laquelle le système avionique regroupe (52) les stratégies du premier ensemble deux à deux pour former des premières paires de stratégies ;

- une étape d’obtention au cours de laquelle le système avionique obtient (53) le coût de chaque stratégie, le coût d’une stratégie dépendant de valeurs comprenant la première et la deuxième valeurs associées à chaque état intermédiaire de ladite stratégie;

- une étape de réduction au cours de laquelle le système avionique réduit (54) le premier ensemble en éliminant la stratégie de chaque première paire ayant le coût le plus élevé ;

- une étape de formation de nouvelles stratégies au cours de laquelle le système avionique regroupe (55) les stratégies restantes du premier ensemble deux à deux de sorte à former des secondes paires de stratégies ; et au cours de laquelle, pour chaque seconde paire, le système avionique forme (56) une nouvelle stratégie du premier ensemble à partir des premières et deuxièmes valeurs associées à chaque état intermédiaire des stratégies de ladite seconde paire;

- une étape de complétion au cours de laquelle le système avionique complète (57) le premier ensemble avec des stratégies différentes des stratégies déjà considérées jusqu’à atteindre le nombre multiple de quatre de stratégies ; et, une étape de détermination au cours de laquelle le système avionique détermine la stratégie du premier ensemble, dite meilleure stratégie, minimisant ledit coût ;

la procédure itérative étant répétée par le système avionique tant qu’une différence de coût entre les meilleures stratégies de deux itérations successives est supérieure à un seuil prédéterminé.

Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque valeur représentative d’une énergie cinétique et potentielle dudit aéronef est, respectivement, une vitesse et une altitude le long de la trajectoire verticale. Procédé selon la revendication 1, ou 2, caractérisé en ce que le critère prédéfini est un critère de consommation de carburant et/ou de temps de vol et/ou de bruit et/ou d’émission d’oxyde d’azote.

Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le procédé comprend une étape de prise en compte de [Revendication 4] [Revendication 5] [Revendication 6] contraintes au cours de laquelle le système avionique obtient des contraintes du plan de vol comprenant des contraintes d’altitude et/ou de vitesse à respecter sur certaines portions de la phase de descente/ approche et divise en sous-segments les segments concernés par lesdites contraintes.

Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lors de la définition d’une stratégie, la première valeur associée à chaque état intermédiaire est définie successivement pour chaque état intermédiaire en parcourant les états intermédiaires par ordre de l’état intermédiaire le plus proche de la position cible vers l’état intermédiaire le plus éloigné et lorsque la première valeur d’un premier état intermédiaire est inférieure à la première valeur d’un deuxième état intermédiaire précédant ledit premier état intermédiaire, le premier état intermédiaire est supprimé et un segment est créé pour relier directement le deuxième état intermédiaire à un état suivant le premier état intermédiaire.

Système avionique pour générer une trajectoire verticale optimale d’une trajectoire de vol d’un aéronef en descente/approche, ladite trajectoire verticale étant définie entre un état courant de l’aéronef comprenant une position dite courante et un état dit cible comprenant une position dite cible, la trajectoire verticale étant définie à partir d’un profil d’une valeur représentative d’une énergie cinétique et potentielle dudit aéronef en fonction d’une abscisse curviligne de l’aéronef le long d’un plan de vol, ledit profil correspondant à une transition entre l’état courant et de l’état cible et étant décomposé en une pluralité de segments successifs correspondant chacun à une configuration aérodynamique différente que l’aéronef peut adopter pendant une phase de descente/approche, chaque point de jonction entre deux segments correspondant à un passage de l’aéronef par un état intermédiaire, chaque transition entre deux états permettant une dissipation d’une partie de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef entre les deux états, caractérisé en ce que le système avionique comprend :

- des moyens de traitement pour parcourir le profil de l’état cible à l’état courant et des moyens d’obtention pour obtenir (50), pour chaque segment précédant un état intermédiaire, dit segment associé, un intervalle de valeurs représentatives de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef autorisées pour la configuration aérodynamique correspondant audit segment, dit intervalle autorisé; et,

- des moyens de définition pour définir (60) la trajectoire verticale optimale à partir d’une stratégie de vol minimisant un coût selon au moins un critère prédéfini déterminée dans un ensemble de stratégies de vol, dit premier ensemble, chaque stratégie du premier ensemble étant définie (51, 52, 53, 54, 55, 56, 57) en associant une première et une deuxième valeurs à chaque état intermédiaire, chaque première valeur correspondant à une valeur représentative de l’énergie cinétique et potentielle de l’aéronef lors du passage de l’aéronef dans l’état intermédiaire choisie aléatoirement dans l’intervalle autorisé correspondant au segment associé audit état, chaque deuxième valeur étant un niveau de poussée ou un niveau de déflexion des aérofreins choisi aléatoirement dans un intervalle de valeurs possibles, puis en complétant ladite stratégie avec un segment additionnel représentant une transition entre l’état intermédiaire le plus proche de l’état courant et l’état courant, la stratégie de vol minimisant le coût étant déterminée par des moyens pour exécuter une procédure itérative lors d’une dernière itération de ladite procédure itérative, lesdits moyens pour exécuter la procédure itérative comprenant:

- des moyens de regroupement permettant de regrouper (52) les stratégies du premier ensemble deux à deux pour former des premières paires de stratégies ;

- des moyens d’obtention permettant d’obtenir (53) le coût de chaque stratégie, le coût d’une stratégie dépendant de valeurs comprenant la première et la deuxième valeurs associées à chaque état intermédiaire de ladite stratégie;

- des moyens de réduction permettant de réduire (54) le premier ensemble en éliminant la stratégie de chaque première paire ayant le coût le plus élevé ;

- des moyens de formation de nouvelles stratégies permettant de regrouper (55) les stratégies restantes du premier ensemble deux à deux de sorte à former des secondes paires de stratégies; et, pour chaque seconde paire, de former (56) une nouvelle stratégie du premier ensemble à partir des premières et deuxièmes valeurs associées à chaque état intermédiaire des stratégies de ladite seconde paire;

- des moyens de complétion permettant de compléter (57) le premier ensemble avec des stratégies différentes des stratégies déjà considérées jusqu’à atteindre le nombre multiple de quatre de stratégies ; et, des moyens de détermination pour déterminer la stratégie du premier ensemble, dite meilleure stratégie, minimisant ledit coût ; et,

- des moyens d’arrêt de la procédure itérative mettant fin à la procédure itérative lorsqu’une différence de coût entre les meilleures stratégies de deux itérations successives est inférieure à un seuil prédéterminé.