FR3112014A1 - Procédé et dispositif d’aide au pilotage d’un aéronef se déplaçant au sol. - Google Patents

Abstract

Procédé et dispositif d’aide au pilotage d’un aéronef se déplaçant au sol. Le dispositif comporte une unité de balisage (2) configurée pour générer un point virtuel (TP), dit dynamique, mobile sur une trajectoire virtuelle (TR), dite cible, à partir d’une ou plusieurs données d’une cinématique de l’aéronef (AC). Le dispositif comporte également une unité de contrôle (4) configurée pour générer un ordre à partir dudit point dynamique (TP), permettant d’entraîner l’aéronef (AC) selon ladite trajectoire cible (TR). Figure pour l’abrégé : Fig. 2.

Description

Procédé et dispositif d’aide au pilotage d’un aéronef se déplaçant au sol.

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d’aide au pilotage d’un aéronef se déplaçant au sol. Elle concerne en particulier l’automatisation de mouvements exécutés par un aéronef au cours d’un déplacement au sol.

La présente invention s’applique notamment à un avion, civil ou militaire, de transport de passagers ou de marchandises (fret), ou encore à un drone se déplaçant sur un domaine, notamment un domaine aéroportuaire, tel qu’un aéroport ou un aérodrome.

ETAT DE LA TECHNIQUE

Lors de la phase de déplacement d’un aéronef au sol, le pilote doit suivre un circuit de roulage en contrôlant à la fois les mouvements longitudinal et latéral ainsi que le lacet de l'aéronef, tout en veillant à ne pas sortir de ce circuit de roulage.

De plus, le pilote doit surveiller l'environnement extérieur. En particulier, pour un déplacement de l’aéronef sur un domaine aéroportuaire, le pilote doit notamment surveiller :

- les mouvements des autres véhicules évoluant aux abords du circuit de roulage, en particulier les aéronefs en train de rouler au sol, de décoller ou d'atterrir, les voitures, les camions, ... ; et

- les obstacles présents autour de l'aéronef et susceptibles de causer une collision avec ce dernier, en particulier les bâtiments, les passerelles, les antennes, les panneaux d'indication et de signalisation, et les autres véhicules au sol immobiles ou non (aéronefs, voitures, camions, passerelles mobiles).

Le contrôle des mouvements de l’aéronef se déplaçant au sol passe notamment par une action sur la vitesse et l’accélération dudit aéronef, à l’aide d’organes pilotés manuellement, tels que des manettes et des pédales. Ce contrôle passe également par une action sur le volant et le palonnier, s’agissant de la gestion du lacet et du mouvement latéral de l’aéronef. En particulier, les organes cités permettent de commander des actionneurs de l'aéronef capables d'influencer les mouvements de celui-ci, notamment par l'intermédiaire des moteurs, des freins, de l'orientation de la roue du train d'atterrissage avant et éventuellement de l'orientation des trains arrière, ainsi que par l’intermédiaire de la gouverne de direction de la dérive.

Or, le pilotage manuel de l’aéronef à travers les organes cités ci-dessus mobilise une grande attention du pilote, parfois au détriment de la mission d’observation de l’environnement extérieur. Ce qui peut être fortement préjudiciable notamment en cas de conditions nuisant à la visibilité de l'environnement extérieur, en particulier la nuit ; ou lors de conditions météorologiques défavorables, par exemple, par temps de brouillard, de neige, de pluie, de tempête, etc. Ainsi, l’on assiste parfois à des sorties de l’aéronef du circuit de roulage, ou à des collisions de l’aéronef avec d'autres véhicules ou obstacles, pouvant entraîner des dommages matériels et humains importants.

Par ailleurs, la conduite d'aéronefs de longueur importante peut être difficile à réaliser, notamment dans des virages, en raison de l'empattement important entre les trains avant et arrière. Dans ces conditions, il est, en effet, plus difficile pour le pilote de conduire l'aéronef de sorte à garantir en permanence que l'ensemble des parties en contact avec le sol reste sur le circuit de roulage, ce qui nécessite l'usage d'aides supplémentaires au pilote, par exemple l'emploi de caméras extérieures permettant au pilote de vérifier que les roues du train avant ne sortent pas du circuit de roulage (cas des avions de transport AIRBUS de types A 380 et A350).

Afin de soulager la charge de travail du pilote lors de la phase de déplacement de l’aéronef au sol, il est connu du document FR- 2 924 828 de déterminer automatiquement un circuit de roulage au sol à partir d’informations reçues du contrôle aérien, ainsi qu’une consigne de vitesse de lacet. Toutefois, les progrès permis par le procédé décrit par le document FR- 2 924 828 laissent encore une place importante à des gestes de pilotage manuel lors du déplacement de l’aéronef au sol.

La présente invention a pour objet d’éliminer un certain nombre de gestes manuels exécutés par le pilote lors de la phase de déplacement au sol, et propose à cet effet un procédé d’aide à la conduite d’un aéronef se déplaçant au sol.

Selon l’invention, le procédé comprend :

- une première étape, mise en œuvre par une unité de balisage, permettant de générer un point virtuel, dit dynamique, mobile sur une trajectoire virtuelle, dite cible, à partir d’une ou plusieurs données d’une cinématique de l’aéronef,

- une deuxième étape, mise en œuvre par une unité de contrôle, consistant à générer un ordre à partir dudit point dynamique, permettant d’entrainer l’aéronef selon ladite trajectoire cible.

Ainsi, grâce audit point dynamique, l’aéronef dispose en propre d’une balise de guidage lors d’une phase de déplacement au sol. Autrement dit, l’invention permet de réduire la dépendance de l’aéronef vis-à-vis des repères physiques matérialisés sur le sol. Ceci fiabilise le guidage et limite au minimum les gestes manuels devant effectuer par le pilote. Celui-ci peut alors se concentrer davantage sur la surveillance de l’environnement extérieur de l’aéronef.

Dans le cadre de la présente invention, on peut notamment envisager plusieurs sous-étapes dans chacune des étapes présentées ci-haut, lesdites sous-étapes pouvant être combinées entre elles.

S’agissant de la première étape, elle comprend de façon avantageuse une sous-étape de sélection d’un circuit de roulage (trajet) parmi plusieurs itinéraires possibles sur un domaine aéroportuaire, ledit circuit comprenant la trajectoire cible. En particulier, cette sous-étape de sélection est mise en œuvre à l’aide d’une interface homme-machine communiquant avec l’unité de balisage.

Dans un mode de réalisation préféré, la première étape comprend une sous-étape de génération d’un cercle virtuel, mise en œuvre par une unité de navigation intégrée dans ladite unité de balisage. En particulier, le cercle virtuel présente un centre positionné au niveau d’un point, dit suiveur, attaché à l’aéronef. En outre, le cercle virtuel forme avec la trajectoire cible au moins un point d’intersection correspondant au point dynamique.

Dans ce mode de réalisation préféré, le point suiveur correspond de façon avantageuse à un centre de gravité de l’aéronef.

Par ailleurs, dans ce mode de réalisation préféré, la sous-étape de détermination du cercle virtuel comprend avantageusement une opération de détermination d’un rayon dudit cercle. En particulier, ce rayon dépend d’une vitesse et/ou d’une accélération de l’aéronef. De plus, ce rayon présente préférentiellement une longueur inférieure à une longueur de l’aéronef de sorte que, au niveau d’un virage de la trajectoire cible, une roue de train d’atterrissage avant de l’aéronef se positionne à l’avant du point dynamique.

Cette caractéristique du rayon du cercle virtuel est induite par le choix du centre de gravité de l’aéronef comme point suiveur. Grâce à cette caractéristique, le procédé entraine l’aéronef selon la trajectoire cible de manière progressive.

Dans un deuxième mode de réalisation en complément du mode préférentiel, la première étape comprend une sous-étape de détermination, mise en œuvre par l’unité de navigation, consistant à déterminer un angle de référence, dit azimut, formé par une droite joignant le point dynamique et le point suiveur, et un axe d’un repère local lié audit point dynamique. Ledit azimut est pris en compte dans ledit ordre.

Dans un troisième mode de réalisation en complément du deuxième mode, la première étape comprend une sous-étape permettant de déterminer une erreur d’azimut associée à l’azimut. L’erreur d’azimut est définie par un angle formé entre un axe longitudinal de l’aéronef comprenant le point suiveur, et la droite joignant le point dynamique et ledit point suiveur. En outre, l’erreur d’azimut est prise en compte dans ledit ordre. Ceci permet de rattraper automatiquement un écart latéral et/ou un écart angulaire de l’aéronef par rapport à la trajectoire cible.

En particulier, cette sous-étape est mise en œuvre par une unité de guidage intégrée dans ladite unité de balisage.

Dans un quatrième mode de réalisation en complément du troisième mode, la première étape comprend une sous-étape de consolidation consistant à déterminer une valeur consolidée dudit azimut, par une comparaison entre une première valeur dudit azimut, et une deuxième valeur dudit azimut, ainsi que par la prise en compte d’une validité et d’une covariance desdites première et deuxième valeurs. Ladite valeur consolidée est prise en compte dans ledit ordre. En particulier, la sous-étape de consolidation est mise en œuvre par une unité de consolidation intégrée dans ladite unité de balisage.

S’agissant de la deuxième étape, elle comprend de façon avantageuse une sous-étape de génération d’une première commande de mouvement du train d’atterrissage avant vers la trajectoire cible. Cette première commande est générée à partir dudit ordre et comporte avantageusement une consigne tenant compte de la valeur consolidée de l’azimut.

La deuxième étape comprend également de façon avantageuse une sous-étape de conversion de la première commande en une deuxième commande d’un volant de direction de l’aéronef.

La présente invention concerne également un dispositif d’aide à la conduite d’un aéronef se déplaçant au sol.

Selon l’invention, le dispositif comprend :
- une unité de balisage configurée pour générer un point virtuel, dit dynamique, mobile sur une trajectoire virtuelle, dite cible, à partir d’une ou plusieurs données d’une cinématique de l’aéronef,
- une unité de contrôle configurée pour générer un ordre à partir dudit point dynamique, permettant d’entrainer l’aéronef selon ladite trajectoire cible.

Avantageusement, l’unité de balisage est configurée pour sélectionner un circuit de roulage (trajet) parmi plusieurs itinéraires possibles sur un domaine aéroportuaire, ledit circuit de roulage comprenant ladite trajectoire cible. Pour ce faire, l’unité de balisage est avantageusement reliée à une interface homme-machine.

Selon un mode de réalisation préféré, l’unité de balisage comprend une unité de navigation configurée pour générer un cercle virtuel ayant un centre positionné au niveau d’un point, dit suiveur, attaché à l’aéronef. Ce cercle virtuel forme avec ladite trajectoire cible au moins un point d’intersection correspondant audit point dynamique.

Dans ce mode de réalisation préféré, l’unité de navigation est configurée pour déterminer un rayon du cercle virtuel. En particulier, ce rayon dépend d’une vitesse et/ou d’une accélération de l’aéronef.

Dans un deuxième mode de réalisation en complément du mode précédent, l’unité de navigation est configurée pour déterminer un angle de référence, dit azimut, formé entre une droite joignant le point dynamique et le point suiveur, et un axe d’un repère local lié audit point dynamique. Ledit azimut est destiné à être pris en compte dans ledit ordre.

Dans un troisième mode de réalisation en complément du deuxième mode, l’unité de balisage comprend une unité de guidage configurée pour déterminer une erreur d’azimut associée à l’azimut. Ladite erreur d’azimut est définie par un angle formé entre un axe longitudinal de l’aéronef comprenant le point suiveur, et la droite joignant ledit point suiveur et le point dynamique. Ladite erreur d’azimut est destinée à être prise en compte dans ledit ordre. Ceci permet de rattraper automatiquement un écart latéral et/ou un écart angulaire de l’aéronef par rapport à la trajectoire cible.

Dans un quatrième mode de réalisation en complément des modes précédents, l’unité de balisage comprend une unité de consolidation configurée pour fournir une valeur consolidée dudit azimut, par une comparaison entre une première valeur dudit azimut et une deuxième valeur dudit azimut, ainsi que par la prise en compte d’une validité et d’une covariance desdites première et deuxième valeurs. Ladite valeur consolidée est destinée à être prise en compte dans ledit ordre.

De façon avantageuse, l’unité de contrôle est configurée pour générer, à partir dudit ordre, une première commande de mouvement d’un train d’atterrissage avant dudit aéronef vers la trajectoire cible, et de préférence, conformément à la valeur consolidée dudit azimut.

De façon avantageuse, l’unité de contrôle est configurée pour convertir la première commande en une deuxième commande d’un volant de direction de l’aéronef.

La présente invention concerne, en outre, un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est équipé d’un dispositif tel que celui précité.

BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES

Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.

La figure 1 est le schéma synoptique d’un mode de réalisation particulier d'un dispositif d’aide au pilotage d’un aéronef se déplaçant au sol selon l’invention.

La figure 2 est une vue schématique de côté d’un aéronef suivant une trajectoire virtuelle au sol selon un mode de réalisation du procédé selon l’invention.

La figure 3 montre un tableau de variation d’un rayon d’un cercle virtuel en fonction d’une vitesse longitudinale d’un aéronef.

La figure 4 illustre schématiquement les étapes principales d’un procédé d’aide au pilotage d’un aéronef se déplaçant au sol, mis en œuvre par le dispositif de la figure 1.

DESCRIPTION DÉTAILLÉE

Le dispositif 1 représenté schématiquement sur la figure 1 concerne un dispositif d’aide à la conduite d’un aéronef AC se déplaçant au sol, en particulier roulant au sol.

Le dispositif 1 comprend une unité de balisage 2 configurée pour générer sur le sol une trajectoire virtuelle TR, ainsi qu’un point virtuel TP mobile sur ladite trajectoire virtuelle. En outre, le dispositif 1 comprend également une unité de contrôle 4 configurée pour générer un ordre à partir du point virtuel TP, permettant d’entrainer automatiquement l’aéronef AC selon la trajectoire virtuelle TR.

Par la suite, la trajectoire virtuelle TR sera appelée trajectoire cible. Le point virtuel TP sera appelé point dynamique.

Par ailleurs, par « sol », on entend notamment une portion, par exemple d’un domaine aéroportuaire, recouverte d’un revêtement tel qu’un macadam, et comprenant en particulier comme éléments : des pistes d’atterrissage et de décollage, des voies de circulation ou de relation (taxiways), des raquettes de retournement, des zones d'attente, des aires de manœuvre, et des aires de parking.

L’aéronef peut se mouvoir sur chacun de ces éléments du sol ou entre lesdits éléments en partant d’un point de départ vers un point d’arrivée selon un trajet ou un circuit de roulage.

Aussi, de façon avantageuse, l’unité de balisage 2 est configurée pour sélectionner au préalable un circuit de roulage. Pour ce faire, l’unité de balisage 2 est reliée à une interface homme-machine HMI apte à afficher une cartographie du sol, ou plus généralement une cartographie d’un domaine aéroportuaire AMDB (« Airport Map DataBase », en anglais).

Sur le circuit de roulage ainsi sélectionné, l’unité de balisage 2 génère la trajectoire cible TR ainsi que le point dynamique TP, par exemple, à partir d’une information relative à une vitesse longitudinale et/ou une accélération longitudinale de l’aéronef AC. Pour ce faire, l’unité de balisage 2 comprend une unité de navigation 2A qui communique, notamment, avec des capteurs embarqués sur l’aéronef AC et/ou avec des caméras spécifiques formant un module de vision hybride. En particulier, ledit module est apte à fournir un flux vidéo adapté à un traitement d'algorithmes basé sur la vision.

La trajectoire cible TR est définie par une ligne virtuelle formée à partir d’une suite de points de repère géographiques appartenant au circuit de roulage. Ces points de repère sont espacés les uns des autres selon un intervalle pouvant varier en fonction d’un éventuel rayon de courbure de la trajectoire cible TR. En outre, la trajectoire cible TR est avantageusement formée le long d’une position médiane entre des bords latéraux délimitant le circuit de roulage. De plus, la trajectoire cible TR peut être avantageusement superposée à une ligne de roulage ou ligne de taxi TL marquée au sol, ou définie en absence de tout marquage.

Le point dynamique TP est défini par un point d’intersection formé par deux expressions mathématiques, exprimées dans le même repère et système des cordonnées, l’une décrivant la trajectoire cible TR et l’autre décrivant un cercle virtuel VC lié à l’aéronef.

En particulier, le cercle virtuel VC présente un centre dépendant d’une donnée relative à une cinématique dudit aéronef, à savoir une position de l’aéronef AC. Plus spécifiquement, le centre du cercle virtuel VC coïncide avec un point FP, dit suiveur, attaché à l’aéronef AC. Avantageusement le point suiveur FP correspond à un centre de gravité CG de l’aéronef AC.

En outre, le cercle virtuel VC présente un rayon R dépendant d’au moins une autre donnée relative à la cinématique dudit aéronef. Ce rayon est préférentiellement donné par l’expression suivante :

dans laquelle
- est la vitesse longitudinale de l’aéronef AC ;
- est une variable dépendant de la vitesse longitudinale ; et
- est une variable dépendant de l’accélération longitudinale .

Les variables et sont choisies de sorte à satisfaire les critères de stabilité et de convergence lors d’un calcul du rayon R. En particulier, pour une faible accélération ou en cas d’une phase de freinage de l’aéronef AC, la variable peut prendre une valeur nulle conduisant ainsi à une expression simplifiée du rayon R.

A titre d’illustration, la figure 3 donne sous forme de tableau la variation du rayon R en fonction de la vitesse longitudinale de l’aéronef AC pour une valeur nulle de la variable , et pour un aéronef donné. On remarque que le rayon R augmente avec la vitesse longitudinale suivant une loi non linéaire afin de garantir la stabilité du système de guidage.

Une fois le cercle virtuel VC généré, l’unité de navigation 2A peut vérifier la conformité de celui-ci. Cela revient à déterminer si ledit cercle VC rencontre effectivement la trajectoire cible TR. Dans l’affirmative, le cercle virtuel VC est dit conforme. Dans le cas contraire un nouveau calcul est nécessaire pour parvenir à un cercle virtuel VC conforme.

Il est à noter qu’un cercle virtuel VC conforme peut former avec la trajectoire cible TR plusieurs points d’intersection. Il convient dans ce cas de discriminer entre les points d’intersection afin de déterminer celui qui correspond au point dynamique TP. Le point d’intersection à retenir est celui le plus proche d’une destination de l’aéronef AC en suivant la trajectoire cible TR.

Enfin, à partir d’une droite L joignant le point dynamique TP et le point suiveur FP d’une part, et un axe d’un repère local, dit repère NED (« North, East, Down », en anglais), lié audit point dynamique, d’autre part, l’unité de navigation 2A permet de définir un angle de référence , dit azimut. Ici, l’azimut est défini entre la droite L et l’axe Nord (« North », en anglais) du repère NED.

La droite L forme avec un axe longitudinal LA de l’aéronef AC comprenant le point suiveur FP un angle, dit erreur d’azimut ΔΨ, associé à l’azimut . L’erreur d’azimut ΔΨ correspond à une différence entre une position désirée de l’aéronef AC, donnée par le point dynamique TP le long de la trajectoire cible TR, et une position courante de l’aéronef AC, donnée par le point suiveur FP. Plus spécifiquement, l’erreur d’azimut ΔΨ traduit une combinaison de deux écarts de l’aéronef AC par rapport à la trajectoire cible TR : un écart latéral et un écart angulaire.

En particulier, lorsque le point suiveur FP est situé sur la trajectoire TR, mais l’aéronef AC est orienté différemment, on dit que l’erreur d’azimut ΔΨ comporte uniquement une composante angulaire. A contrario, lorsque le point suiveur FP est décalé, mais l’aéronef AC est parallèle à la trajectoire cible TR, on dit que l’erreur d’azimut ΔΨ comporte uniquement une composante linéaire. Dans ces deux cas, l’erreur d’azimut ΔΨ a une valeur non nulle.

Il est à noter que l’erreur d’azimut ΔΨ est déterminée à l’aide d’une unité de guidage 2B intégrée dans l’unité de balisage 2.

L’azimut et/ou l’erreur d’azimut ΔΨ, éventuellement en combinaison avec d’autres grandeurs, constituent préférentiellement une donnée d’entrée de l’unité de contrôle 4, permettant à ladite unité de contrôle de générer ledit ordre. Celui-ci pourra en particulier prendre la forme d’une première commande à destination d’une roue de train d’atterrissage avant NWS (« NoseWheel Steering » en anglais), puis une deuxième commande à destination d’un volant de direction SHW (« Steering Hand Wheel » en anglais).

Il est à noter que l’unité de contrôle 4 est configurée pour communiquer avec les actionneurs de l’aéronef AC.

Avantageusement, l’unité de balisage 2 comprend en outre une unité de consolidation 2C configurée pour déterminer une valeur consolidée de l’azimut , par une comparaison entre plusieurs mesures indépendantes du même paramètre. Dans le cas minimal de deux mesures disponibles, une première valeur dudit azimut obtenue à l’aide de l’unité de navigation 2A est comparée à une deuxième valeur dudit azimut obtenue à l’aide d’une unité tierce 2A’.

En particulier, l’unité tierce 2A’ peut être intégrée ou non au dispositif 1. Ladite unité tierce 2A’ détermine la deuxième valeur de l’azimut à l’aide de capteurs et/ou algorithmes différents de ceux mis en œuvre par l’unité de navigation 2A pour la détermination de la première valeur de l’azimut .

Dans ce mode de réalisation, l’unité de consolidation 2C communique la valeur consolidée de l’azimut à l’unité de contrôle 4. L’unité de consolidation 2C forme ainsi une interface entre l’unité de navigation/guidage 2A/2B et ladite unité de contrôle 4.

L’aéronef AC peut comporter un dispositif 1 conforme à l’un quelconque des modes de réalisation décrits ci-dessus.

Le dispositif 1, tel que décrit ci-dessus, est apte à mettre en œuvre un procédé PR d’aide à la conduite d’un aéronef AC se déplaçant au sol.

Comme représenté sur la figure 4, ce procédé PR comprend :
- une première étape S1, mise en œuvre par une unité de balisage 2, permettant de générer un point virtuel TP, dit dynamique, mobile sur une trajectoire virtuelle TR, dite cible, à partir d’une ou plusieurs données d’une cinématique de l’aéronef AC ;
- une deuxième étape S4, mise en œuvre par une unité de contrôle 4, consistant à générer un ordre à partir dudit point dynamique TP, permettant d’entrainer l’aéronef AC selon ladite trajectoire cible TR.

La première étape S1 comprend avantageusement une première sous-étape consistant à sélectionner un circuit de roulage au sol parmi plusieurs itinéraires possibles sur un domaine aéroportuaire, ledit circuit comprenant la trajectoire cible TR. En particulier, cette première sous-étape est mise en œuvre par une interface homme-machine HMI («Human Machine Interface», en anglais) communiquant avec l’unité de balisage 2.

Plus spécifiquement, lors de cette première sous-étape, l’interface homme-machine HMI affiche notamment une cartographie du sol, et plus généralement une cartographie du domaine aéroportuaire AMDB (« Airport Map DataBase », en anglais). Ladite interface HMI affiche également une position et une orientation de l’aéronef AC sur le circuit de roulage.

Il est à noter que l’interface homme-machine HMI peut être un module interne ou externe à l’unité de balisage 2.

Selon un mode de réalisation préféré de l’invention, la première étape S1 comprend une deuxième sous-étape, consistant à générer un cercle virtuel VC formant avec la trajectoire cible TR au moins un point d’intersection, ledit point d’intersection correspondant au point dynamique TP. En particulier, cette deuxième sous-étape est mise en œuvre par une unité de navigation 2A intégrée dans l’unité de balisage 2.

En fonctionnement, l’unité de navigation 2A détermine dans un premier temps un point FP, dit suiveur, attaché à l’aéronef AC. Ce point suiveur FP correspond à un centre du cercle virtuel VC. Ensuite, l’unité de navigation 2A détermine un rayon R du cercle virtuel VC. Ce rayon dépend d’une vitesse longitudinale et/ou d’une accélération longitudinale de l’aéronef AC. Enfin, l’unité de navigation 2A génère une expression mathématique associée au cercle virtuel VC et exprimée dans le même repère et système des cordonnées de la trajectoire cible TR.

Une fois le cercle virtuel VC formé, l’unité de navigation 2A vérifie que celui-ci recoupe la trajectoire cible TR. Dans l’affirmative, le cercle virtuel VC obtenu est dit conforme. Dans le cas contraire, l’unité de navigation 2 reprend le calcul du rayon R jusqu’à obtenir un cercle virtuel VC conforme.

La trajectoire cible TR et le cercle virtuel VC peuvent présenter une pluralité de points d’intersection. Aussi, selon un mode de réalisation complémentaire du mode précédent, la première étape S1 comprend une troisième sous-étape consistant à discriminer entre les points d’intersection. Le point d’intersection correspondant au point dynamique TP est celui le plus proche d’une destination de l’aéronef AC, en suivant la trajectoire cible TR.

Selon un autre mode de réalisation de l’invention, la première étape S1 comprend une quatrième sous-étape consistant à déterminer un angle de référence , dit azimut, formé entre une droite L joignant le point dynamique TP et le point suiveur FP, et un axe d’un repère local, dit repère NED (« North, East, Down », en anglais), lié audit point dynamique TP. Plus spécifiquement, l’azimut est formé entre la droite L et l’axe Nord (« North », en anglais) du repère NED. Il est à noter que l’azimut est pris en compte dans ledit ordre.

Par ailleurs, la deuxième étape S4 comprend :
- une première sous-étape consistant à générer, à partir dudit ordre, une première commande visant à déplacer une roue de train d’atterrissage avant NWS (« Nose Wheel Steering », en anglais) de l’aéronef AC selon la trajectoire cible TR ; et/ou
- une deuxième sous-étape consistant à convertir la première commande en une deuxième commande visant un volant de direction SHW (« Steering Hand Wheel », en anglais) de l’aéronef AC.

Au cours de cette deuxième étape S4, l’unité de contrôle 4, à l’origine de la première commande et de la deuxième commande, communique avec des actionneurs de l’aéronef AC afin de rendre effectif le mouvement dudit aéronef AC selon la trajectoire cible TR.

Selon le mode de réalisation préféré de l’invention, le procédé PR comprend une étape intermédiaire S2 consistant à déterminer une erreur d’azimut associée à l’azimut . Cette erreur d’azimut traduit une différence entre une position désirée de l’aéronef AC, donnée par le point dynamique TP le long de la trajectoire cible TR, et une position courante dudit aéronef, donnée par le point suiveur FP. Plus spécifiquement, l’erreur d’azimut traduit un écart latéral et/ou un écart angulaire de l’aéronef AC par rapport à la trajectoire cible TR. L’erreur d’azimut est ainsi définie par un angle formé par la droite L joignant le point dynamique TP et le point suiveur FP, d’une part ; et l’axe longitudinal LA de l’aéronef AC passant par le point suiveur FP, d’autre part. Il est à noter que l’erreur d’azimut est prise en compte dans ledit ordre.

L’étape intermédiaire S2 est mise en œuvre par une unité de guidage 2B intégrée dans l’unité de balisage 2, et peut être considérée comme une sous-étape de la première étape S1.

Toujours selon le mode de réalisation préféré, le procédé PR comprend une deuxième étape intermédiaire S3 consistant à déterminer une valeur consolidée de l’azimut . Cette deuxième étape intermédiaire S3 est mise en œuvre par une unité de consolidation 2C intégrée dans l’unité de balisage 2.

Au cours de cette deuxième étape intermédiaire S3, l’unité de consolidation 2C compare une première valeur de l’azimut , fournie par l’unité de navigation 2A, avec une deuxième valeur dudit azimut, fournie par une unité tierce 2A’. En particulier, l’unité de consolidation 2C tient compte d’une validité et d’une covariance de la première valeur et de la deuxième valeur de l’azimut .

Par unité tierce 2A’, on entend toute unité permettant de déterminer la deuxième valeur de l’azimut au moyen de capteurs et/ou algorithmes différents de ceux mis en œuvre par l’unité de navigation 2A dans la détermination de la première valeur de l’azimut .

Il est à noter que la détermination de la valeur consolidée de l’azimut peut être considérée comme une sous-étape de la première étape S1.

Le procédé PR se déroule de manière itérative tout le long du trajet au sol de l’aéronef AC afin que celui-ci progresse vers sa destination tout en étant au plus proche, voire sur la trajectoire cible TR, notamment en faisant tendre la valeur de l’erreur d’azimut ΔΨ vers 0.

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Claims (15)

1. Procédé d’aide à la conduite d’un aéronef (AC) se déplaçant au sol, caractérisé en ce qu’il comprend :
   - une première étape (S1), mise en œuvre par une unité de balisage (2), permettant de générer un point virtuel (TP), dit dynamique, mobile sur une trajectoire virtuelle (TR), dite cible, à partir d’une ou plusieurs données d’une cinématique de l’aéronef (AC),
   - une deuxième étape (S4), mise en œuvre par une unité de contrôle (4), consistant à générer un ordre à partir dudit point dynamique (TP), permettant d’entrainer l’aéronef (AC) selon ladite trajectoire cible (TR).
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la première étape (S1) comprend une sous-étape de sélection d’un circuit de roulage parmi plusieurs itinéraires disponibles sur un domaine aéroportuaire, ladite sous-étape étant mise en œuvre à l’aide d’une interface homme-machine (HMI) communiquant avec ladite unité de balisage (2), ladite trajectoire cible (TR) étant comprise dans ledit circuit de roulage.
3. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel la première étape (S1) comprend une sous-étape de génération d’un cercle virtuel (VC), mise en œuvre par une unité de navigation (2A) intégrée dans l’unité de balisage (2), ledit cercle (VC) ayant un centre positionné au niveau d’un point (FP), dit suiveur, attaché à l’aéronef (AC), ledit cercle (VC) formant avec la trajectoire cible (TR) au moins un point d’intersection correspondant au point dynamique (TP).
4. Procédé selon la revendication 3, dans lequel la sous-étape de génération du cercle virtuel (VC) comprend une opération de détermination d’un rayon (R) dudit cercle virtuel, ledit rayon dépendant d’une vitesse et/ou d’une accélération dudit aéronef (AC).
5. Procédé selon l’une quelconque des revendications 3 ou 4, dans lequel la première étape (S1) comprend une sous-étape de détermination, mise en œuvre par l’unité de navigation (2A), consistant à déterminer un angle de référence ( , dit azimut, ledit angle étant formé par une droite L joignant le point dynamique TP et le point suiveur FP, et un axe d’un repère local lié audit point dynamique, ledit azimut étant pris en compte dans ledit ordre.
6. Procédé selon la revendication 5, dans lequel la première étape (S1) comprend une sous-étape de détermination d’une erreur d’azimut (Δ ) associée à l’azimut ( ), ladite erreur d’azimut étant définie par un angle formé par la droite L joignant le point dynamique TP et le point suiveur FP, d’une part ; et un axe longitudinal LA de l’aéronef AC passant par ledit point suiveur FP, d’autre part, ladite erreur d’azimut (Δ ) étant prise en compte dans ledit ordre, ladite sous-étape étant mise en œuvre par une unité de guidage (2B) intégrée dans ladite unité de balisage (2).
7. Procédé selon la revendication 6, dans lequel la première étape (S1) comprend une sous-étape de consolidation, mise en œuvre par une unité de consolidation (2C) intégrée dans l’unité de balisage (2), permettant d’obtenir une valeur consolidée de l’azimut ( , par une comparaison entre une première valeur dudit azimut et une deuxième valeur dudit azimut , ainsi que par la prise en compte d’une validité et d’une covariance desdites première et deuxième valeurs, ladite valeur consolidée étant prise en compte dans ledit ordre.
8. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la deuxième étape (S4) comprend une sous-étape de génération, à partir dudit ordre, d’une première commande de mouvement d’un train d’atterrissage avant de l’aéronef (AC) vers la trajectoire cible (TR).
9. Procédé selon la revendication 8, dans lequel la deuxième étape (S4) comprend une sous-étape de conversion de la première commande en une deuxième commande d’un volant de direction de l’aéronef (AC).
10. Dispositif d’aide à la conduite d’un aéronef (AC) se déplaçant au sol, caractérisé en ce qu’il comprend :
    - une unité de balisage (2) configurée pour générer un point virtuel (TP), dit dynamique, mobile sur une trajectoire virtuelle (TR), dite cible, à partir d’une ou plusieurs données d’une cinématique de l’aéronef (AC),
    - une unité de contrôle (4) configurée pour générer un ordre à partir dudit point dynamique (TP), permettant d’entrainer l’aéronef (AC) selon ladite trajectoire cible (TR).
11. Dispositif selon la revendication 10, dans lequel ladite unité de balisage (2) comprend une unité de navigation (2A) configurée pour générer un cercle virtuel (VC) ayant un centre positionné au niveau d’un point (FP), dit suiveur, attaché à l’aéronef (AC), ledit cercle virtuel (VC) formant avec la trajectoire cible (TR) au moins un point d’intersection correspondant au point dynamique (TP).
12. Dispositif selon la revendication 11, dans lequel l’unité de navigation (2A) est configurée pour déterminer un angle de référence , dit azimut, ledit angle étant formé par une droite (L) joignant le point dynamique (TP) et le point suiveur (FP), et un axe d’un repère local lié audit point dynamique, ledit azimut étant destiné à être pris en compte dans ledit ordre.
13. Dispositif selon la revendication 12, dans lequel l’unité de balisage (2) comprend une unité de guidage (2B) configurée pour déterminer une erreur d’azimut (Δ ) associée à l’azimut , ladite erreur d’azimut étant définie par un angle formé par la droite L joignant le point dynamique TP et le point suiveur FP, d’une part ; et un axe longitudinal LA de l’aéronef AC passant par ledit point suiveur FP, d’autre part, ladite erreur d’azimut (Δ ) étant destinée à être prise en compte dans ledit ordre.
14. Dispositif selon la revendication 13, dans lequel l’unité de balisage (2) comprend une unité de consolidation (2C) configurée pour déterminer une valeur consolidée de l’azimut ( , par une comparaison entre une première valeur de l’azimut et une deuxième valeur dudit azimut, ainsi que par la prise en compte d’une validité et d’une covariance desdites première et deuxième valeurs, ladite valeur consolidée étant destinée à être prise en compte dans ledit ordre.
15. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 10 à 14, dans lequel l’unité de contrôle (4) est configurée pour :
    - générer, à partir dudit ordre, une première commande de mouvement d’un train d’atterrissage avant de l’aéronef (AC) vers la trajectoire cible (TR) ;
    - convertir ladite première commande en une deuxième commande d’un volant de direction dudit aéronef (AC).