FR3099252A1 - Dispositif electronique de supervision d'une trajectoire d'approche d'un aeronef, aeronef, procede et produit programme d'ordinateur associes - Google Patents
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Abstract
Dispositif électronique de supervision d’une trajectoire d’approche d’un aéronef , aéronef, procédé et produit programme d’ordinateur associés L’invention concerne un dispositif électronique de supervision d’une trajectoire d’approche d’un aéronef, le dispositif comprenant un module de détermination (14) configuré pour déterminer tout au long de la phase d’approche de l’aéronef une position géographique de l’aéronef et comprenant en outre un module de vérification (16) propre à vérifier tout au long de la phase d’approche de l’aéronef que la position géographique de l’aéronef est localisée dans un volume d’approche sécurisée défini à partir d’au moins un premier point (28) au sol prédéterminé. Figure pour l'abrégé : Figure 1
Description
La présente invention concerne un dispositif électronique de supervision d’une trajectoire d’approche d’un aéronef, le dispositif comprenant un module de détermination configuré pour déterminer tout au long de la phase d’approche de l’aéronef une position géographique de l’aéronef.
L’invention concerne également un aéronef comprenant un tel dispositif électronique de supervision.
L’invention concerne également un procédé de supervision d’une trajectoire d’approche d’un aéronef, le procédé étant propre à être réitéré tout au long de la phase d’approche de l’aéronef par un dispositif de supervision.
La présente invention concerne également un produit programme d’ordinateur associé.
Plus particulièrement, l’invention se situe dans le domaine technique des systèmes de guidage d'un aéronef dans les phases d'approche sans visibilité. De tels systèmes de guidage s'appuient sur des équipements de navigation comme un instrument de radionavigation (connu sous l’acronyme anglais ILS pourInstrument Landing System), un système de positionnement par satellites (connu sous l’acronyme anglais GNSS pourGlobal Navigation Satellite System) et sur une Interface-Homme-Système (connue sous l’acronyme IHS) de pilotage d’un aéronef comportant une représentation synthétique de l’environnent extérieur. Une telle représentation est par exemple connue sous l’acronyme anglais SVS (Synthetic Vision System) et peut être affichée sur un afficheur tête basse ou tête haute, porté ou non.
Plus précisément, l’invention porte notamment sur la combinaison de technologies connue sous l’acronyme anglais SVGS (Synthetic Vision Guidance System), qui est une combinaison de plusieurs technologies notamment la technologie SVS précitée, une visualisation du guidage de vol (Flight Guidance Display), des moniteurs de position haute précision, et permet de baisser les minima d’approche ILS de catégorie I de 200 pieds à 150 pieds sous réserve de satisfaire en vol des niveaux d’intégrité et de délai d’alerte connu sous l’acronyme anglais TTA (Time to Alert) équivalents à ceux démontrés sur des installations sol permettant de réaliser actuellement ce type d’approche.
La présente invention a pour but de proposer une solution permettant de répondre à cette exigence d’intégrité. Autrement dit, la présente invention a pour but de fournir une solution permettant d’obtenir les niveaux d’intégrité et de délai d’alerte associés à un instrument de radionavigation ILS de catégorie II, présentant généralement un délai d’alerte de deux secondes, alors que l’instrument de radionavigation propre à coopérer avec le dispositif selon la présente invention est un instrument de radionavigation ILS de catégorie I présentant généralement un délai d’alerte de six secondes.
À cet effet, l’invention a pour objet un dispositif électronique de supervision d’une trajectoire d’approche d’un aéronef, le dispositif comprenant un module de détermination configuré pour déterminer tout au long de la phase d’approche de l’aéronef une position géographique de l’aéronef et comprenant en outre un module de vérification propre à vérifier tout au long de la phase d’approche de l’aéronef que la position géographique de l’aéronef est localisée dans un volume d’approche sécurisée défini à partir d’au moins un premier point au sol prédéterminé
Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le dispositif électronique de supervision d’une trajectoire d’approche d’un aéronef comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :
- ledit au moins un premier point au sol prédéterminé correspond à une localisation d’un radiophare d’alignement de descente ou à une localisation d’un radiophare d’alignement de piste ;
- le volume d’approche sécurisée correspond, dans un référentiel prédéterminé, à l’intersection de deux angles solides :
- un premier angle solide, dont ledit au moins un premier point au sol prédéterminé est l’origine, et présentant un angle en azimuth de 360° et un angle en élévation égal à une première valeur d’angle prédéterminée et centrée sur un axe théorique de pente d’approche de l’aéronef,
- un deuxième angle solide, dont un second point au sol prédéterminé est l’origine, et présentant un angle en élévation de 90° et un angle en azimuth (égal à une seconde valeur d’angle prédéterminée et centrée sur un axe théorique horizontal d’approche ;
- la première valeur d’angle prédéterminée et la deuxième valeur d’angle prédéterminée sont déterminées à partir d’au moins un élément appartenant au groupe comprenant :
+ une erreur de système de navigation maximale autorisée,
+ une erreur technique de pilotage maximale autorisée,
+ une marge prédéterminée d’extension autorisée de volume d’approche sécurisée ;
- la première valeur d’angle prédéterminée et/ou la deuxième valeur d’angle prédéterminée sont reconfigurables au cours de la phase d’approche en fonction d’au moins un élément appartenant au groupe comprenant :
- un indice de confiance associé à la précision de la localisation par le module de détermination dudit au moins un premier point au sol prédéterminé et/ou à la précision de la position géographique de l’aéronef déterminée par le module de détermination,
- un mode de pilotage ;
- le dispositif comprend en outre un module de génération d’alerte configuré pour générer, en phase d’approche :
- un premier type d’alerte en cas de sortie de l’aéronef du volume d’approche sécurisée et de présence d’une hauteur de l’aéronef par rapport au sol dans une première plage de valeurs non nulles prédéterminée, le premier type d’alerte requérant un premier type d’action de la part de l’équipage,
- un deuxième type d’alerte en cas de sortie de l’aéronef du volume d’approche sécurisée et de présence d’une hauteur de l’aéronef par rapport au sol dans une deuxième plage de valeurs non nulles prédéterminée, le deuxième type d’alerte requérant un deuxième type d’action de la part de l’équipage,
une borne inférieure de la première plage de valeurs non nulles correspondant à une borne supérieure de la deuxième plage de valeurs non nulles ;
- le dispositif comprend en outre un module d’affichage propre à représenter la position de l’aéronef par rapport au volume d’approche sécurisée et/ou une erreur de pilotage maximale autorisée.
L’invention a également pour objet un aéronef un dispositif électronique de supervision tel que défini ci-dessus.
L’invention a également pour objet un procédé de supervision d’une trajectoire d’approche d’un aéronef, le procédé étant propre à être réitéré tout au long de la phase d’approche de l’aéronef par un dispositif de supervision, le procédé comprenant une étape de détermination d’une position géographique de l’aéronef et comprenant en outre une étape de vérification que la position géographique de l’aéronef est localisée dans un volume d’approche sécurisée défini à partir d’au moins un premier point au sol prédéterminé.
L’invention a également pour objet un programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu’elles sont exécutées par un ordinateur, mettent en œuvre un procédé de supervision tel que défini ci-dessus.
Ces caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
La figure 1 illustre un aéronef 10 dans lequel, selon l’exemple décrit, est embarqué un dispositif 12 électronique de supervision d’une trajectoire d’approche de l’aéronef selon la présente invention.
On entend par aéronef, tout engin volant dans l’atmosphère terrestre et notamment un avion, un hélicoptère ou un drone. L’aéronef est pilotable par au moins un pilote directement à partir du cockpit de celui-ci (cas d’un avion ou d’un hélicoptère) ou bien à distance, à partir par exemple d’un centre de contrôle terrestre (cas d’un drone ou de tout autre engin pilotable à distance).
Dans l’exemple de réalisation décrit ci-dessous, l’aéronef est un avion.
Par la suite, par trajectoire d’approche, on entend la trajectoire suivie par l’aéronef 10 lors d’une phase d’approche, une phase d’approche correspondant à la phase de vol comprise entre la phase de croisière et l’atterrissage.
A titre d’alternative (non représentée) le dispositif 12 est en dehors de l’aéronef, par exemple au sein d’une tour de contrôle aérien pour surveiller à distance la trajectoire d’approche de l’aéronef et/ou pour détecter une éventuelle défaillance d’un instrument de radionavigation placé à proximité de la piste d’atterrissage associée à l’approche de l’aéronef.
Selon la présente invention, un tel dispositif électronique de supervision 12 comprend au moins un module de détermination 14 configuré pour déterminer tout au long de la phase d’approche de l’aéronef 10 une position géographique de l’aéronef 10 et un module de vérification 16 propre à vérifier tout au long de de la phase d’approche de l’aéronef que la position géographique de l’aéronef est localisée dans un volume d’approche sécurisée défini à partir d’au moins un premier point au sol prédéterminé.
Le module de détermination 14 est notamment connecté à un système de positionnement par satellites (connu sous l’acronyme anglais GNSS pourGlobal Navigation Satellite System), tel que le système GPS (de l’anglaisGlobal Positioning System) ou encore le système Galileo, dont il dérive en temps réel, ou quasi temps réel, la position de l’aéronef 10.
Le module de détermination 14 est propre à transmettre au moins pendant toute la phase d’approche de l’aéronef, chaque position géographique de l’aéronef déterminée notamment en latitude, longitude et altitude au module de vérification 16.
Le module de détermination 14 et le module de vérification 16 sont connectés au sein de l’aéronef via une liaison filaire ou une liaison sans fil non représentée.
Par ailleurs, la vérification mise en œuvre par le module de vérification 16 est automatique, et par définition ne nécessite aucune intervention humaine ce qui permet de soulager l’équipage.
Par « tout au long de la phase d’approche », on entend que le module de détermination 14 comme le module de vérification 16 réitèrent le traitement qui leur est propre autant de fois que techniquement possible. En d’autres termes, la fréquence d’itération est directement reliée aux performances techniques du système de positionnement utilisé, par exemple tous les 200 millisecondes soit une fréquence de l’ordre de 5Hz.
Selon l’exemple de la figure 1, de manière optionnelle, le dispositif électronique de supervision 12 comprend en outre un module de génération 18 d’alerte configuré pour générer, en phase d’approche :
- un premier type d’alerte M1 en cas de sortie de l’aéronef du volume d’approche sécurisée et de présence d’une hauteur de l’aéronef par rapport au sol dans une première plage de valeurs non nulles prédéterminée, le premier type d’alerte requérant un premier type d’action de la part de l’équipage,
- un deuxième type d’alerte M2 en cas de sortie de l’aéronef du volume d’approche sécurisée et de présence d’une hauteur de l’aéronef par rapport au sol dans une deuxième plage de valeurs non nulles prédéterminée, le deuxième type d’alerte requérant un deuxième type d’action de la part de l’équipage,
une borne inférieure de la première plage de valeurs non nulles correspondant à une borne supérieure de la deuxième plage de valeurs non nulles.
Un tel module de génération 18 d’alerte est connecté via une liaison filaire ou une liaison sans fil non représentée au module de vérification 16 selon la présente invention.
En d’autres termes, en cas de sortie de l’aéronef du volume d’approche sécurisée, le module de vérification 16 transmet au module de génération d’alerte 18 un signal représentatif de ladite sortie, que le module de génération d’alerte 18 est propre à corréler avec la présence de la hauteur de l’aéronef par rapport au sol dans la première ou la deuxième plage de valeurs précitées, la hauteur de l’aéronef par rapport au sol étant obtenue par le module de génération d’alerte 18 à partir d’un radioaltimètre (non représenté) embarqué à bord de l’aéronef.
La cause d’une telle sortie du volume d’approche sécurisée est associée à une défaillance de l’instrument de radionavigation ILS (une telle défaillance étant connue par l’acronyme anglais NSE pourNavigation System Error) et/ou à une mauvaise tenue de la trajectoire idéale d’approche par le pilote (connue par l’acronyme anglais FTE pourFlight Technical Error), ou encore associée à une erreur de géolocalisation de l’aéronef par le système de positionnement par satellites GNSS.
Selon l’exemple de la figure 1, de manière optionnelle, le dispositif électronique de supervision 12 comprend également un module d’affichage 20 propre à représenter la position de l’aéronef 10 par rapport au volume d’approche sécurisée et/ou une erreur de pilotage maximale autorisée.
Un tel module d’affichage 20 est notamment connecté via une liaison filaire ou une liaison sans fil non représentée au module de vérification 16, de même qu’au module de détermination 14.
Selon un aspect particulier, les alertes de type M1 ou M2 générées par le module de génération 18 sont propres à être restituées visuellement par ledit module d’affichage 20. Dans ce cas le module d’affichage est également connecté via une liaison filaire ou une liaison sans fil non représentée au module de génération 18.
A titre d’alternative, les alertes de type M1 ou M2 générées par le module de génération 18 sont propres à être restituées de manière sonore avec un son ou un message propre à chaque type d’alerte.
Dans l’exemple de la figure 1, le module de détermination 14, le module de vérification 16, le module de génération d’alerte 18, et le module d’affichage 20 sont réalisés sous forme d’un logiciel, ou d’une brique logicielle exécutable au sein d’une unité de traitement 22 du dispositif électronique 12 embarqué à bord de l’aéronef 10. L’unité de traitement 22 comprend par ailleurs une mémoire 24 apte à stocker de tels logiciels de détermination, de vérification, de génération d’alerte et d’affichage et un processeur 26 propre à exécuter ces logiciels pour permettre une approche SVGS dont les minima d’approche ILS de catégorie I sont baissés de 200 pieds à 150 pieds avec les niveaux d’intégrité et de délai d’alerte associés à un instrument de radionavigation ILS de catégorie II.
Selon un aspect particulier, la mémoire 24 est également propre à stocker au sein d’une base de donnée la localisation dudit au moins un premier point au sol prédéterminé utilisé pour définir le volume d’approche sécurisé, voire de tout point géographique nécessaire à la mise en œuvre de la phase d’approche.
En variante, le module de détermination 14, le module de vérification 16, le module de génération d’alerte 18, et le module d’affichage 20 sont réalisés chacun sous forme d’un composant logique programmable, tel qu’un FPGA (de l’anglaisField Programmable Gate Array), ou encore sous forme d’un circuit intégré dédié, tel qu’un ASIC (de l’anglaisApplication Specific integrated Circuit).
Lorsqu’au moins une partie du dispositif électronique 12 embarqué à bord de l’aéronef 10 est réalisée sous forme d’un ou plusieurs logiciels, c’est-à-dire sous forme d’un programme d’ordinateur, cette partie est en outre apte à être enregistrée sur un support, non représenté, lisible par ordinateur. Le support lisible par ordinateur est par exemple, un médium apte à mémoriser des instructions électroniques et à être couplé à un bus d’un système informatique. A titre d’exemple, le support lisible est un disque optique, un disque magnéto-optique, une mémoire ROM, une mémoire RAM, tout type de mémoire non-volatile (par exemple EPROM, EEPROM, FLASH, NVRAM), une carte magnétique ou encore une carte optique. Sur le support lisible est alors mémorisé un programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles.
En relation avec la figure 2, un exemple de volume d’approche sécurisé selon la présente invention est représenté.
Selon cet exemple, le volume d’approche sécurisée selon la présente invention est notamment défini à partir d’au moins un premier point au sol S prédéterminé correspondant à une localisation d’un radiophare d’alignement de descente 28 (connu sous le nom anglais GLIDE).
Plus précisément, selon l’exemple de la figure 2, le volume d’approche sécurisée correspond, dans un référentiel prédéterminé correspondant au trièdre X, Y, Z, à l’intersection de deux angles solides :
- un premier angle solide 30, dont la position du radiophare d’alignement de descente 28 est l’origine, et présentant un angle en azimuth de 360° et un angle en élévation α égal à une première valeur d’angle prédéterminée et centrée sur un axe théorique de pente d’approche de l’aéronef,
- un deuxième angle solide 32, dont la position du radiophare 34 d’alignement de piste 36 (un tel radiophare étant connu sous le nom anglais LOC ou LOCALIZER) est l’origine, et présentant un angle en élévation de 90° et un angle en azimuth β égal à une seconde valeur d’angle prédéterminée et centrée sur un axe théorique horizontal d’approche.
Ainsi, selon cet exemple le volume d’approche sécurisée est formé de deux « sous-volumes » correspondant à chaque angle solide 30 et 32, le premier angle solide 30 délimitant verticalement l’approche sécurisée de l’aéronef tandis que le deuxième angle solide 32 borne latéralement (i.e. horizontalement) une telle approche sécurisée.
En d’autres termes, en dehors de ces limites latérales (i.e. horizontales) et verticales la réussite de l’approche, par exemple SVGS, en cours est compromise et le pilote doit remettre les gaz pour effectuer une nouvelle approche, par exemple une approche classique sans baisse des minima d’approche ILS de catégorie I de 200 pieds à 150 pieds.
L’originalité d’un tel volume selon l’invention est que ces deux angles solides 30 et 32 n’évoluent pas de la même manière avec la distance à la piste 36 de l’aéronef 10.
Selon un aspect particulier de l’invention, la première valeur d’angle en élévation α (i.e. définie dans le plan XZ) prédéterminée et la deuxième valeur d’angle en azimuth β (i.e. définie dans le plan XY) prédéterminée sont déterminées, comme décrit par la suite en relation avec la description du procédé de supervision selon l’invention, à partir d’au moins un élément appartenant au groupe comprenant :
+ une erreur de système de navigation maximale autorisée (correspondant notamment à une défaillance de l’instrument de radionavigation ILS connue par l’acronyme anglais NSE pourNavigation System Error),
+ une erreur technique de pilotage maximale autorisée (correspondant notamment à une mauvaise tenue de la trajectoire idéale d’approche par le pilote (connue par l’acronyme anglais FTE pourFlight Technical Error),
+ une marge prédéterminée d’extension autorisée de volume d’approche sécurisée.
Selon un autre aspect particulier, la première valeur d’angle α prédéterminée et/ou la deuxième valeur d’angle β prédéterminée sont reconfigurables au cours de la phase d’approche en fonction d’au moins un élément appartenant au groupe comprenant :
- un indice de confiance associé à la précision de la localisation par le module de détermination dudit au moins un premier point au sol prédéterminé et/ou à la précision de la position géographique de l’aéronef déterminée par le module de détermination,
- un mode de pilotage.
Ainsi, selon un premier exemple en cas d’indice de confiance associé à la précision fournie par le système de positionnement par satellites supérieur à un premier seuil prédéterminé, la première valeur d’angle α prédéterminée et/ou la deuxième valeur d’angle β prédéterminée sont propres à être réduites.
Selon un deuxième exemple, en cas d’indice de confiance associé à la précision de la localisation dudit au moins premier point au sol prédéterminé (i.e. du radiophare d’alignement de descente 28 et/ou du radiophare 34 d’alignement de piste) inférieure à un deuxième seuil prédéterminé, la première valeur d’angle α prédéterminée et/ou la deuxième valeur d’angle β prédéterminée sont propres à être augmentées.
A titre d’alternative, l’origine des deux angles solides est identique et correspond à la localisation du radiophare 28 d’alignement de descente ou à la localisation du radiophare 34 d’alignement de piste, ou à la localisation de tout autre point au sol propre à permettre une approche sécurisée sur la piste 36, tel qu’une balise de radionavigation VOR (de l’anglaisVHF Omnidirectional Range), un équipement de mesure de distance (de l’anglaisDistance Measuring Equipment), un système de navigation TACAN (de l’anglaisTACtical Air Navigation), etc.
Les figures 3 à 5 illustrent des exemples de différentes positions de l’aéronef par rapport au volume d’approche propres à être restituées par le module optionnel d’affichage 20 selon la présente invention.
Selon l’exemple des figures 3 à 5, ces positions sont notamment restituées sur une représentation synthétique de l’environnent connue sous l’acronyme anglais SVS (Synthetic Vision System) et peuvent être affichées sur un afficheur tête basse ou tête haute, porté ou non.
Sur la figure 3, un espace 37 est dédié pour restituer la hauteur par rapport au sol courante de l’aéronef, à savoir, selon l’exemple de la figure 3, 920 pieds, et le vecteur vitesse 38 courant de l’aéronef est également restitué relativement à son environnement de vol courant, le paysage et la ligne d’horizon étant restitué en fond d’écran, notamment la piste d’atterrissage 36 représentée par un trapèze.
Selon la présente invention, le volume d’approche sécurisé est en outre représenté latéralement au moyen de l’angle solide 32 de valeur β entre chaque borne illustrée par un crochet 40 d’une échelle de déviation horizontale, et verticalement au moyen de l’angle solide 30 de valeur α entre chaque borne illustrée par un crochet d’une échelle de déviation verticale.
De plus, sur chaque échelle de déviation horizontale et verticale, la position latérale 42Aet verticale 42Bde l’axe d’approche transmis par l’instrument de radionavigation ILS est également représentée afin que le pilote puisse évaluer la déviation de l’aéronef par rapport à cet axe d’approche transmis par l’instrument de radionavigation ILS. En l’occurrence, sur la figure 3, l’aéronef 10 est parfaitement positionné, la position latérale 42Aet verticale 42Bde l’axe d’approche transmis par l’instrument de radionavigation ILS étant au centre respectivement des échelles de déviation horizontale et verticale.
En complément non représenté, le module d’affichage 20 est propre à restituer sur les échelles de déviation horizontale et verticale un symbole supplémentaire dédié à illustrer le budget de tenue de la trajectoire idéale d’approche dont dispose le pilote (connue par l’acronyme anglais FTE pourFlight Technical Error) et lorsque l’une des bornes délimitant le volume vertical ou horizontal d’approche sécurisée franchit ce symbole supplémentaire, dit FTE, le pilote est alors visuellement informé que sa marge d’erreur de pilotage est réduite.
Successivement sur la représentation de la figure 4, la hauteur par rapport au sol de l’aéronef 10, poursuivant son approche, indiquée dans l’espace dédié 37 est de 230 pieds, une telle hauteur appartenant à la première plage de valeurs non nulles associées au premier type d’alerte M1 requérant un premier type d’action de la part de l’équipage pouvant aller de la prise de conscience de la réduction des marges d’erreur de pilotage à une remise des gaz.
Conformément à la présente invention, le module d’affichage 20 est propre à représenter à l’aide d’une symbologie spécifique que l’aéronef 10 sort des limites latérales (i.e. horizontales) du volume d’approche sécurisé. En effet, sur la figure 4, le crochet 40, délimitant le volume horizontal d’approche sécurisée correspondant à l’angle solide 32 de valeur β, a franchi le centre de l’échelle de déviation ce qui informe le pilote de la sortie de l’aéronef 10 du volume horizontal d’approche sécurisée.
Le module d’affichage 20 est alors propre à restituer l’alerte M1 générée par le module de génération 18, par exemple au centre de la représentation synthétique, et optionnellement avec une couleur (e.g. orange) ou une texture spécifique, ici un encart en trait fin.
Sur la figure 5, l’aéronef 10 sort toujours des limites latérales du volume d’approche sécurisé. En effet, sur la figure 5, la position du crochet 40, délimitant le volume horizontal d’approche sécurisée 32, est maintenue par rapport à la figure 4, et son franchissement du centre de l’échelle de déviation informe le pilote de la sortie de l’aéronef 10 du volume horizontal d’approche sécurisée, le module d’affichage 20 selon la présente invention est alors propre à restituer l’alerte de type M2 générée par le module de génération 18 et requérant un deuxième type d’action, par exemple une annulation de l’atterrissage en cours, de la part de l’équipage, par exemple au centre de la représentation synthétique, et optionnellement avec une couleur (e.g. rouge) ou une texture spécifique, ici un encart en trait gras. En effet, à ce stade la hauteur de l’aéronef 10 par rapport au sol, indiquée dans l’espace d’affichage dédié 37 est de 190 pieds, appartient à une deuxième plage de valeurs non nulles associées au deuxième type d’alerte M2.
Un exemple non limitatif de fonctionnement du dispositif électronique de supervision 12 va désormais être expliqué à l’aide de la figure 6 représentant un exemple d’organigramme d’un procédé de supervision selon l’invention.
Selon une étape préalable non représentée, un volume d’approche sécurisée sur la piste d’atterrissage 36 considéré est déterminé, par exemple par le module de vérification 16, par exemple dès que la destination de vol est établie et que la piste d’atterrissage 36 sur laquelle l’aéronef 10 est destiné à atterrir est définie (par saisie manuelle de l’équipage ou par transmission d’un équipement au sol).
Pour ce faire, le module de vérification 16 accède à une base de donnée embarquée à bord de l’aéronef contenant au moins une position d’un point au sol prédéterminé correspondant par exemple à une balise de radionavigation et une position de seuil de piste et de seuil de piste opposé de la piste 36, sur laquelle l’aéronef est destiné à atterrir.
Selon l’exemple de volume d’approche sécurisé illustré par la figure 2, un tel volume d’approche sécurisée comprend deux sous-volumes correspondant à deux angles solides distincts à savoir, d’une part un premier sous-volume vertical correspondant au premier angle solide 30, dont la balise de radionavigation correspondant au radiophare d’alignement de descente 28 (connu sous le nom anglais GLIDE) est l’origine, et présentant un angle en azimuth de 360° et un angle α en élévation égal à une première valeur d’angle prédéterminée et centrée sur un axe théorique de pente d’approche de l’aéronef, et d’autre part un deuxième sous-volume horizontal correspondant au deuxième angle solide 32, dont la balise de radionavigation correspondant au radiophare d’alignement de piste 34 au sol prédéterminé est l’origine, et présentant un angle en élévation de 90° et un angle β en azimuth égal à une seconde valeur d’angle prédéterminée et centrée sur un axe théorique horizontal d’approche.
Pour déterminer un tel sous-volume d’approche verticale sécurisée, le module de vérification 16 est propre à extraire de la base de donnée de l’aéronef 10, par exemple stockée au sein de la mémoire 24, les coordonnées en latitude, en longitude , et l’altitude du radiophare d’alignement de descente 28 (GLIDE) ainsi que l’angle entre la piste 36 considérée et l’axe théorique de pente d’approche de l’aéronef 10, la valeur d’un tel angle étant de 3° généralement.
La définition du sous-volume d’approche verticale sécurisée utilise des constantes additionnelles telles que le rayon terrestre, la sensibilité du radiophare d’alignement de descente en degré par point, et la première valeur d’angle de l’angle d’élévation α.
Par exemple, la première valeur de l’angle d’élévation α est obtenue en considérant une erreur maximale autorisée prédéterminée du système global (connue par l’acronyme anglais TSE pour TotalSystem Error) et par application d’une somme quadratique des valeurs d’erreur angulaires associées de défaillance NSE du radiophare d’alignement de descente 28, et de mauvaise tenue FTE par le pilote de la trajectoire idéale d’approche fournie par ce radiophare d’alignement de descente 28, associée à une telle erreur de système global.
De manière similaire, pour définir un tel sous-volume d’approche horizontale sécurisée, le module de vérification 16 est propre à extraire de la base de donnée de l’aéronef 10, par exemple stockée au sein de la mémoire 24, les coordonnées en latitude, en longitude, et l’altitude en pieds du radiophare d’alignement de piste (LOC) ainsi que les coordonnées en latitude et en longitude du seuil de la piste 36 considérée, et en latitude et en longitude du seuil de piste opposé.
La définition du sous-volume d’approche latérale (i.e. horizontale) sécurisée utilise des constantes additionnelles telles que par exemple une constante représentative de la taille horizontale du sous-volume d’approche latérale (i.e. horizontale) obtenue par exemple à partir d’une erreur prédéterminée TSE de système global et par application d’une somme quadratique des valeurs d’erreur de défaillance NSE du radiophare d’alignement de piste 34, et de mauvaise tenue FTE par le pilote de la trajectoire idéale d’approche fournie par ce radiophare d’alignement de piste 34 associée à une telle erreur prédéterminée de système global.
Autrement dit, selon cet exemple numérique, la première valeur d’angle α prédéterminée et la deuxième valeur d’angle β prédéterminée sont déterminées à partir d’une erreur NSE de système de navigation maximale autorisée et d’une erreur technique de pilotage maximale autorisée FTE pour obtenir une erreur maximale autorisée du système global égale à une valeur prédéterminée.
En complément optionnel, la première valeur d’angle α prédéterminée et la deuxième valeur d’angle β prédéterminée sont déterminées à partir d’une marge prédéterminée d’extension autorisée de volume d’approche sécurisée.
Par ailleurs, la définition préalable du sous-volume d’approche latérale (i.e. horizontale) sécurisée comprend également la détermination de la distance au sol entre le seuil de piste et le radiophare d’alignement de piste 34 (LOC).
De manière similaire au sous-volume 30 d’approche vertical sécurisée, la définition préalable du sous-volume 32 d’approche latérale (i.e. horizontale) sécurisée utilise également des constantes additionnelles telles que, l’écart entre deux points de l’échelle de déviation horizontale, propre à être restituée par le module d’affichage 20 et la longueur associée de l’échelle de déviation, la sensibilité du radiophare d’alignement, la distance et la deuxième valeur d’angle de l’angle en azimuth β.
Une fois la phase d’approche de l’aéronef 10 amorcée vers une piste d’atterrissage 36 considérée, le procédé selon la présente invention est mis en œuvre.
Lors d’une première étape D, le module 14 de détermination détermine la position d’approche de l’aéronef 10 notamment en longitude, en longitude, son altitude (notamment en pieds) obtenue au moyen d’un système de positionnement par satellites et/ou encore une hauteur de l’aéronef par rapport au sol obtenue à partir d’un radioaltimètre embarqué à bord de l’aéronef.
Selon une étape R optionnelle, la première valeur d’angle α prédéterminée et la deuxième valeur d’angle β prédéterminée sont reconfigurées par le module de vérification 16 au cours de la phase d’approche en fonction d’au moins un élément appartenant au groupe comprenant un indice de confiance associé à la précision de la localisation par le module de détermination dudit au moins un premier point au sol prédéterminé et/ou à la précision de la position géographique de l’aéronef déterminée par le module de détermination, ou encore un mode de pilotage.
Puis, selon l’étape V, le module de vérification 16 vérifie que la position géographique de l’aéronef, qui vient d’être déterminée au cours de l’étape D par le module de détermination 14, reste localisée dans le volume d’approche sécurisée précédemment défini, combinant le sous-volume d’approche vertical et sous-volume d’approche latéral (i.e. horizontal).
Pour ce faire, lors de l’étape V, le module de vérification 16 commence par calculer la distance au sol entre l’aéronef 10 et la balise de radionavigation correspondante, selon l’exemple de volume d’approche sécurisée de la figure 2, au radiophare d’alignement de descente 28 (GLIDE).
Puis, toujours au cours de l’étape V, le module de vérification 16 détermine l’angle entre l’aéronef, le radiophare d’alignement de descente 28 (GLIDE) et le sol, et également le cap vrai de l’aéronef au radiophare d’alignement de piste.
Selon une étape A optionnelle, successive à l’étape V, le module d’affichage 20 reçoit du module de vérification 16 : l’angle entre la piste 36 considérée et l’axe théorique de pente d’approche de l’aéronef 10, l’angle entre l’aéronef, le radiophare d’alignement de descente 28 (GLIDE) et le sol, la sensibilité du radiophare d’alignement de descente, le cap vrai de l’aéronef au radiophare d’alignement de piste, le cap vrai de la piste 36 et la sensibilité du radiophare d’alignement de piste, et détermine le centre du sous-volume vertical utilisé notamment pour les affichages des échelles de déviation verticale des figures 3 à 5, et le centre du sous-volume horizontal utilisé notamment pour les affichages des échelles de déviation horizontale des figures 3 à 5.
Selon une étape G optionnelle, successive à l’étape A selon l’exemple de la figure 6, mais propre à être mise en œuvre parallèlement à l’étape A ou encore avant cette étape A et successivement à l’étape V, le module de génération d’alerte 18 reçoit du module de détermination 14 la hauteur de l’aéronef par rapport au sol obtenue à partir d’un radioaltimètre embarqué à bord de l’aéronef 10, et reçoit du module de vérification 16 : l’angle entre la piste 36 considérée et l’axe théorique de pente d’approche de l’aéronef 10, l’angle entre l’aéronef, le radiophare d’alignement de descente 28 (GLIDE) et le sol, une première information représentative de la valeur de l’angle d’élévation α, le cap vrai de l’aéronef au radiophare d’alignement de piste, le cap vrai de la piste 36, et une deuxième information représentative de la valeur de l’angle en azimuth β.
Le module de génération d’alerte 18 génère alors un premier type d’alerte M1 requérant un premier type d’action de la part de l’équipage en cas de sortie de l’aéronef du volume d’approche sécurisée et en cas de présence de la hauteur de l’aéronef par rapport au sol dans une première plage de valeurs non nulles prédéterminée.
Le module de génération d’alerte 18 génère un deuxième type d’alerte M2 requérant un deuxième type d’action de la part de l’équipage (en cas de sortie de l’aéronef du volume d’approche sécurisée et en cas de présence de la hauteur de l’aéronef par rapport au sol dans une deuxième plage de valeurs non nulles prédéterminée.
Selon un aspect particulier, pour chaque type d’alerte M1 ou M2, le module de génération d’alerte 18 est propre à appliquer un hystérésis d’une valeur temporelle prédéterminée et reconfigurable par exemple de 3 secondes.
En parallèle des étapes A et G, une étape F est mise en œuvre selon le procédé de supervision de la présente invention vérifie pour déterminer si oui (OK) ou non (NOK) la phase d’approche est terminée, autrement dit si l’aéronef a atterri ou a interrompu l’atterrissage, dans la négative (NOK) les étapes D à V précitées sont au moins réitérées.
On conçoit alors que la présente invention présente un certain nombre d’avantages.
En effet, l’invention permet une supervision globale de la trajectoire d’approche de l’aéronef en informant en temps réel le pilote de la position de l’aéronef par rapport au volume d’approche sécurisé proposé selon la présente invention. A tout moment de la phase d’approche, le pilote est donc prévenu en cas de sortie d’un tel volume, la cause d’une telle sortie du volume d’approche sécurisée étant associée à une défaillance de l’instrument de radionavigation ILS (une telle défaillance étant connue par l’acronyme anglais NSE pourNavigation System Error) et/ou à une mauvaise tenue de la trajectoire idéale d’approche par le pilote (connue par l’acronyme anglais FTE pourFlight Technical Error), ou encore associée à une erreur de géolocalisation de l’aéronef par le système de positionnement par satellites GNSS. Avantageusement, le pilote est donc informé quelle que soit la raison de sortie.
Une telle supervision globale de la trajectoire d’approche permet en outre un transfert entre les budgets d’erreur de type NSE et FTE. Ainsi, si, par exemple, le pilote tient sa position sur sa trajectoire avec une précision supérieure à celle requise alors la dérive de l’instrument de radionavigation ILS peut être supérieure au budget NSE théorique, et à contrario si la défaillance NSE de l’instrument de radionavigation ILS devient supérieure à une tolérance théoriquement admise alors la marge FTE de mauvaise tenue de la trajectoire idéale d’approche par le pilote est en conséquence réduite.
Le module d’affichage 20 du dispositif électronique selon la présente invention est propre à permettre au pilote de visualiser un tel transfert de budget d’erreur.
Claims (10)
- Dispositif électronique de supervision d’une trajectoire d’approche d’un aéronef, le dispositif comprenant un module de détermination (14) configuré pour déterminer tout au long de la phase d’approche de l’aéronef une position géographique de l’aéronef et caractérisé en ce que le dispositif comprend en outre un module de vérification (16) propre à vérifier tout au long de la phase d’approche de l’aéronef que la position géographique de l’aéronef est localisée dans un volume d’approche sécurisée défini à partir d’au moins un premier point (28) au sol prédéterminé.
- Dispositif électronique de supervision selon la revendication 1, dans lequel ledit au moins un premier point (28) au sol prédéterminé correspond à une localisation d’un radiophare d’alignement de descente ou à une localisation d’un radiophare d’alignement de piste.
- Dispositif électronique de supervision selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le volume d’approche sécurisée correspond, dans un référentiel prédéterminé, à l’intersection de deux angles solides :
- un premier angle solide (30), dont ledit au moins un premier point (28) au sol prédéterminé est l’origine, et présentant un angle en azimuth de 360° et un angle en élévation (α) égal à une première valeur d’angle prédéterminée et centrée sur un axe théorique de pente d’approche de l’aéronef,
- un deuxième angle solide (32), dont un second point (34) au sol prédéterminé est l’origine, et présentant un angle en élévation de 90° et un angle en azimuth (β) égal à une seconde valeur d’angle prédéterminée et centrée sur un axe théorique horizontal d’approche. - Dispositif électronique de supervision selon la revendication 3, dans lequel la première valeur d’angle prédéterminée et la deuxième valeur d’angle prédéterminée sont déterminées à partir d’au moins un élément appartenant au groupe comprenant :
+ une erreur de système de navigation maximale autorisée,
+ une erreur technique de pilotage maximale autorisée,
+ une marge prédéterminée d’extension autorisée de volume d’approche sécurisée. - Dispositif électronique de supervision selon l’une quelconque des revendications 2 à 4, dans lequel la première valeur d’angle prédéterminée et/ou la deuxième valeur d’angle prédéterminée sont reconfigurables au cours de la phase d’approche en fonction d’au moins un élément appartenant au groupe comprenant :
- un indice de confiance associé à la précision de la localisation par le module de détermination dudit au moins un premier point au sol prédéterminé et/ou à la précision de la position géographique de l’aéronef déterminée par le module de détermination,
- un mode de pilotage. - Dispositif électronique de supervision selon l’une quelconque des revendications précédentes comprenant en outre un module de génération (18) d’alerte configuré pour générer, en phase d’approche :
- un premier type d’alerte (M1) en cas de sortie de l’aéronef du volume d’approche sécurisée et de présence d’une hauteur de l’aéronef par rapport au sol dans une première plage de valeurs non nulles prédéterminée, le premier type d’alerte requérant un premier type d’action de la part de l’équipage,
- un deuxième type d’alerte (M2) en cas de sortie de l’aéronef du volume d’approche sécurisée et de présence d’une hauteur de l’aéronef par rapport au sol dans une deuxième plage de valeurs non nulles prédéterminée, le deuxième type d’alerte requérant un deuxième type d’action de la part de l’équipage,
une borne inférieure de la première plage de valeurs non nulles correspondant à une borne supérieure de la deuxième plage de valeurs non nulles. - Dispositif électronique de supervision selon l’une quelconque des revendications précédentes comprenant en outre un module d’affichage (20) propre à représenter la position de l’aéronef par rapport au volume d’approche sécurisée et/ou une erreur de pilotage maximale autorisée.
- Aéronef caractérisé en ce qu’il comprend un dispositif électronique de supervision selon l’une quelconque des revendications 1 à 7.
- Procédé de supervision d’une trajectoire d’approche d’un aéronef, le procédé étant propre à être réitéré tout au long de la phase d’approche de l’aéronef par un dispositif de supervision, le procédé comprenant une étape de détermination (D) d’une position géographique de l’aéronef et comprenant en outre une étape de vérification (V) que la position géographique de l’aéronef est localisée dans un volume d’approche sécurisée défini à partir d’au moins un premier point au sol prédéterminé.
- Produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsque mises en œuvre par un équipement informatique, mettent en œuvre le procédé selon la revendication 9.
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| FR1908393 | 2019-07-24 | ||
| FR1908393A FR3099252B1 (fr) | 2019-07-24 | 2019-07-24 | Dispositif electronique de supervision d'une trajectoire d'approche d'un aeronef, aeronef, procede et produit programme d'ordinateur associes |
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ID=69375399
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Citations (2)
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|---|---|---|---|---|
| US20020116097A1 (en) * | 2000-10-10 | 2002-08-22 | Block Gerald J. | Method and apparatus for reducing false taws warnings and navigating landing approaches |
| FR2896071A1 (fr) * | 2006-01-11 | 2007-07-13 | Airbus France Sas | Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef lors d'une approche autonome. |
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2019
- 2019-07-24 FR FR1908393A patent/FR3099252B1/fr active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20020116097A1 (en) * | 2000-10-10 | 2002-08-22 | Block Gerald J. | Method and apparatus for reducing false taws warnings and navigating landing approaches |
| FR2896071A1 (fr) * | 2006-01-11 | 2007-07-13 | Airbus France Sas | Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef lors d'une approche autonome. |
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| FR3099252B1 (fr) | 2021-11-19 |
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