WO2005109138A1 - Procede de selection, pour un aeronef, d'un point d'acces a une zone de libre evolution laterale - Google Patents

Procede de selection, pour un aeronef, d'un point d'acces a une zone de libre evolution laterale Download PDF

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WO2005109138A1
WO2005109138A1 PCT/EP2005/051312 EP2005051312W WO2005109138A1 WO 2005109138 A1 WO2005109138 A1 WO 2005109138A1 EP 2005051312 W EP2005051312 W EP 2005051312W WO 2005109138 A1 WO2005109138 A1 WO 2005109138A1
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WO
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aircraft
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zones
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PCT/EP2005/051312
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Elias Bitar
Nicolas Marty
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Thales
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    • G—PHYSICS
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    • G08G5/045—Navigation or guidance aids, e.g. determination of anti-collision manoeuvers

Definitions

  • the present invention relates to the joining, by an aircraft, of a safe zone, without constraint of evolution in the horizontal plane. It is particularly interested in the case of aircraft threatened by a risk of collision with the ground or by a risk of entering a prohibited area which cannot be resolved by a purely vertical avoidance maneuver.
  • Aircraft are more and more often equipped with ground proximity warning systems whose role is to prevent aeronautical accidents in which an aircraft which remains maneuverable crashes on the ground, accidents known in the technical literature by the acronym CFIT derived from the Anglo-Saxon expression "Controlled Flight Into Terrain”.
  • CFIT derived from the Anglo-Saxon expression "Controlled Flight Into Terrain”.
  • These ground proximity warnings generate alerts and alarms to draw the attention of the aircraft crew to the need to correct the trajectory of the aircraft but leave, most of the time, on the initiative of the crew, the terrain avoidance trajectories, that is to say the joining of a safe area, without constraint of evolution in the horizontal plane, such as the space above a safety altitude greater than the most high reliefs of the region overflown.
  • ground proximity warning systems There are essentially two generations of ground proximity warning systems, the first known under the name of GPWS (acronym of the English expression: “Ground proximity Warning System”) and the second under the name of TAWS (acronym taken from the Anglo-Saxon expression: “Terrain Awareness Warning System”).
  • GPWS ground proximity warning systems only take into account the flight conditions of the aircraft and only send alarm messages, in the field style, to the crew of an aircraft. , terrain "," Terrain Ahead, pull up ". They pose a problem of sensitivity adjustment, a compromise to be sought between a triggering in time at each real risk of collision with the ground and a minimum of false alarms.
  • TAWS ground proximity warning systems add to the information taken into account by the GPWS, navigation data and overflown relief maps extracted from on-board topographic databases accessible from the aircraft in flight.
  • TAWS ground proximity warning systems a risk of collision with the ground is assimilated to the penetration of the relief into a set of relief trajectories, uphill at maximum slope, plotted from the current position of the aircraft, on a certain angular opening in the azimuth plane around the route of the aircraft because these release trajectories are a compulsory passage, as a last resort, for an aircraft seeking to reach a safety altitude.
  • Certain TAWS ground proximity warning systems such as those described in US patents US 5,442,556 or US 5,892,462, effectively calculate the most representative elements of the clearance paths within range of the aircraft from its current position and can therefore propose an avoidance path when they detect a risk of collision with the ground. But this avoidance trajectory is not necessarily the easiest to implement.
  • TAWS type ground proximity warning systems do not have an explicit avoidance trajectory to offer to the crew because they are content, in order to limit calculation requirements, to roughly determine one or more protection volumes linked to the aircraft, which extend in front of and below the aircraft and are dimensioned so as to contain the majority of the clearance paths within the range of the aircraft, with respect to a possible relief or obstacle on the ground placed on its foreseeable short-term trajectory.
  • the object of the present invention is to satisfy the aforementioned need. It also aims to find an entry point into a free lateral evolution zone, accessible by an optimal avoidance trajectory, in the sense that it requires only a minimum of maneuvers from the aircraft.
  • the minimum cost criterion includes a minimum cost criterion of the initial turning maneuver at the start of a rejoining trajectory leading from the current position of the aircraft to the access point.
  • the minimum cost criterion includes a minimum route change criterion at the start of the access point rejoining trajectory.
  • the minimum cost criterion includes a minimum length criterion for the path of joining the access point.
  • the minimum cost criterion includes a criterion of form of the access point joining trajectory distinguishing between the shortest joining trajectories and the joining trajectories bypassing obstacles.
  • the cost considered by the minimum cost criterion of the initial maneuver is the time necessary for the aircraft to reach a maximum authorized roll angle, on the right for a right turn or on the left for a left turn.
  • the cost considered by the minimum cost criterion of the initial maneuver is the time ⁇ R for the aircraft to pass from its current roll angle R to the maximum authorized roll angle RM on the desired side with a rate maximum roll allowed RRM.
  • the time ⁇ R for the aircraft to pass from its current roll angle R to the maximum authorized roll angle RM on the desired side with a maximum authorized roll rate RRM is estimated at the value:
  • the cost considered by the minimum cost criterion of the initial maneuver is the sum of the passage time ⁇ R, for the aircraft, from its current roll angle R to the maximum authorized roll angle RM on the desired side with a maximum authorized roll rate RRM and roll acceleration and deceleration time ⁇ RR framing the passage time ⁇ R.
  • the cost considered by the minimum cost criterion of the initial maneuver is the sum of the time ⁇ R for the aircraft to pass from its current roll angle R to the maximum authorized roll angle RM on the desired side with a maximum authorized roll rate RRM and time ⁇ RR with constant acceleration and deceleration of roll RAM framing the passage time ⁇ R.
  • the times ⁇ RR at constant acceleration and deceleration of roll RAM are estimated at:
  • the cost considered is zero when the current roll angle R of the aircraft is close to the maximum authorized roll angle RM on the desired side.
  • the cost considered by the minimum cost crier of the initial maneuver is zero when the current roll angle R corresponds to at least 95% of the value of the maximum authorized roll angle RM on the desired side.
  • the space surrounding the current position of the aircraft is divided into three azimuthal angular ranges: a front-right angular range and a front-left angular range of the same angular width opening to the right and to the left of the current route of l aircraft, and a rear angular range oriented in the opposite direction from the current route of the aircraft, the front-right angular range being affected by a cost initial right-turn maneuver, the front-left angular range being assigned an initial left-turn maneuver cost and the rear angular range being affected by the largest initial turn-around maneuver cost to the right and to the left.
  • the method of selecting an access point to a free lateral evolution zone when applied to an aircraft provided with equipment giving information on its current position and course, its current angle, rate and acceleration as well as on the location, in relation to its current position, of contours of reliefs, threatening obstacles on the ground and / or prohibited areas, it includes preparatory steps for the location and delimitation of areas of free lateral evolution in the airspace where the aircraft operates, consisting of:
  • the method of selecting an access point to a free lateral evolution zone when applied to an aircraft provided with equipment giving information on its current position and course, its current angle, rate and acceleration as well as on the location, with respect to its current position, of contours of reliefs, threatening obstacles on the ground and / or prohibited areas, it includes preparatory steps for assessing the situation of the aircraft in its consistent environment at :
  • the method of selecting an access point to a free lateral evolution zone when applied to an aircraft provided with equipment giving information on its current position and course, its current angle, rate and acceleration as well as on the location, relative to its current position, of contours of reliefs, threatening obstacles on the ground and / or prohibited areas, it comprises:
  • criterion of minimum cost of initial turning maneuver leads to several possibilities of choice of selected points of free lateral evolution zone, it is supplemented by a criterion of equality between curvilinear distance and distance at most short, by a criterion of minimum change of route, then by a criterion of minimum length of the rejoining trajectory.
  • lateral safety margins are added on each side of the unauthorized azimuthal sectors and removed from the authorized azimuthal sectors.
  • the front-right, front-left and rear azimuthal angular ranges each cover 120 degrees.
  • the space surrounding the current position of the aircraft is divided, in the azimuth plane, into 32 elementary angular sectors.
  • the different altitude levels of the space in which the aircraft is moving, where areas of free lateral movement are located and delimited are between the current altitude of the aircraft and the maximum altitude of the terrain overflown .
  • the different altitude levels of the space '' in which the aircraft is moving, where are located and delimited zones of free lateral evolution of the altitude level correspond to horizontal sections.
  • the search for an access point to an area of free lateral evolution is done using a topological map of the overflown region provided with a location grid.
  • the location grid is regular in distance and aligned with the meridians and parallels.
  • the location grid is regular in distance and aligned with the heading of the aircraft.
  • the location grid is regular in distance and aligned with the route of the aircraft.
  • the location grid is regular at an angle and aligned with the meridians and parallels.
  • the location grid is regular in angle and aligned with the heading of the aircraft.
  • the location grid is regular in angle and aligned with the route of the aircraft.
  • the location grid is radial, centered on the aircraft and oriented along its heading.
  • the location grid is radial, centered on the aircraft and oriented along its route.
  • FIG. 1 represents an example of a map appearing, on a location grid, the contours of the two areas adjacent to an aircraft and not usable by the latter due to its maneuverability limits,
  • FIG. 2 represents, on the same location grid as FIG. 1, the contours of dangerous and / or prohibited areas for an aircraft,
  • FIG. 3 is a vertical section of the relief along the short-term trajectory planned for an aircraft illustrating the principle of operation of a TAWS type ground proximity warning system
  • - a figure 4 shows a set of three horizontal sections superimposed on the space where an aircraft is moving, usable when searching for areas of free lateral movement
  • FIG. 5 shows the plots of the two holding racetracks used to determine the width necessary for an aircraft to be able to freely engage in lateral maneuvers
  • figure 6 represents, on the same location grid as figures 1 and 2, the contours of free lateral evolution zones found in the presence of dangerous and / or prohibited zones supposed to have for contours, those of dangerous and / or prohibited zones of figure 2,
  • FIGS. 7 and 8 represent diagrams illustrating the main steps of a method for determining a cost of turning maneuver for an aircraft, - a figure 9 represents a route orientation rose showing the distribution of the turning maneuvering costs,
  • FIG. 10 represents, on the same location grid as Figures 1, 2 and 6, the contours, in a mostly horizontal section, of the space where an aircraft is moving, areas that are not passable because they cannot be used, are dangerous or prohibited as well as free lateral evolution zones, and the current position of the aircraft with its en route orientation superimposed on a route orientation rose divided into azimuthal angular ranges of cost of turning maneuver,
  • FIG. 11 illustrates the conformation of a shortest trajectory for an aircraft
  • - a figure 12 illustrates the difference between the concepts of shortest distance and curvilinear distance
  • FIG. 13 analogous to FIG. 10 with the point in question and the joining trajectory which leads to it
  • FIG. 14 similar to FIGS. 10 and 13 with, in addition, representations of unauthorized azimuthal angular sectors, and
  • FIG. 15a and 15b show a diagram illustrating the main steps of a method of selecting optimal access points, free lateral evolution zone.
  • the first part of locating and delimiting zones of free lateral evolution in the airspace where the aircraft is flying consists in listing and delimiting the zones which cannot be walked on:
  • the second part of assessing the situation of the aircraft in its environment consists of:
  • - determine the initial maneuvering costs for right and left turns - divide the space surrounding the current position of the aircraft into three azimuth ranges identified relative to the current route of the aircraft: a front-right range affected by a right turn cost, a front-left range assigned by a left turn cost and a rear range assigned by the largest of the values for the turn cost, and
  • the third part of identifying and selecting an entry point for a zone of free lateral evolution among the most easily accessible consists in seeking a trajectory for joining a zone of free lateral evolution, optimal from the point of view of the criterion. wagering cost when cornering, possibly supplemented by a criterion of ease of maneuver (preferably direct trajectories, without bypassing non-passable zones), by a criterion of minimum change of route and by a criterion of minimum length to be covered
  • This grid can be either:
  • the tiling elements or meshes of the location grid are assigned a lateral constraint flag taking the value 0 if no lateral constraint is present, the tiling element considered belonging to a free evolution zone lateral, and the value 1 if there are constraints limiting the possibilities of lateral evolution, these constraints being able to go so far as to make the paving element considered impassable.
  • FIG. 1 illustrates the step of identifying the unusable zones which are therefore ineligible (flag of lateral constraint at 1) of the airspace where the aircraft is flying as a result of its limited maneuverability. Areas the aircraft cannot fly to as a result of its limited maneuverability is located within the tightest turns, which it is capable of performing on its right and on its left. They depend on the cornering performance of the aircraft which is a function of its speed, course, course, local wind conditions and inertia. Without wind, the zones which cannot be used by the aircraft are contained within two circles attached to the current position of the aircraft, having a common external tangent at this point, oriented along the current course or heading of the aircraft which are then combined and a radius corresponding to the smallest acceptable turning radius at the time. With a crosswind V, the two circles are deformed into cycloid lobes. that meet the system of equations:
  • TAS being the amplitude of the air speed of the aircraft
  • ⁇ r0 ⁇ being the roll angle of the aircraft during the maneuver
  • ⁇ being a factor depending on the initial conditions
  • ⁇ being a coefficient equal to +1 for a right turn and -1 for a left turn
  • Figure 2 shows, on the same location grid as Figure
  • zones 11, 12, 13 which cannot be used for aircraft because they are dangerous because of the risk of collision with reliefs or obstacles on the ground , or prohibited by regulation.
  • These non-passable zones 12, 13, 14 therefore ineligible (flag of lateral constraint at 1) are signaled by on-board equipment of the aircraft.
  • it may be a navigation map display device implementing a method of estimating curvilinear distances for a mobile subject to dynamic travel constraints such as that described in the request.
  • Danger zones when indicated by a navigation map display device implementing a method for estimating curvilinear distances for a mobile subject to dynamic constraints, consist of the zones for which it has not been possible to obtain curvilinear distance estimate, no path walkable leading to them from the current position of the mobile that could not be found, and areas only accessible in a roundabout way, which are indicated by discontinuities in the estimates of curvilinear distances from their points not justified by the relative distances between these points. More details on this subject can be found in the French patent application filed by the plaintiff on March 19, 2004 under the number 04 02870.
  • the danger zones indicated by a TAWS type ground proximity warning system correspond, as shown in FIG. 3, to the intersection 20 with the relief 21 or obstacles on the ground, from the base of a protective envelope 22 linked to the aircraft gathering all of the top terrain avoidance trajectories, considered to be within the range of the aircraft taking into account a reaction time 23 granted to the crew, climb flight performance 24 of the aircraft and a safety margin 25 taken with respect to the altitude values of the terrain overflown.
  • the identification of the non-passable zones makes it possible to exclude them from the space where the aircraft is moving to delimit an area for the search for zones of free lateral evolution.
  • the area of search for free lateral evolution zones is analyzed by horizontal sections made at altitude levels arbitrarily chosen for possible levels of flattening of the aircraft trajectory. These sections are staged between the current altitude of the aircraft and any level.
  • the level of the upper cut is preferably taken equal to that of the altitude of the highest high relief of the region overflown, increased by the safety margin.
  • the spacing of the sections may depend on the current altitude of the aircraft. It can for example be taken equal to 2000 feet for a current altitude of the aircraft greater than 7000 feet and to 1000 feet for a current altitude of the aircraft less than or equal to 7000 feet.
  • the longitudinal profile of the sections is preferably completely straight and horizontal as shown in figure 4
  • the cuts are not necessarily made simultaneously, but can be made as needed. For example, only the first cut, at the level of the current altitude of the aircraft is systematically produced, the immediately superior cut being only in the event of failure to find a zone of free lateral evolution in the first cut and so on.
  • the search domain for zones of free lateral evolution is analyzed by means of three simple level cuts: a first cut L 0 made at the altitude of the current position of the aircraft, a second L2 cut made at the maximum altitude of the overflown relief and a third L1 cut made at an intermediate altitude.
  • the zones of free lateral evolution are those whose points are at lateral distances from the contours of the non-passable zones greater than a minimum margin MLTDTURN sufficient to allow the aircraft to traverse a waiting racetrack on either side of its current trajectory, which guarantees him the possibility of evolving while engaging lateral maneuvers flat.
  • This minimum margin MLTDTURN of lateral distance corresponds to the radius of the circle circumscribed to the two possible trajectories for the holding racetrack increased by a safety margin.
  • the two possible trajectories 40, 41 for the holding racetrack form two lobes tangent to the current trajectory 42 of the aircraft.
  • Each of them has two lengths HLD_L joined by two half-turns of radius HLD_T.
  • the value of the lengths HLD_L is a configuration datum defined in flight time or in distance traveled on the ground.
  • the value of the radius HLD_T of the assumed U-turns made flat, at ground speed GS and at constant rolling angle HLD_B, corresponds to the relation: the ground speed GS being a datum supplied by the equipment of the aircraft, HLD_B a configuration datum calculated as a function of the theoretical performances of the aircraft and g the acceleration of gravity.
  • the lateral distance margin MLTDTURN adopted compared to the contours of non-passable areas takes on the value:
  • HLD_M being an additional safety margin compared to the radius HLD_R of the circle circumscribed to the two possible trajectories of the waiting racetrack.
  • the contours of the non-practicable zones of the value found for the lateral distance margin MLTDTURN- This enlargement can be done by determining the normal at each point of a contour and by moving the point of contour considered, identified by its coordinates on the location grid, towards the outside of the contour, in the direction of the normal and over a distance equal to the value of the margin lateral distance.
  • This enlargement can also be done by means of a distance transform with a chamfer mask used in the same way as in the method for determining the lateral margins of a trajectory relative to the relief, described in the French patent application filed by the plaintiff on 19/12/2003 under n ° 03 15020.
  • Figure 6 illustrates the contours of free lateral evolution zones
  • the phase of assessing the situation of the aircraft in its environment consists of estimating the time or cost of the right or left turn maneuvers.
  • the turning of an aircraft can be broken down into three phases: a first phase of acceleration of the roll, a second phase of rollover and a third phase of deceleration of the roll.
  • a first phase of acceleration of the roll a second phase of rollover
  • a third phase of deceleration of the roll a third phase of deceleration of the roll.
  • RM Roll-angle Max the maximum roll angle used for the maneuver.
  • the phases are symmetrical for a turn in and out of a turn.
  • the roll rate increases from 0 to RRM with a constant RAM acceleration.
  • the roll when rolling, the roll increases with a constant RRM rate up to an RM value.
  • ROLL_ACC (t) ⁇ xRAM and, for the roll rate ROLL_RATE (t) of the aircraft:
  • ROLL_RATE (t) h xRAMxt
  • ROLL _ ANGLE (t) -x ⁇ xRAM xt 2
  • ROLL _ RATE (t x ) ⁇ RM
  • ROLL ANGLEiL -x ⁇ x RRM 1 2 RAM
  • ROLL_ACC (t) ⁇ 0 and, for the roll rate ROLL_RATE (t) of the aircraft:
  • ROLL_RATE (t) ⁇ xRRM
  • ROLL ANGLE (t) ⁇ RRMxt + -x ⁇ x ⁇ + R ⁇ 2 RAM
  • the initial conditions are: for the roll acceleration ROLL_ACC (t) of the aircraft:
  • ROLL_RATE (t 3 ) 0
  • ROLL __ ANGLE (t) - x ⁇ xRAM xt 2 + ⁇ xRRM t + K ROLL _ ⁇ NGLE _ 3 with, at the end, at time t3, the value:
  • ROLL_ ANGLES ⁇ xRM and s _. . . 1 s RRM 2
  • ROLL_ANGLE (t 3 ) h xRM
  • RRM from a roll angle R to a maximum roll angle RM can be assimilated as a first approximation to the sum of a time: k n RM - ⁇ R
  • RAM corresponding to the first and third phases of acceleration and deceleration of the roll.
  • the estimate of the cost of a right or left turn maneuver of the aircraft is based on the assimilation of the sum of times ⁇ R and ⁇ RR of the time required for the aircraft to pass from its current roll angle to the maximum roll angles and turn to the shortest on the right or left.
  • the value adopted for the cost of turning is the time ⁇ R necessary for the aircraft to pass from its current roll angle to the maximum roll angle RM suitable for a shortest turn in the desired direction, performed at the maximum authorized roll rate, with any additional cost consisting of the rollover rate ⁇ RR time when necessary (for example when turning to the shortest right when the aircraft is already engaged in a right turn but being flattened).
  • a threshold effect which consists in canceling the cost as soon as the current roll angle is at least equal to 95% of the final value RM of the desired maximum roll angle, makes it possible to smooth the oscillations in the capture phase the final roll angle.
  • FIGS. 7 and 8 illustrate this method of attributing a cost to the turning operations of the aircraft, FIG. 7 for a right roll and FIG. 8 for a left roll.
  • the cost estimate begins by collecting in 50 the values of the angle R of the current roll and the current roll rate RR from the aircraft instruments and by a test in 51 consisting in comparing the value of the current roll angle R of the aircraft with the value of the final roll angle RM to determine whether the current roll angle R is greater than 95% of l final roll angle.
  • the variables ⁇ RR and ⁇ R are set to zero at 52 and added to output 53 to give a zero cost.
  • the cost estimate continues at 54 by a test on the sign of the current roll rate RR of the aircraft.
  • ⁇ RR is set to zero at 55.
  • the variable ⁇ R is set to 56, at the value:
  • variable ⁇ R is set to 56 with the value:
  • the cost estimate begins by collecting in 60 the values of the angle R of the current roll and the current roll rate RR from the on-board instruments of the aircraft and by a test in 61 consisting in comparing the value of the current roll angle R of the aircraft with the value of the final roll angle RM to determine whether the current roll angle R is less than minus 95 % of the final roll angle.
  • the cost estimate continues in 64 by a test on the sign of the current roll rate RR of the aircraft. If the current roll rate RR is negative, indicating that the roll angle of the aircraft is moving in the direction of the final roll angle RM, there is no additional cost linked to the change in sign of the rate of roll.
  • the variable ⁇ RR is set to zero at 65.
  • the variable ⁇ R is set to 66 at the value:
  • variable ⁇ RR is set to 67 with the value:
  • variable ⁇ R is set to 66 with the value:
  • the enroute orientation rose, at the location of the current position of the aircraft, in three ranges azimuthal angles: a front-right azimuthal angular range 70 and a front-left azimuthal angular range 71 of the same angular width opening to the right and left of the current route of the aircraft, and a rear azimuthal angular range 72 oriented in opposite direction of the current route of the aircraft and the routes belonging to the front-right azimuthal angular range 70 are assigned, of the cost estimated previously for a right-turning maneuver, the routes belonging to the front azimuthal angular range left 71 of the cost previously estimated for a left turn maneuver and the roads belonging to the rear azimuthal angular range 72 of the maximum cost previously estimated for the two man works of cornering to the right and left.
  • FIG. 10 gives the example of a map making a general assessment, of the situation in the same section as in FIGS. 2 and 6, for an aircraft using a northwest passage between the two non-passable zones 13, 14 already identified in FIG. 2.
  • the meshes of the location grid are assigned a flag of lateral constraint to the value 0 when they belong to practicable zones without constraint of lateral evolution, and to the value 1 when they belong to either non-passable or passable areas with lateral evolution constraints.
  • a distinction is made between the contours of the two zones 10, 11 adjoining the current position of the aircraft and which cannot be used due to the limited maneuverability of the aircraft as well as those of the non-practicable zones 12, 13 due to a risk. collision with the ground or administrative prohibitions.
  • the non-passable zones 12, 13, 14 are included in a large passable zone 15 but with lateral evolution constraints (flag of lateral constraint at the value 1), which leaves room at its periphery for zones of free lateral evolution 7 , 8 (flag of lateral constraint at the value 0).
  • lateral evolution constraints (flag of lateral constraint at the value 1), which leaves room at its periphery for zones of free lateral evolution 7 , 8 (flag of lateral constraint at the value 0).
  • the shortest distance map and the curvilinear distance map are produced from topological data drawn from a database such as an on-board terrain elevation database or searchable on board the aircraft, for example, using a distance transform with chamfer mask as described in the French patent application filed by the applicant on September 26, 2003 under n ° 03 11320.
  • Their addition to the situation assessment map results in the addition of the lateral constraint flag of each mesh of the location grid, with a distance value at p read short and with a curvilinear distance value.
  • the shortest trajectory for an aircraft is the shortest path that it can take to reach a target point given its maneuverability. As shown in Figure 11, this shortest trajectory is made up, in the horizontal plane:
  • the shortest trajectory is dependent on the possibilities of ascent and descent of the aircraft as well as the imposed altitudes.
  • Figure 12 shows the difference between the shortest distance and the curvilinear distance of a point 81 from the position current 80 of an aircraft, when a non-passable zone 14 is inserted between the two.
  • the shortest distance is the length of the path 80 not taking into account the non-passable zone 14.
  • the curvilinear distance is the length of the shortest path 86 bypassing the non-passable zone 14.
  • the selection of an optimal trajectory for joining a zone of free lateral evolution localized with respect to the current position of the aircraft on a map in fact amounts, as shown in FIG. 13, to choosing from the meshes of the grid. of location belonging to zones of free lateral evolution (pointer of lateral constraint at the value 0), that T whose rejoining trajectory 87 from the current position of the aircraft, is the most convenient.
  • the assessment of the convenience, for an aircraft, of an access point to an area of free lateral movement is based on a criterion of minimum cost of the initial turning maneuver at the start of the possible joining trajectory. combined with other criteria such as a minimum maneuver criterion during the course of the rejoining trajectory, a minimum route change criterion or a minimum distance traveled criterion.
  • the implementation of a criterion of minimum cost of the initial turning maneuver can be done by tracing in turn the trajectories of joining, from the current position of the aircraft, the different meshes of the location grid of the situation assessment map (FIG. 10) belonging to free evolution zones (lateral constraint pointer at the value 0), to determine the deviations of their initial routes from the current route of the aircraft and therefore the azimuthal ranges front-right CD, front-left CG or rear CR belonging to the roads initials and associated costs.
  • the plots of the joining trajectories which take into account all the zones which cannot be walked around can be obtained, for example by the method of determining a path of minimum length in the presence of obstacle described in the French patent application filed by the plaintiff on November 18, 2003 under the number 03 13494, process which consists in superimposing two distance maps: the usual distance map originating from distance measurements the current position of the aircraft and another distance map having the target point as the origin of distance measurements, adding the distance values obtained for the same mesh of the location grid and choosing for drawing the joining trajectory, a route using meshes affected by a sum of distances having a minimum value.
  • the implementation of a minimum maneuver criterion can be reduced to a minimum route change requirement or extend to a minimum route change and shortest trajectory requirement, the identification of a trajectory at shortest being done by checking the equality between shortest distance and curvilinear distance, the shortest distance can be determined by means of a distance transform taking into account only the non-usable areas due to the limited maneuverability of the 'aircraft or, even more roughly from the differences between the values of the coordinates, in the location grid, the current position of the aircraft and the target point, by simple application of the theorem of Tha ⁇ es.
  • the implementation of a minimum distance traveled criterion can be done from the curvilinear distances associated with the various meshes of the location grid of the situation assessment map (FIG.
  • the angular sectors of the azimuthal ranges front-right CD, front-left are identified.
  • lateral constraint flag at value 0 lateral constraint flag at value 0
  • the unauthorized sectors which intercept dangerous or prohibited zones 13, 14 are hatched.
  • the authorized sectors which are the complementary sectors of the road orientation rose, are shared by the azimuth ranges front-right CD, front-left CG and rear CR.
  • the cost of the initial turning maneuver is minimum for a left turn, so that the first angular sector swept is the part of the authorized angular sector 88 intercepting the front-left azimuthal range CG and that the mesh of the location grid retained as access point to a zone of free lateral evolution is the mesh T of the zone of free lateral evolution 7.
  • FIGS. 15a and 15b show a diagram illustrating the main steps of an algorithm for finding an access point to an area of free lateral evolution by an optimal joining trajectory applying as main selection criterion, a minimum cost for the initial turning maneuver and as auxiliary criteria a minimum change of course and a minimum length of rejoining trajectory.
  • This algorithm does not require the tracing of the joining trajectories of the different meshes tested of the location grid. It uses a cutting of the orientation rose of the roads into angular sectors elementary as shown in Figures 10 and 13. and a division into several superimposed sections, of the space where the aircraft is moving.
  • the elementary angular sectors of the road orientation rose are identified by an increasing numbering from 1 to N on a turn of the dial, for example, clockwise with north as the initial direction.
  • the sections of the space where the aircraft is moving are identified by an increasing numbering L as their distance from their reference altitude level from the current altitude level of the aircraft.
  • the algorithm makes it possible to analyze all the meshes of the grids for locating the different superimposed sections of the space where the aircraft is moving to find those belonging to areas of free lateral evolution (flag of lateral constraint at the value 0) with the lowest initial turn maneuver costs, the smallest course changes and either the shortest distance to the shortest or the shortest curvilinear distance. It proceeds by updating the initial choices of two meshes, one called "shortest Ms mesh" and identified by:
  • ⁇ SECTs a route deviation value ⁇ SECTs equal to the total number N of elementary angular sectors, and the other known as "diverted mesh Me" and identified by:
  • ⁇ SECTc a route deviation value ⁇ SECTc equal to the total number N of elementary angular sectors, by scanning all the meshes of the location grid from a first mesh identified by its coordinates i, j and taking into account the value SECTac the current route of the aircraft. It is structured in several interlaced loops:
  • a second loop for selecting and qualifying a distance variable, selecting from the meshes retained by the first selection loop, those belonging to a contained elementary angular sector, with the two elementary angular sectors which border it, in an authorized sector and affecting to a distance variable, the nature of a shortest distance variable D s or of a curvilinear distance variable D c depending on whether or not there is equality between the shortest distance and the curvilinear distance assigned to the mesh considered, and
  • the first selection loop examines individually, in turn and systematically, all the meshes of the location grid according to any scanning order defined by a procedure of incrementation of the coordinates i, j.
  • This individual examination consists in searching in 91, the cutting levels, moving away from the current altitude of the aircraft (L increasing) where the mesh would have a flag of lateral constraint at the value 0 signifying belonging to an area of free lateral evolution.
  • the result is tested in 92. If the mesh examined does not belong, in any cut, to a zone of free lateral evolution, (flag of lateral constraint at the value 1 whatever the level of cut) the mesh in examination is changed to 93 by incrementing the coordinates i, j.
  • a new test is carried out in 94 to know if all the meshes have been examined. If all the meshes were examined, it is ended in 95 with the execution of the algorithm.
  • the mesh corresponding to the incremented coordinates is examined in turn at 91. If there is a level of cut L in which the mesh examined belongs to a zone of free lateral evolution (flag of lateral constraint to the value 0 for this level of cut), the examination of the mesh is continued in the second selection loop.
  • the examination of the mesh continues in branch a of the third comparison loop specialized in the selection of a point optimal access, by a diverted trajectory, to an area of free lateral evolution. If it results from the comparison in 103 that the curvilinear distance Dc and the distance to the shortest Ds are equal, the examination of the mesh continues in branch b of the third comparison loop specialized in the selection of a point optimal access, by a shortest trajectory, to an area of free lateral evolution.
  • the examination of the mesh continues in branch a of the third comparison loop by calculating in 110 its cost initial maneuver COUTn, which depends on the roll conditions of the aircraft and the angular range CD, CG, CR belonging to the elementary angular sector SECTn of the mesh examined.
  • the calculated cost COUTn is then compared in 111 with the minimum cost COUTCMIN of the deflected mesh Me.
  • the examination of the mesh considered is terminated and the mesh under examination is changed by a return to the step 94 of the first selection loop. If it results from the comparison in 111 that the cost COUTn is less than or equal to the minimum cost COUTCMIN of the diverted mesh Me, the examination of the mesh continues with a comparison in 112 of the value of its route deviation ⁇ SECTn - SECTac ⁇ compared to the route deviation ⁇ SECTc of the deflected mesh Me. If it results from the comparison in 112 that the route deviation
  • the mesh in examination is taken at 114 as new reference of diverted mesh Me. Then the mesh in examination is changed by returning to step 94 of the first loop of 33
  • the examination of the mesh considered is terminated and the mesh under examination is changed by a return to the step 94 of the first selection loop. If it results from the comparison in 111 that the cost COUTn is less than or equal to the minimum cost COUTCMIN of the diverted mesh Me, the examination of the mesh continues with a comparison in 112 of the value of its route deviation ⁇ SECTn - SECTac ⁇ compared to the route deviation ⁇ SECTc of the deflected mesh Me. If it results from the comparison in 112 that the route deviation
  • the mesh in examination is taken at 114 as new reference of diverted mesh Me. Then the mesh in examination is changed by returning to step 94 of the first loop of 34
  • the examination of the mesh continues in branch b of the third comparison loop by a calculation in 120 of its initial maneuvering cost COUTn, which depends on the roll conditions of the aircraft and the angular range CD, CG, CR belonging to the elementary angular sector SECTn of the mesh examined.
  • the calculated cost COUTn is then compared in 121 to the minimum cost COUTSMIN of the shortest mesh Ms. If it results from the comparison in 121 that the cost COUTn is greater than the minimum cost COUTSMIN of the shortest mesh Ms, it is ended the examination of the mesh considered and the mesh in examination is changed by returning to step 94 of the first selection loop.
  • the examination of the mesh continues with a comparison at 122 of the value of its route deviation ⁇ SECTn - SECTac ⁇ with respect to the route deviation ⁇ SECTs from the mesh to the shortest Ms.
  • the examination of the mesh continues with a comparison in 123 of the value of its distance to the shortest Ds compared to the value of the distance to the shortest DSMIN of the mesh to the shortest Ms. If it results from the comparison in 123 that the distance to the shortest Ds compared to the value of the distance to the shortest DSMIN of the mesh to the shortest Ms. If it results from the comparison in 123 that the distance to the shortest Ds compared to the value of the distance to the shortest DSMIN of the mesh to the shortest Ms. If it results from the comparison in 123 that the distance to the shortest
  • the mesh under examination is taken at 114 as the new reference for the mesh at the shortest Ms. Then the mesh under examination is changed by returning to the step 94 of the first selection loop.
  • the previous search algorithm makes it possible to extract two meshes from the localization grid: the mesh with the shortest Ms and the deflected mesh Me.
  • the mesh with the shortest Ms has lost its initialization values. It signals a point in a free lateral evolution zone accessible by a shortest trajectory considered to have the cost of initial turning maneuver, requiring the smallest change of route among the shortest trajectories making it possible to reach the same initial maneuvering cost an area of free lateral evolution and having the shortest length among the shortest trajectories of the same maneuvering cost and change of course.
  • the deflected mesh Me is the same as the shortest mesh Ms because the shortest distance Ds from the latter is also its curvilinear distance.
  • the point proposed to access a free lateral evolution zone can be accompanied by a proposed joining trajectory.
  • the rejoining trajectory is a shortest trajectory having, in the vertical plane, a profile at least horizontal and more likely to climb in order to allow the rejoining of the altitude level of the section in 36
  • the first rectilinear segment 82 due to the inertia of the aircraft during its turning can be estimated from the ground speed of the aircraft and the turning delay ⁇ R + ⁇ RR calculated on the occasion of the estimate of the cost of the initial turning maneuver COUTSMIN-
  • the cycloid arc is defined by the above-mentioned relation (1):
  • YT S and XT S being the coordinates of the access point corresponding to the mesh
  • the joining trajectory thus defined is then proposed to the crew of the aircraft at the same time as the shortest selected mesh Ms.
  • the joining trajectory which is not a shortest trajectory because it bypasses a dangerous or prohibited zone can be traced by the method of determining a trajectory of minimum length in the presence of an obstacle described in the French patent application filed by the applicant on November 18, 2003 under No. 03 13494, a process which consists of superimposing two distance maps: the usual distance map originating from measurements of distance the current position of the aircraft and another distance map having the target point as the origin of the distance measurements, adding the distance values obtained for the same mesh of the location grid and choosing to plot the trajectory of joined, a path using meshes affected by a sum of distances having a minimum value.

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Abstract

Ce procédé facilite la rejointe, par un aéronef, d'une zone sûre, sans contrainte d'évolution dans le plan horizontal, notamment lorsque celui-­ci est menacé par un risque de collision avec le sol ou par un risque de pénétration dans une zone interdite qui ne peut être résolu par une manoeuvre d'évitement purement verticale. Il consiste à sélectionner un point de rejointe d'une zone de libre évolution latérale au moyen d'un critère de coût minimum de la manoeuvre initiale de mise en virage au départ de la trajectoire de rejointe des points d'accès possibles aux zones de libre évolution latérale.

Description

PROCEDE DE SELECTION, POUR UN AERONEF, D'UN POINT D'ACCES A UNE ZONE DE LIBRE EVOLUTION LATERALE
La présente invention est relative à la rejointe, par un aéronef, d'une zone sûre, sans contrainte d'évolution dans le plan horizontal. Elle s'intéresse notamment au cas des aéronefs menacés par un risque de collision avec le sol ou par un risque de pénétration dans une zone interdite qui ne peut être résolu par une manœuvre d'évitement purement verticale.
Les aéronefs sont de plus en plus souvent équipés de systèmes avertisseurs de proximité du sol ayant pour rôle de prévenir les accidents aéronautiques dans lesquels un aéronef resté manœuvrable s'écrase au sol, accidents connus dans la littérature technique sous l'acronyme CFIT tiré de l'expression anglo-saxonne "Controlled Flight Into Terrain". Ces avertisseurs de proximité du sol engendrent des alertes et alarmes pour attirer l'attention de l'équipage de l'aéronef sur la nécessité de corriger la trajectoire de l'aéronef mais laissent, la plupart du temps, à l'initiative de l'équipage, les trajectoires d'évitement du terrain, c'est à dire la rejointe d'une zone sûre, sans contrainte d'évolution dans le plan horizontal, telle que l'espace au- dessus d'une altitude de sécurité supérieure aux plus hauts reliefs de la région survolée.
On connaît essentiellement deux générations de systèmes avertisseurs de proximité du sol, la première connue sous le nom de GPWS (acronyme de l'expression anglo-saxonne : "Ground proximity Warning System") et la deuxième sous le nom de TAWS (acronyme tiré de l'expression l'anglo-saxonne : "Terrain Awareness Warning System").
Les systèmes avertisseurs de proximité du sol GPWS ne prennent en compte que les conditions de vol de l'aéronef et n'émettent, à l'intention de l'équipage d'un aéronef, que des messages d'alarme, du style "terrain, terrain", "Terrain Ahead, pull up". Ils posent un problème d'ajustement de sensibilité, un compromis devant être recherché entre un déclenchement à temps à chaque vrai risque de collision avec le sol et un minimum de fausses alarmes. Les systèmes avertisseurs de proximité du sol TAWS ajoutent aux informations prises en compte par les GPWS, des données de navigation et des cartes du relief survolé extraites de bases de données topographiques embarquées ou accessibles de l'aéronef en vol. Ils remplissent en plus des fonctions GPWS habituelles, une fonction additionnelle d'alerte prédictive de risques de collision avec le relief ou avec des obstacles au sol consistant à alerter l'équipage de l'aéronef lorsque la trajectoire prévisible à court terme de l'aéronef peut rencontrer le sol ou un obstacle au sol et une fonction d'affichage, sur la planche de bord, d'une carte de la région survolée mentionnant les reliefs et obstacles au sol menaçants.
Dans ces systèmes avertisseurs de proximité du sol TAWS, un risque de collision avec le sol est assimilé à la pénétration du relief dans un ensemble de trajectoires de dégagement, en montée à pente maximale, tracées depuis la position courante de l'aéronef, sur une certaine ouverture angulaire dans le plan azimutal autour de la route de l'aéronef car ces trajectoires de dégagement sont un passage obligé, en dernier ressort, pour un aéronef cherchant à atteindre une altitude de sécurité.
Certains systèmes avertisseurs de proximité du sol TAWS, tels que ceux décrits dans les brevets américains US 5,442,556 ou US 5,892,462, calculent effectivement les éléments les plus représentatifs des trajectoires de dégagement à la portée de l'aéronef depuis sa position courante et peuvent de ce fait proposer une trajectoire d'évitement lorsqu'ils détectent un risque de collision avec le sol. Mais cette trajectoire d'évitement n'est pas nécessairement la plus simple à mettre en œuvre.
La plupart des systèmes avertisseurs de proximité du sol de type TAWS n'ont pas de trajectoire d'évitement explicites à proposer à l'équipage car ils se contentent, pour limiter les besoins en calcul, de déterminer grossièrement, un ou plusieurs volumes de protection liés à l'aéronef, qui s'étendent au devant et en dessous de l'aéronef et sont dimensionnés de manière à contenir la majorité des trajectoires de dégagement à la portée de l'aéronef, vis à vis d'un éventuel relief ou obstacle au sol placé sur sa trajectoire prévisible à court terme.
Il y a donc un besoin de méthodes d'élaboration d'une trajectoire d'évitement amenant un aéronef menacé par un risque de collision avec le sol, dans une zone sûre où il peut évoluer librement à plat, le temps d'une reprise en main de la situation. Le même besoin se fait sentir pour un aéronef menacé d'un risque de pénétration dans une zone interdite. Comme une trajectoire d'évitement est principalement définie par le point visé qui doit permettre à l'aéronef d'accéder, dans les meilleures conditions possibles, à une zone de libre évolution latérale, le problème de l'élaboration d'une trajectoire d'évitement se ramène essentiellement à celui de la sélection d'un point d'une zone de libre évolution latérale, facile d'accès pour un aéronef depuis sa position courante.
La présente invention a pour but de satisfaire le besoin précité. Elle a également pour but la recherche d'un point d'entrée dans une zone de libre évolution latérale, accessible par une trajectoire d'évitement optimale, en ce sens qu'elle ne demande qu'un minimum de manœuvres à l'aéronef.
Elle a pour objet un procédé fondé sur un critère de coût minimum, pour la sélection par un aéronef, d'un point d'accès à une zone de libre évolution latérale remarquable en ce que le critère de coût minimum englobe un critère de coût minimum de la manœuvre initiale de mise en virage au départ d'une trajectoire de rejointe menant de la position courante de l'aéronef au point d'accès.
Avantageusement, le critère de coût minimum englobe un critère de changement minimum de route au départ de la trajectoire de rejointe du point d'accès. Avantageusement, le critère de coût minimum englobe un critère de longueur minimale pour la trajectoire de rejointe du point d'accès.
Avantageusement, le critère de coût minimum englobe un critère de forme de la trajectoire de rejointe du point d'accès faisant la distinction entre les trajectoires de rejointe au plus court et les trajectoires de rejointe contournant des obstacles.
Avantageusement, le coût considéré par le critère de coût minimum de la manœuvre initiale est le délai nécessaire pour que l'aéronef atteigne un angle de roulis maximum autorisé, sur la droite pour un virage à droite ou sur la gauche pour un virage à gauche. Avantageusement, le coût considéré par le critère de coût minimum de la manœuvre initiale est le temps ΔR de passage, pour l'aéronef, de son angle de roulis courant R à l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité avec un taux de roulis maximum autorisé RRM. Avantageusement, le temps ΔR de passage, pour l'aéronef, de son angle de roulis courant R à l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité avec un taux de roulis maximum autorisé RRM, est estimé à la valeur :
. „ RM -δR ΔR =
RRM δ valant +1 pour un virage à droite et -1 pour un virage à gauche.
Avantageusement, le coût considéré par le critère de coût minimum de la manœuvre initiale est la somme du temps de passage ΔR, pour l'aéronef, de son angle de roulis courant R à l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité avec un taux de roulis maximum autorisé RRM et de temps ΔRR d'accélération et de décélération de roulis encadrant le temps de passage ΔR.
Avantageusement, le coût considéré par le critère de coût minimum de la manœuvre initiale est la somme du temps ΔR de passage, pour l'aéronef, de son angle de roulis courant R à l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité avec un taux de roulis maximum autorisé RRM et de temps ΔRR à accélération et décélération constantes de roulis RAM encadrant le temps de passage ΔR.
Avantageusement, les temps ΔRR à accélération et décélération constantes de roulis RAM sont estimés à :
1 Λ„ RRM
ARR = 2
RAM
Avantageusement, le coût considéré est nul lorsque l'angle de roulis courant R de l'aéronef est proche de l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité. Avantageusement, le coût considéré par le crière de coût minimum de la manœuvre initiale est nul lorsque l'angle de roulis courant R correspond à au moins 95% de la valeur de l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité.
Avantageusement, l'espace environnant la position courante de l'aéronef est partagé en trois plages angulaires azimutales : une plage angulaire avant-droite et une plage angulaire avant-gauche de même largeur angulaire ouvrant à droite et à gauche de la route courante de l'aéronef, et une plage angulaire arrière orientée en direction opposée de la route courante de l'aéronef, la plage angulaire avant-droite étant affectée d'un coût de manœuvre initiale de mise en virage à droite, la plage angulaire avant- gauche étant affectée d'un coût de manœuvre initiale de mise en virage à gauche et la plage angulaire arrière étant affectée du plus grand des coûts de manœuvre initiale de mise en virage à droite et à gauche. Avantageusement, lorsque le procédé de sélection d'un point d'accès à une zone de libre évolution latérale est appliqué à un aéronef pourvu d'équipements donnant des informations sur sa position et sa route courantes, ses angle, taux et accélération de roulis courant ainsi que sur la localisation, par rapport à sa position courante, de contours de reliefs, d'obstacles au sol menaçants et/ou de zones interdites, il comporte des étapes préparatoires de localisation et de délimitation de zones de libre évolution latérale dans l'espace aérien où évolue l'aéronef consistant à :
- localiser et délimiter des zones accolées à la position courante de l'aéronef, non utilisables en raison des limites de manœuvrabilité de l'aéronef,
- localiser et délimiter les zones dangereuses en raison de risques de collision avec le relief ou des obstacles au sol,
- localiser et délimiter des zones interdites par la réglementation, et
- localiser et délimiter à différents niveaux d'altitude de l'espace aérien où évolue l'aéronef, des zones dites de libre évolution latérale, suffisamment éloignées des zones dangereuses ou interdites pour permettre à l'aéronef d'engager sans risque des manœuvres latérales à plat.
Avantageusement, lorsque le procédé de sélection d'un point d'accès à une zone de libre évolution latérale est appliqué à un aéronef pourvu d'équipements donnant des informations sur sa position et sa route courantes, ses angle, taux et accélération de roulis courant ainsi que sur la localisation, par rapport à sa position courante, de contours de reliefs, d'obstacles au sol menaçants et/ou de zones interdites, il comporte des étapes préparatoires d'évaluation de la situation de l'aéronef dans son environnement consistant à :
- déterminer des coûts de manœuvres initiales de mise en virage à droite et à gauche,
- découper l'espace environnant la position courante de l'aéronef en trois plages azimutales repérées relativement à la route courante de l'aéronef : une plage avant-droite affectée d'un coût de manœuvre de mise en virage à droite, une plage avant-gauche affectée d'un coût de manœuvre de mise en virage à gauche et une plage arrière affectée de la plus grande des valeurs des coûts de manœuvre de mise en virage à droite ou à gauche, et
- estimer les distances curvilignes et les distances au plus court séparant les différents points des zones de libre évolution latérale, de la position courante de l'aéronef en tenant compte d'un profil vertical de vol pour l'aéronef et des zones non praticables à contourner.
Avantageusement, lorsque le procédé de sélection d'un point d'accès à une zone de libre évolution latérale est appliqué à un aéronef pourvu d'équipements donnant des informations sur sa position et sa route courantes, ses angle, taux et accélération de roulis courant ainsi que sur la localisation, par rapport à sa position courante, de contours de reliefs, d'obstacles au sol menaçants et/ou de zones interdites, il comporte :
- des étapes préparatoires de localisation et de délimitation de zones de libre évolution latérale dans l'espace aérien où évolue l'aéronef consistant à : - localiser et délimiter des zones accolées à la position courante de l'aéronef, non utilisables en raison des limites de manœuvrabilité de l'aéronef,
- localiser et délimiter les zones dangereuses en raison de risques de collision avec le relief ou des obstacles au sol, - localiser et délimiter des zones interdites par la réglementation, et
- localiser et délimiter à différents niveaux d'altitude de l'espace aérien où évolue l'aéronef, des zones dites de libre évolution latérale, suffisamment éloignées des zones dangereuses ou interdites pour permettre à l'aéronef d'engager sans risque des manœuvres latérales à plat.
- des étapes préparatoires d'évaluation de la situation de l'aéronef dans son environnement consistant à :
- déterminer des coûts de manœuvres initiales de mise en virage à droite et à gauche, - découper l'espace environnant la position courante de l'aéronef en trois plages angulaires azimutales repérées relativement à la route courante de l'aéronef : une plage avant-droite affectée d'un coût de manœuvre de mise en virage à droite, une plage avant-gauche affectée d'un coût de manœuvre de mise en virage à gauche et une plage arrière affectée de la plus grande des valeurs des coûts de manœuvre de mise en virage à droite ou à gauche, et
- estimer les distances curvilignes et les distances au plus court séparant les différents points des zones de libre évolution latérale de la position courante de l'aéronef en tenant compte d'un profil vertical de vol pour l'aéronef et des zones non praticables à contourner, - des étapes de sélection d'au moins un point d'accès à une zone de libre évolution latérale consistant à : - à partager l'espace environnant la position courante de l'aéronef, en secteurs angulaires azimutaux autorisés et non autorisés, les secteurs angulaires non autorisés étant ceux qui interceptent des zones dangereuses et/ou interdites,
- sélectionner les points des zones de libre évolution latérale situés dans les secteurs angulaires azimutaux autorisés,
- analyser les trajectoires de rejointe des points sélectionnés de zone de libre évolution latérale, et
- choisir comme point de rejointe, l'un des points sélectionnés de zone de libre évolution latérale, dont la route de départ de la trajectoire de rejointe appartient à la plage avant-droite, avant- gauche ou arrière affectée du coût de manœuvre initiale de mise en virage le plus bas possible.
Avantageusement, lorsque l'application du critère de coût minimum de manœuvre initiale de mise en virage conduit à plusieurs possibilités de choix de points sélectionnés de zone de libre évolution latérale, il est complété par un critère d'égalité entre distance curviligne et distance au plus court, par un critère de minimum de changement de route, puis par un critère de minimum de longueur de trajectoire de rejointe. Avantageusement, des marges latérales de sécurité sont ajoutées de chaque côté des secteurs azimutaux non autorisés et retirées des secteurs azimutaux autorisés.
Avantageusement, les plages angulaires azimutales avant-droite, avant-gauche et arrière couvrent chacune 120 degrés.
Avantageusement, l'espace environnant la position courante de l'aéronef est découpé, dans le plan azimutal, en 32 secteurs angulaires élémentaires.
Avantageusement, les différents niveaux d'altitude de l'espace dans lequel évolue l'aéronef, où sont localisées et délimitées des zones de libre évolution latérale, sont compris entre l'altitude courante de l'aéronef et l'altitude maximum du relief survolé.
Avantageusement, les différents niveaux d'altitude de l'espace ' ' dans lequel évolue l'aéronef, où sont localisées et délimitées des zones de libre évolution latérale niveau d'altitude correspondent à des coupes horizontales.
Avantageusement, les coupes du relief survolé sont au nombre de trois, une au niveau de l'altitude courante de l'aéronef, une au niveau de l'altitude maximale du relief survolé et une intermédiaire. Avantageusement, la recherche d'un point d'accès à une zone de libre évolution latérale se fait à l'aide d'une carte topologique de la région survolée pourvue d'une grille de localisation.
Avantageusement, la grille de localisation est régulière en distance et alignée sur les méridiens et parallèles. Avantageusement, la grille de localisation est régulière en distance et alignée sur le cap de l'aéronef.
Avantageusement, la grille de localisation est régulière en distance et alignée sur la route de l'aéronef.
Avantageusement, la grille de localisation est régulière en angulaire et alignée sur les méridiens et parallèles.
Avantageusement, la grille de localisation est régulière en angulaire et alignée sur le cap de l'aéronef.
Avantageusement, la grille de localisation est régulière en angulaire et alignée sur la route de l'aéronef. Avantageusement, la grille de localisation est radiale, centrée sur l'aéronef et orientée selon son cap.
Avantageusement, la grille de localisation est radiale, centrée sur l'aéronef et orientée selon sa route.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description ci-après d'un mode de mise en oeuvre donné à titre d'exemple. Cette description sera faite en regard du dessin dans lequel :
- une figure 1 , représente un exemple de carte figurant, sur une grille de localisation, les contours des deux zones accolées à un aéronef et non utilisables par ce dernier en raison de ses limites de manœuvrabilité,
- une figure 2 représente, sur la même grille de localisation que la figure 1 , les contours de zones dangereuses et/ou interdites pour un aéronef,
- une figure 3 est une coupe verticale du relief le long de la trajectoire prévue à court terme pour un aéronef illustrant le principe de fonctionnement d'un avertisseur de proximité du sol de type TAWS, - une figure 4 montre un jeu de trois coupes horizontales superposées de l'espace où évolue un aéronef, utilisable lors d'une recherche de zones de libre évolution latérale,
- une figure 5 montre les tracés des deux hippodromes d'attente utilisés pour déterminer la largeur nécessaire à un aéronef pour pouvoir engager librement des manœuvres latérales,
- une figure 6 représente, sur la même grille de localisation que les figures 1 et 2, les contours de zones de libre évolution latérale trouvées en présence de zones dangereuses et/ou interdites supposées avoir pour contours, ceux des zones dangereuses et/ou interdites de la figure 2,
- des figures 7 et 8 représentent des diagrammes illustrant les principales étapes d'une méthode de détermination d'un coût de manœuvre de mise en virage pour un aéronef, - une figure 9 représente une rose d'orientation des routes montrant la distribution des coûts de manœuvre de mise en virage,
- une figure 10 représente, sur la même grille de localisation que les figures 1 , 2 et 6, les contours, dans une coupe majoritairement horizontale, de l'espace où évolue un aéronef, des zones non praticables car non utilisables, dangereuses ou interdites ainsi que de zones de libre évolution latérale, et la position courante de l'aéronef avec son orientation en route en surimpression sur une rose d'orientation des routes divisée en plages angulaires azimutales de coût de manœuvre de mise en virage,
- une figure 11 illustre la conformation d'une trajectoire au plus court pour un aéronef, - une figure 12 illustre la différence entre les notions de distance au plus court et distance curviligne,
- une figure 13 analogue à la figure 10 avec en outre le point visé et la trajectoire de rejointe qui y mène,
- une figure 14 analogue aux figures 10 et 13 avec en outre les représentations de secteurs angulaires azimutaux non autorisés, et
- des figures 15a et 15b représentent un diagramme illustrant les principales étapes d'une méthode de sélection de points d'accès optimaux, de zone de libre évolution latérale.
Il va être décrit ci-après, une méthode de recherche de zones de libre évolution latérale dans l'espace aérien où évolue l'aéronef et de sélection dans une zone de libre évolution latérale repérée, de points d'entrée optimaux du point de vue de la trajectoire de rejointe. Pour faciliter la compréhension, la description de cette méthode sera structurée, en trois parties principales : une première partie de localisation et de délimitation de zones de libre évolution latérale dans l'espace aérien où évolue l'aéronef, une deuxième partie d'évaluation de la situation de l'aéronef dans son environnement et une troisième partie d'identification et de sélection de points d'entrée de zone de libre évolution latérale les plus facilement accessibles depuis la position courante de l'aéronef. Il va de soi que cela n'implique pas que l'ordre des opérations adopté pour la description soit rigoureusement respecté dans une mise en œuvre réelle.
La première partie de localisation et de délimitation de zones de libre évolution latérale dans l'espace aérien où évolue l'aéronef consiste à répertorier et délimiter les zones non praticables :
- zones non utilisables en raison des limites de manœuvrabilité de l'aéronef,
- zones dangereuses en raison de risques de collision avec le relief ou des obstacles au sol, et/ou
- zones interdites par la réglementation, et en déduire, à différents niveaux d'altitude de l'espace aérien où évolue l'aéronef, les localisations d'emplacements suffisamment éloignés de ces zones non praticables pour permettre à l'aéronef d'engager sans risque des manœuvres latérales à plat.
La deuxième partie d'évaluation de la situation de l'aéronef dans son environnement consiste à :
- déterminer des coûts de manœuvres initiales de mise en virage à droite et à gauche, - découper l'espace environnant la position courante de l'aéronef en trois plages azimutales repérées relativement à la route courante de l'aéronef : une plage avant-droite affectée d'un coût de mise en virage à droite, une plage avant-gauche affectée d'un coût de mise en virage à gauche et une plage arrière affectée de la plus grande des valeurs des coûts de mise en virage, et
- estimer les distances curvilignes et les distances au plus court séparant les différents points des zones de libre évolution latérale repérées, de la position courante de l'aéronef en tenant compte d'un profil vertical de vol pour l'aéronef et des zones non praticables à contourner.
La troisième partie d'identification et de sélection d'un point d'entrée de zone de libre évolution latérale parmi les plus facilement accessibles consiste à rechercher une trajectoire de rejointe d'une zone de libre évolution latérale, optimale du point de vue du critère de coût de mise en virage, complété éventuellement par un critère de facilité manœuvre (préférence des trajectoires directes, sans contoumement de zones non praticables), par un critère de minimum de changement de route et par un critère de minimum de longueur à parcourir
La localisation et la délimitation des diverses zones de l'espace aérien où évolue l'aéronef se font au moyen d'une grille de localisation plaquée sur la région survolée. Cette grille peut être soit :
- une grille régulière en distance, alignée sur les méridiens et parallèles,
- une grille régulière en distance alignée sur le cap de l'aéronef,
- une grille régulière en distance alignée sur la route de l'aéronef,
- une grille régulière en angulaire, alignée sur les méridiens et parallèles, - une grille régulière en angulaire alignée sur le cap de l'aéronef,
- une grille régulière en angulaire alignée sur la route de l'aéronef.
- une représentation polaire (radiale) centrée sur l'aéronef et son cap,
- une représentation polaire (radiale) centrée sur l'aéronef et sa route.
Dans la suite de la description, on utilise une grille de localisation régulière en distance, alignée sur les méridiens et parallèles, et définie par ses coins nord-ouest (NOLAT et NO[_oN)et sud-est (SELAT SE LON), avec pour résolution angulaire, RESLAT sur l'axe des latitudes et RESLON sur l'axe des longitudes.
Dans les figures, les éléments de pavage ou mailles de la grille de localisation sont affectés d'un drapeau de contrainte latérale prenant la valeur 0 si aucune contrainte latérale n'est présente, l'élément de pavage considéré appartenant à une zone de libre évolution latérale, et la valeur 1 s'il y a des contraintes limitant les possibilités d'évolution latérale, ces contraintes pouvant aller jusqu'à rendre infranchissable l'élément de pavage considéré.
La figure 1 illustre l'étape d'identification des zones non utilisables donc non éligibles (drapeau de contrainte latérale à 1 ) de l'espace aérien où évolue l'aéronef par suite de sa manœuvrabilité limitée. Les zones dans lesquelles l'aéronef ne peut se rendre par suite de sa manœuvrabilité limitée se situent à l'intérieur des virages les plus serrés, qu'il est capable d'effectuer sur sa droite et sur sa gauche. Elles dépendent des performances en virage de l'aéronef qui sont fonction de sa vitesse, de son cap, de sa route, des conditions locales de vent et de son inertie. Sans vent, les zones non utilisables par l'aéronef sont contenues à l'intérieur de deux cercles accolés à la position courante de l'aéronef, ayant une tangente extérieure commune en ce point, orientée selon la route ou le cap courant de l'aéronef qui sont alors confondus et un rayon correspondant au plus petit rayon de virage acceptable sur le moment. Avec un vent de travers V, les deux cercles se déforment en lobes de cycloïde. qui répondent au système d'équations :
fWSx .t - δ .i?.cos(wt + γ ) + Cx "
Figure imgf000015_0001
WSY .t + R. sin(wt + γ ) + Cy (D x et y étant les coordonnées abscisse et ordonnée d'un point dans le repère géographique de la grille de localisation,
(wsx \ étant le vecteur vent exprimé dans le repère géographique de la grille
Figure imgf000015_0002
de localisation, avec
TAS2
R ≈ g- tm ψroll
TAS g. tanφro„ w =
R TAS
TAS étant l'amplitude de la vitesse air de l'aéronef, φr0ιι étant l'angle de roulis de l'aéronef pendant la manœuvre, γ étant un facteur dépendant des conditions initiales, δ étant un coefficient égal à +1 pour un virage à droite et -1 pour un virage à gauche, et avec
Cx = Long + δ .R. cos(γ )
Cγ =Lat -R.s (y) γ g = δ Ηeading + Ar.IT long étant la longitude de la position instantanée de l'aéronef, lat étant la latitude de la position instantanée de l'aéronef, et heading étant le cap de l'aéronef. Les contours des zones non utilisables 10, 11 situées immédiatement à droite et à gauche de la position courante de l'aéronef peuvent être approchés par les premières parties des deux premiers lobes de cycloïde allant de la position courante de l'aéronef, jusqu'aux positions de changement de route de 180° et par des segments de droite joignant les positions de changement de route de 180° à la position courante de l'aéronef. Pour davantage de détails sur les formes attribuables à ces zones non utilisables, on peut se reporter à la demande de brevet français déposée par la demanderesse le 5 mars 2004 sous le n° 04 02347.
La figure 2 montre, sur la même grille de localisation que la figure
1 et au niveau d'une coupe de l'espace aérien où évolue l'aéronef, les contours de zones 11, 12, 13 non praticables pour l'aéronefs car dangereuses en raison de risque de collision avec des reliefs ou des obstacles au sol, ou interdites par la réglementation. Ces zones non praticables 12, 13, 14 donc non eligibles (drapeau de contrainte latérale à 1) sont signalées par un équipement embarqué de l'aéronef. Pour le signalement des zones dangereuse, il peut s'agir d'un dispositif d'affichage de carte de navigation mettant en œuvre un procédé d'estimation de distances curvilignes pour un mobile soumis à des contraintes dynamiques de parcours comme celui décrit dans la demande de brevet français déposée par la demanderesse le 26 septembre 2003 sous le n° 03 11320 ou encore, d'un système d'avertissement de proximité du sol de type TAWS (acronyme tiré de l'expression anglo-saxonne :"Terrain Awareness Warning System"). Pour les zones interdites, il peut s'agir d'une base de données topographiques embarquée ou consultable depuis le bord.
Les zones dangereuses, lorsqu'elles sont signalées par un dispositif d'affichage de carte de navigation mettant en œuvre un procédé d'estimation de distances curvilignes pour un mobile soumis à des contraintes dynamiques, sont constituées des zones pour lesquelles il n'a pas été possible d'obtenir d'estimation de distance curviligne, aucun chemin praticable menant jusqu'à elles depuis la position courante du mobile n'ayant pu être trouvé, et des zones uniquement accessibles de manière détournée, qui se signalent par des discontinuités dans les estimations de distances curvilignes de leurs points non justifiées par les distances relatives entre ces points. Davantage de détails sur ce sujet peuvent être trouvés dans la demande de brevet français déposée par la demanderesse le 19 mars 2004 sous le n°04 02870.
Les zones dangereuses signalées par un système avertisseur de proximité du sol de type TAWS correspondent, comme montré à la figure 3, à l'intersection 20 avec le relief 21 ou des obstacles au sol, de la base d'une enveloppe de protection 22 liée à l'aéronef rassemblant l'ensemble des trajectoires d'évitement du relief par le haut, considérées comme étant à la portée de l'aéronef compte tenu d'un délai de réaction 23 accordé à l'équipage, des performances de vol en montée 24 de l'aéronef et d'une marge de sécurité 25 prise vis à vis des valeurs d'altitude du relief survolé.
Le repérage des zones non praticables permet de les exclure de l'espace où évolue l'aéronef pour délimiter un domaine pour la recherche des zones de libre évolution latérale.
Une fois délimité, le domaine de recherche des zones de libre évolution latérale est analysé par des coupes horizontales pratiquées à des niveaux d'altitude choisis arbitrairement pour de possibles paliers de remise à plat de la trajectoire de l'aéronef. Ces coupes s'étagent entre l'altitude courante de l'aéronef et un niveau quelconque. Lorsque l'altitude courante de l'aéronef est inférieure à l'altitude du plus haut relief de la région survolée, augmentée d'une marge de sécurité, le niveau de la coupe supérieure est préférablement pris égal à celui de l'altitude du plus haut relief de la région survolée, augmentée de la marge de sécurité.
L'écartement des coupes peut dépendre de l'altitude courante de l'aéronef. Il peut par exemple être pris égal à 2000 pieds pour une altitude courante de l'aéronef supérieure à 7000 pieds et à 1000 pieds pour une altitude courante de l'aéronef inférieure ou égale à 7000 pieds. Le profil longitudinal des coupes est de préférence, complètement rectiligne et horizontal comme montré à la figure 4
La zone de libre évolution latérale trouvée sera d'autant meilleure, du point de vue de l'accessibilité et de la proximité qu'il y aura de niveaux de coupes, mais il y a une contrepartie qui est l'accroissement du temps de recherche.
Les coupes ne sont pas nécessairement élaborées simultanément, mais peuvent être élaborées au fur et à mesure des besoins. Par exemple, seule la première coupe, au niveau de l'altitude courante de l'aéronef est systématiquement élaborée, la coupe immédiatement supérieure ne l'étant qu'en cas d'insuccès de la recherche d'une zone de libre évolution latérale dans la première coupe et ainsi de suite.
Dans l'exemple de la figure 4, le domaine de recherche des zones de libre évolution latérale est analysé au moyen de trois simple coupes de niveaux : une première coupe L0 faite à l'altitude de la position courante de l'aéronef, une deuxième coupe L2 faite à l'altitude maximale du relief survolé et une troisième coupe L1 faite à une altitude intermédiaire.
Les zones de libre évolution latérale sont celles dont les points sont à des distances latérales des contours des zones non praticables supérieures à une marge minimale MLTDTURN suffisantes pour permettre à l'aéronef de parcourir un hippodrome d'attente de part et d'autre de sa trajectoire courante, ce qui lui garantit la possibilité d'évoluer tout en engageant des manœuvres latérales à plat.
Cette marge minimale MLTDTURN de distance latérale correspond au rayon du cercle circonscrit aux deux trajectoires possibles pour l'hippodrome d'attente augmenté d'une marge de sécurité.
Comme montré à la figure 5, les deux trajectoires 40, 41 possibles pour l'hippodrome d'attente forment deux lobes tangents à la trajectoire actuelle 42 de l'aéronef. Chacune d'elles comporte deux longueurs HLD_L réunies par deux demi-tours de rayon HLD_T.
La valeur des longueurs HLD_L est une donnée de configuration définie en temps de vol ou en distance parcourue au sol. La valeur du rayon HLD_T des demi-tours supposés effectués à plat, à vitesse sol GS et à angle de roulis HLD_B constant, répond à la relation :
Figure imgf000019_0001
la vitesse sol GS étant une donnée fournie par les équipements de l'aéronef, HLD_B une donnée de configuration calculée en fonction des performances théoriques de l'aéronef et g l'accélération de la pesanteur.
La valeur du rayon HLD_R du cercle 43 circonscrit aux deux trajectoires possibles 40, 41 pour l'hippodrome d'attente, répond à la relation :
Figure imgf000019_0002
En final, la marge de distance latérale MLTDTURN adoptée par rapport aux contours des zones non praticables prend la valeur :
MLΥO "τΓUrrKoκN
Figure imgf000019_0003
HLD_M étant une marge de sécurité supplémentaire par rapport au rayon HLD_R du cercle circonscrit aux deux trajectoires possibles de l'hippodrome d'attente.
Pour obtenir les zones de libre évolution latérale, on agrandit, dans les différentes coupes pratiquées dans le domaine de recherche, les contours des zones non praticables de la valeur trouvée pour la marge de distance latérale MLTDTURN- Cet agrandissement peut se faire en déterminant la normale en chaque point d'un contour et en déplaçant le point de contour considéré, repéré par ses coordonnées sur la grille de localisation, vers l'extérieur du contour, dans la direction de la normale et sur une distance égale à la valeur de la marge de distance latérale. Cet agrandissement peut également se faire au moyen d'une transformée de distance à masque de chanfrein utilisée de la même manière que dans le procédé de détermination des marges latérales d'une trajectoire par rapport au relief, décrit dans la demande de brevet français déposée par la demanderesse le 19/12/2003 sous le n° 03 15020.
La figure 6 illustre les contours de zones de libre évolution latérale
7, 8 donc eligibles (drapeau de contrainte latérale à la valeur 0) trouvées, après application de la marge de distance latérale MLTDTURN aux contours des zones non praticables montrées à la figure 2.
La détermination des contours des zones de libre évolution latérale dans la coupe en analyse ou dans l'ensemble des coupes de l'espace aérien où évolue l'aéronef termine la phase d'évaluation de l'environnement de l'aéronef.
La phase d'évaluation de la situation de l'aéronef dans son environnement consiste à estimer les délais ou coûts des manœuvres de mise en virage à droite ou à gauche.
La mise en virage d'un aéronef peut se décomposer en trois phases : une première phase d'accélération du roulis, une deuxième phase de mise en roulis et une troisième phase de décélération du roulis. Pour l'étude de leurs durées respectives, on utilise les notations suivantes :
R l'angle de roulis de l'aéronef,
RR le taux de roulis de l'aéronef,
RA l'accélération de roulis de l'aéronef,
RM Roll-angle Max, l'angle de roulis maximal utilisé pour la manœuvre.
- RRM : Roll-Rate Max, le taux de roulis maximal utilisé pour la manœuvre,
- RAM : Roll-Acceleration Max, l'accélération de roulis maximale utilisée,
- t1 : la durée nécessaire pour la phase 1 ,
- t2 : la durée nécessaire pour la phase 2,
- t3 : la durée nécessaire pour la phase 3, — lpour un virage à gauche δ =
+ 1 pour un virage à droite
On admet en outre que :
- les phases sont symétriques pour une mise en virage et une sortie de virage.
- la référence de temps est remise à zéro pour chaque phase décrite.
- lors de l'accélération du roulis, le taux de roulis augmente de 0 à RRM avec une accélération constante RAM.
- lors de la mise en roulis, le roulis augmente avec un taux constant RRM jusqu'à une valeur RM.
- lors de la décélération du roulis, le taux de roulis décroît jusqu'à 0 avec une décélération constante RAM.
Sous ces hypothèses, dans la première phase d'accélération du roulis, les conditions initiales sont, pour l'accélération de roulis ROLL_ACC(t) de l'aéronef :
ROLL_ACC(t) = δ xRAM et, pour le taux de roulis ROLL_RATE(t) de l'aéronef :
ROLL_RATE(t) = h xRAMxt avec
ROLL_RATE Q) = 0
En supposant que l'angle de roulis ROLL_ANGLE(t) de l'aéronef parte d'une valeur nulle : ROLL _ ANGLE(0) = 0 il prend au cours du temps la valeur :
ROLL _ ANGLE (t) = -xδ xRAM xt2
La fin de cette première phase d'accélération du roulis est atteinte après une durée ti telle que :
ROLL _ RATE(tx ) = δRM
Cette durée ti vaut donc :
RRM =
1 RAM et l'angle de roulis augmente, en fin de cette première phase, de la valeur :
ROLL ANGLEiL ) = -xδ x RRM 1 2 RAM Dans la deuxième phase de mise en roulis, les conditions initiales sont : pour l'accélération de roulis ROLL_ACC(t) de l'aéronef :
ROLL_ACC(t) ≈ 0 et, pour le taux de roulis ROLL_RATE(t) de l'aéronef :
ROLL_RATE(t) = δ xRRM
avec un angle de roulis initial ROLL_ANGLE(0) égal à :
ROLL ANGLE( ) +R
Figure imgf000022_0001
qui prend au cours du temps la valeur :
ROLL ANGLE(t) = δ RRMxt + -xδ x^^ + R ~ 2 RAM La fin de cette deuxième phase de mise en roulis est atteinte, par symétrie avec la première phase (la troisième phase de décélération étant supposée avoir une durée égale à la première phase d'accélération), après une durée t telle que :
ROLL _ ANGLE(t2 ) = δ
Figure imgf000022_0002
La valeur finale est obtenue par symétrie avec la première phase de sorte que l'on a :
= RM -δR
2 ~ RRM et l'angle de roulis en fin de cette deuxième phase atteint la valeur : ROLL_ ANGLE(t2) = δ R "M"
Figure imgf000022_0003
Dans la troisième phase de décélération du roulis, les conditions initiales sont : pour l'accélération de roulis ROLL_ACC(t) de l'aéronef :
ROLL_ACC(t) = -δ xRAM et, pour le taux de roulis ROLL_RATE(t) de l'aéronef : ROLL_RATE(t) = -δ xRAMxt + o xRRM avec
ROLL_RATE(t3) = 0
L'angle de roulis ROLL_ANGLE(t) pendant cette troisième phase vaut :
ROLL __ ANGLE (t) = — xδ xRAM xt2 +δ xRRM t + KROLL_ÂNGLE_3 avec, en final, au temps t3, la valeur :
ROLL_ ANGLES ) = δ xRM et s _. . . 1 s RRM2
&ROLL ANGLE 3 = δ XR — Xδ X-
2 RAM
La fin de cette troisième phase de décélération de roulis est atteinte après une durée t3 telle que :
RRM 3 RAM avec un angle final de roulis :
ROLL_ANGLE(t3) = h xRM En résumé, le délai de passage, avec un taux maximum de roulis
RRM, d'un angle de roulis R à un angle maximal de roulis RM peut être assimilé en première approximation à la somme d'un temps : k n RM -δR
Δβ =
RRM correspondant à la durée t2 de la deuxième phase pendant laquelle la variation d'angle de roulis se fait à la vitesse maximale autorisée RRM et d'un temps :
Λ n„ „ RRM
ARR = 2x
RAM correspondant aux première et troisième phases d'accélération et de décélération du roulis.
L'estimation du coût d'une manœuvre de mise en virage à droite ou à gauche de l'aéronef est basée sur l'assimilation à la somme des temps ΔR et ΔRR du délai nécessaire à l'aéronef pour passer de son angle de roulis courant aux angles maxima de roulis et virer au plus court sur la droite ou la gauche.
Plus précisément, la valeur adoptée pour le coût de mise en virage est le temps ΔR nécessaire à l'aéronef pour passer de son angle courant de roulis à l'angle de roulis maximum RM adapté à un virage au plus court dans le sens voulu, effectué au taux maximum de roulis autorisé, avec un surcoût éventuel constitué du temps ΔRR d'inversion du taux de roulis lorsque cela s'avère nécessaire (par exemple lors d'un virage au plus court à droite alors que l'aéronef est déjà engagé dans un virage à droite mais en cours de remise à plat). Un effet de seuil, qui consiste à annuler le coût dès que l'angle de roulis courant est au moins égal à 95% de la valeur finale RM de l'angle maximum de roulis voulu, permet de lisser les oscillations dans la phase de capture de l'angle de roulis final . Les diagrammes des figures 7 et 8 illustrent ce mode d'attribution d'un coût aux manœuvres de mise en virage de l'aéronef, la figure 7 pour une mise en roulis à droite et la figure 8 pour une mise en roulis à gauche.
Pour une mise en roulis à droite (figure 7), l'estimation du coût commence par la collecte en 50 des valeurs de l'angle R du roulis courant et du taux de roulis courant RR auprès des instruments de bord de l'aéronef et par un test en 51 consistant à comparer la valeur de l'angle de roulis courant R de l'aéronef avec la valeur de l'angle de roulis final RM pour déterminer si l'angle de roulis courant R est supérieur à 95% de l'angle de roulis final.
Lorsque la valeur de l'angle de roulis courant R est supérieure à 95% de celle de l'angle de roulis final RM, les variables ΔRR et ΔR sont mises à zéro en 52 et additionnées en sortie 53 pour donner un coût nul.
Lorsque la valeur de l'angle de roulis courant R est inférieure ou égale à 95% de celle de l'angle de roulis final RM l'estimation du coût se poursuit en 54 par un test sur le signe du taux de roulis courant RR de l'aéronef.
Si le taux de roulis courant RR est positif, indiquant que l'angle de roulis de l'aéronef évolue dans le sens de l'angle de roulis final RM, il n'y a pas de surcoût lié au changement de signe du taux de roulis. La variable
ΔRR est mise à zéro en 55. La variable ΔR est mise en 56, à la valeur :
A „ RM ~R AR =
RRM Puis ces variables sont additionnées en sortie 53 pour donner un coût valant :
COuτ = ≡ RR^M -. Si le taux de roulis courant RR est négatif ou nul indiquant que l'angle de roulis de l'aéronef évolue en sens contraire de l'angle de roulis final RM ou n'évolue pas, il y a un surcoût lié au changement de signe du taux de roulis. La variable ΔRR est mise en 57 à la valeur :
. „„ „ RRM ARR = 2
RAM
La variable ΔR est mise en 56 à la valeur :
Δiî = RM -R
RRM
Puis ces variables sont additionnées en sortie 52 pour donner un coût valant :
COUT = ≡^ + 2?≡ RRM RAM
Pour d'une mise en roulis à gauche (figure 8), l'estimation du coût commence par la collecte en 60 des valeurs de l'angle R du roulis courant et du taux de roulis courant RR auprès des instruments de bord de l'aéronef et par un test en 61 consistant à comparer la valeur de l'angle de roulis courant R de l'aéronef avec la valeur de l'angle de roulis final RM pour déterminer si l'angle de roulis courant R est inférieur à moins 95% de l'angle de roulis final.
Lorsque la valeur de l'angle de roulis courant R est inférieure à moins 95% de celle de l'angle de roulis final RM les variables ΔRR et ΔR sont mises à zéro en 62 et additionnées en sortie 63 pour donner un coût nul.
Lorsque la valeur de l'angle de roulis courant R est supérieure ou égale à moins 95% de celle de l'angle de roulis final RM l'estimation du coût se poursuit en 64 par un test sur le signe du taux de roulis courant RR de l'aéronef. Si le taux de roulis courant RR est négatif, indiquant que l'angle de roulis de l'aéronef évolue dans le sens de l'angle de roulis final RM, il n'y a pas de surcoût lié au changement de signe du taux de roulis. La variable ΔRR est mise à zéro en 65. La variable ΔR est mise en 66 à la valeur :
RM + R
AR =
RRM
Puis ces variables sont additionnées en sortie 63 pour donner un coût valant : COUT = ≡^
RRM
Si le taux de roulis courant RR est positif ou nul indiquant que l'angle de roulis de l'aéronef évolue en sens contraire de l'angle de roulis final RM ou n'évolue pas, il y a un surcoût lié au changement de signe du taux de roulis. La variable ΔRR est mise en 67 à la valeur :
. „„ n RRM ARR = 2
RAM
La variable ΔR est mise en 66 à la valeur :
RM + R
AR =
RRM
Puis ces variables sont additionnées en sortie 63 pour donner un coût valant :
Figure imgf000026_0001
En possession des coûts des manœuvres de mise en virage à droite et à gauche, on partage, comme montré à la figure 9, la rose d'orientation en route, à l'emplacement de la position courante de l'aéronef, en trois plages angulaires azimutales : une plage angulaire azimutale avant- droite 70 et une plage angulaire azimutale avant-gauche 71 de même largeur angulaire ouvrant à droite et à gauche de la route courante de l'aéronef, et une plage angulaire azimutale arrière 72 orientée en direction opposée de la route courante de l'aéronef et l'on affecte les routes appartenant à la plage angulaire azimutale avant-droite 70, du coût estimé précédemment pour une manœuvre de mise en virage à droite, les routes appartenant à la plage angulaire azimutale avant-gauche 71 du coût estimé précédemment pour une manœuvre de mise en virage à gauche et les routes appartenant à la plage angulaire azimutale arrière 72 du coût maximal estimé précédemment pour les deux manœuvres de mise en virage à droite et à gauche. Cela termine la partie d'évaluation de la situation de l'aéronef dans son environnement. Les localisation et délimitation des zones non praticables car non utilisables en raison de la manœuvrabilité limitée de l'aéronef, dangereuses en raison de risques de collision avec le sol ou interdites par suite de décisions administratives, qui ont conduit à la localisation de zones de libre évolution latérale dans différentes coupes horizontales de l'espace aérien où évolue l'aéronef, et l'évaluation de la situation de l'aéronef dans son environnement avec établissement des coûts des manœuvres initiales de mise en virage, permettent d'établir un bilan général, sous forme de cartes, de la situation d'un aéronef au sein de l'espace où il évolue.
La figure 10 donne l'exemple d'une carte faisant un bilan général, de la situation au niveau de la même coupe que les figures 2 et 6, pour un aéronef empruntant un passage nord-ouest entre les deux zones non praticables 13, 14 déjà repérées sur la figure 2. Sur cette figure 10, les mailles de la grille de localisation sont affectées d'un drapeau de contrainte latérale à la valeur 0 lorsqu'elles appartiennent à des zones praticables sans contrainte d'évolution latérale, et à la valeur 1 lorsqu'elles appartiennent à des zones soit non praticables, soit praticables avec des contraintes d'évolution latérale. On distingue les contours des deux zones 10, 11 accolées à la position courante de l'aéronef et non utilisables du fait de la manœuvrabilité limitée de l'aéronef ainsi que ceux des zones non praticables 12, 13, 14 du fait d'un risque de collision avec le sol ou d'interdictions administratives. Les zones non praticables 12, 13, 14 sont englobées dans une large zone 15 praticable mais avec des contraintes d'évolution latérale (drapeau de contrainte latérale à la valeur 1), qui laisse place à sa périphérie à des zones de libre évolution latérale 7, 8 (drapeau de contrainte latérale à la valeur 0). On distingue également l'aéronef dans sa position courante, au centre d'une rose d'orientation des routes partagée en trois plages angulaires azimutales référencées par rapport à l'aéronef : une plage avant-droite CD affecté d'un coût de mise en virage à droite, une plage avant-gauche CG affectée d'un coût de mise en virage à gauche et une plage arrière CR affectée d'un coût maximal de mise en virage.
Le bilan général de la situation de l'aéronef sous forme de carte, montré à la figure 10, donne les emplacements des zones de libre évolution latérale relativement à la position courante de l'aéronef et renseigne l'équipage de l'aéronef sur les trajets de rejointe possibles (ceux qui contournent les zones non praticables) tout en mentionnant la présence de contraintes d'évolution latérale lorsqu'il y a lieu. Pour l'exploiter plus avant, on adjoint à cette carte de bilan général, deux autres cartes reprenant la même grille de localisation : une carte des distances au plus court ne tenant compte que des zones non utilisables 10, 11 et une carte des distances curvilignes tenant compte de l'ensemble des zones non praticables 10, 11, 12, 13, 14. La carte des distances au plus court et la carte des distances curvilignes sont élaborées à partir de données topologiques tirées d'une base de données telle qu'une base de données d'élévation du terrain embarquée ou consultable à bord de l'aéronef, par exemple, en utilisant une transformée de distance à masque de chanfrein comme cela est décrit dans la demande de brevet français déposée par la demanderesse le 26 septembre 2003 sous le n° 03 11320. Leur adjonction à la carte de bilan de situation, se traduit par l'ajout au drapeau de contrainte latérale de chaque maille de la grille de localisation, d'une valeur de distance au plus court et d'une valeur de distance curviligne. La trajectoire au plus court pour un aéronef est le plus court chemin qui 'il peut emprunter pour parvenir à un point visé compte tenu de sa manœuvrabilité. Comme montré à la figure 11 , cette trajectoire au plus court est constituée, dans le plan horizontal :
- d'un segment rectiligne 82 de départ de sa position courante 80, lié à l'inertie de l'aéronef durant la mise en virage pour se diriger vers le point visé 81,
- d'un arc de cycloïde 83 correspondant au virage de l'aéronef poussé par le vent de travers jusqu'à atteindre l'azimut du point visé, et - d'un segment rectiligne 84 entre la sortie du virage et le point visé
81. Dans le plan vertical, la trajectoire au plus court est tributaire des possibilités de montée et de descente de l'aéronef ainsi que des altitudes imposées.
La figure 12 montre la différence apparaissant entre la distance au plus court et la distance curviligne d'un point 81 par rapport à la position courante 80 d'un aéronef, lorsqu'une zone non praticable 14 s'intercale entre les deux. La distance au plus court est la longueur du trajet 80 ne tenant pas compte de la zone non praticable 14. La distance curviligne est la longueur du plus court trajet 86 contournant la zone non praticable 14. Comme on le voit, lorsqu'une zone non praticable 14 s'intercale entre un point visé 81 et la position courante 80 de l'aéronef prise comme origine des mesures de distance, la distance curviligne est plus grande que la distance au plus court. Ainsi, le fait d'associer à chaque maille de la grille de localisation une distance au plus court et une distance curviligne permet de s'apercevoir, par simple comparaison des deux valeurs, si l'aéronef a ou non besoin de faire un détour pour atteindre cette maille. Cette constatation est importante car la nécessité d'un détour signifie une trajectoire de rejointe impliquant davantage de manœuvres qu'une trajectoire au plus court.
La sélection d'une trajectoire optimale de rejointe d'une zone de libre évolution latérale localisée par rapport à la position courante de l'aéronef sur une carte revient en fait, comme montré à la figure 13, à choisir parmi les mailles de la grille de localisation appartenant à des zones de libre évolution latérale (pointeur de contrainte latérale à la valeur 0), celle T dont la trajectoire de rejointe 87 depuis la position courante de l'aéronef, est la plus commode.
L'évaluation de la commodité, pour un aéronef, d'un point d'accès à une zone de libre évolution latérale est basée sur un critère de minimum de coût de la manœuvre initiale de mise en virage au début de la trajectoire de rejointe éventuellement combiné à d'autres critères comme un critère de minimum de manœuvres lors du parcours de la trajectoire de rejointe, un critère de minimum de changement de route ou un critère de minimum de distance parcourue.
La mise en œuvre d'un critère de minimum de coût de la manœuvre initiale de mise en virage peut se faire en traçant tour à tour les trajectoires de rejointe, depuis la position courante de l'aéronef, des différentes mailles de la grille de localisation de la carte de bilan de situation (figure 10) appartenant à des zones de libre évolution (pointeur de contrainte latérale à la valeur 0), pour déterminer les écarts de leurs routes initiales par rapport à la route courante de l'aéronef et donc les plages azimutales avant- droite CD, avant-gauche CG ou arrière CR d'appartenance des routes initiales et les coûts associés. Les tracés des trajectoires de rejointe qui tiennent compte de toutes les zones non praticables à contourner (zones non utilisables, zones dangereuses et zones interdites) peuvent être obtenus, par exemple par le procédé de détermination d'un trajet de longueur minimale en présence d'obstacle décrit dans la demande de brevet français déposée par la demanderesse le 18 novembre 2003 sous le n°03 13494, procédé qui consiste à superposer deux cartes de distances : la carte de distances habituelle ayant pour origine des mesures de distance la position courante de l'aéronef et une autre carte de distances ayant le point visé pour origine des mesures de distance, à additionner les valeurs de distance obtenues pour une même maille de la grille de localisation et à choisir pour tracé de la trajectoire de rejointe, un tracé empruntant des mailles affectées d'une somme de distances ayant une valeur minimale.
La mise en œuvre d'un critère de minimum de manœuvres peut se réduire à une exigence de changement de route minimum ou s'étendre à une exigence de changement de route minimum et de trajectoire au plus court, l'identification d'une trajectoire au plus court se faisant en vérifiant l'égalité entre distance au plus court et distance curviligne, la distance au plus court pouvant être déterminée au moyen d'une transformée de distance ne tenant compte que des zones non utilisables en raison de la manœuvrabilité limitée de l'aéronef ou, de façon encore plus approximative à partir des différences entre les valeurs des coordonnées, dans la grille de localisation, de la position courante de l'aéronef et du point visé, par simple application du théorème de Thaïes. La mise en œuvre d'un critère de minimum de distance parcourue peut se faire à partir des distances curvilignes associées aux différentes mailles de la grille de localisation de la carte de bilan de situation (figure 11) appartenant à des zones de libre évolution (pointeur de contrainte latérale à la valeur 0). II est possible d'éviter le traçage des trajectoires de rejointe des mailles de la grille de localisation testées lors de la mise en œuvre du critère de minimum de coût de la manœuvre initiale de mise en virage si l'on fait l'hypothèse de l'existence d'une zone de libre évolution accessible par une trajectoire au plus court. Cette hypothèse n'est pas très pénalisante car on peut toujours recourir au tracé des trajectoires de rejointe si elle se révèle infondée.
Pour éviter le traçage des trajectoires de rejointe allant de la position courante de l'aéronef aux différentes mailles de la grille de localisation appartenant à des zones de libre évolution latérale, on identifie les secteurs angulaires des plages azimutales avant-droite CD, avant- gauche CG et arrière CR autour de la position courante de l'aéronef, qui n'interceptent pas de zones dangereuses ou interdites et qui sont dits "secteurs autorisés", les secteurs complémentaires étant dits "secteurs non autorisés" et l'on balaye l'horizon dans les secteurs autorisés en prenant les plages azimutales : avant-droite CD, avant-gauche CG et arrière par ordre croissant de coût de manœuvre initiale de mise en virage, pour retenir comme point d'accès, la plus proche des mailles de la grille de localisation appartenant à une zone de libre évolution latérale (drapeau de contrainte latérale à la valeur 0) aperçue la première. Sur la figure 14 qui reproduit la situation de la figure 13, les secteurs non autorisés qui interceptent des zones dangereuses ou interdites 13, 14 sont hachurés. Les secteurs autorisés, qui sont les secteurs complémentaires de la rose d'orientation des routes sont partagés par les plages azimutales avant-droite CD, avant-gauche CG et arrière CR. Dans la situation de vol représentée qui correspond à un vent de travers orienté sud- ouest nord-est, le coût de la manœuvre initiale de mise en virage est minimum pour un virage sur la gauche, de sorte que le premier secteur angulaire balayé est la partie du secteur angulaire autorisé 88 interceptant la plage azimutale avant-gauche CG et que la maille de la grille de localisation retenue comme point d'accès à une zone de libre évolution latérale est la maille T de la zone de libre évolution latérale 7.
Les figures 15a et 15b montrent un diagramme illustrant les principales étapes d'un algorithme de recherche d'un point d'accès à une zone de libre évolution latérale par une trajectoire de rejointe optimale appliquant comme critère principal de sélection, un coût minimum pour la manœuvre initiale de mise en virage et comme critères auxiliaires un changement minimum de route et une longueur minimale de trajectoire de rejointe. Cet algorithme ne nécessite pas le traçage des trajectoires de rejointe des différentes mailles testées de la grille de localisation. Il fait appel à un découpage de la rose d'orientation des routes en secteurs angulaires élémentaires comme représenté dans les figures 10 et 13. et à un découpage en plusieurs coupes superposées, de l'espace où évolue l'aéronef. Les secteurs angulaires élémentaires de la rose d'orientation des routes sont repérés par une numérotation croissante de 1 à N sur un tour de cadran, par exemple, dans le sens des aiguilles d'une montre avec le nord comme direction initiale. Les coupes de l'espace où évolue l'aéronef sont repérées par une numérotation L croissante au fur et à mesure de l'éloignement de leur niveau d'altitude de référence par rapport au niveau d'altitude courante de l'aéronef. L'algorithme permet d'analyser l'ensemble des mailles des grilles de localisation des différentes coupes superposées de l'espace où évolue l'aéronef pour trouver celles appartenant à des zones de libre évolution latérale (drapeau de contrainte latérale à la valeur 0) avec les plus faibles coûts de manœuvre de mise en virage initial, les plus faibles changements de route et, soit la plus faible distance au plus court, soit la plus faible distance curviligne. Il procède par mise à jour des choix initiaux de deux mailles, l'une dite "maille au plus court Ms" et identifiée par :
- une valeur de distance au plus court Ds infinie,
- une valeur de niveau d'altitude ALTSLEVE L infinie, - une valeur de coût de manœuvre COUTS IN infinie,
- une valeur d'écart de route ΔSECTs égale au nombre total N de secteurs angulaires élémentaires, et l'autre dite "maille détournée Me" et identifiée par :
- une valeur de distance curviligne Dc infinie, - une valeur de niveau d'altitude ALTCLEVELL L infinie,
- une valeur de coût de manœuvre COUTCMIN infinie,
- une valeur d'écart de route ΔSECTc égale au nombre total N de secteurs angulaires élémentaires, en balayant l'ensemble des mailles de la grille de localisation depuis une première maille repérée par ses coordonnées i,j et en prenant en compte la valeur SECTac de la route courante de l'aéronef. Il est structuré en plusieurs boucles entrelacées :
- une première boucle de sélection, parmi les mailles des grilles de localisation des différentes coupes horizontales de l'espace d'évolution de l'aéronef, des mailles appartenant à des zones de libre évolution latérale (drapeau de contrainte latérale à la valeur
0),
- une deuxième boucle de sélection et de qualification d'une variable distance, sélectionnant parmi les mailles retenues par la première boucle de sélection, celles appartenant à un secteur angulaire élémentaire contenu, avec les deux secteurs angulaires élémentaires qui le bordent, dans un secteur autorisé et affectant à une variable de distance, la nature d'une variable de distance au plus court Ds ou d'une variable de distance curviligne Dc selon qu'il y a ou non égalité entre la distance au plus court et la distance curviligne affectées à la maille considérée, et
- une troisième boucle dédoublée de comparaison des propriétés de la maille retenue après les deux sélections précédentes pour éventuellement la substituer à l'une des deux mailles choisies initialement.
Après l'initialisation en 90, la première boucle de sélection examine individuellement, à tour de rôle et systématiquement, toutes les mailles de la grille de localisation selon un ordre de balayage quelconque défini par une procédure d'incrémentation des coordonnées i, j. Cet examen individuel consiste à rechercher en 91 , les niveaux de coupe, en s'éloignant de l'altitude courante de l'aéronef (L croissant) où la maille aurait un drapeau de contrainte latérale à la valeur 0 signifiant une appartenance à une zone de libre évolution latérale. Le résultat est testé en 92. Si la maille examinée n'appartient pas, dans aucune coupe, à une zone de libre évolution latérale, (drapeau de contrainte latérale à la valeur 1 quel que soit le niveau de coupe) la maille en examen est changée en 93 par incrémentation des coordonnées i, j. Un nouveau test est pratiqué en 94 pour connaître si toutes les mailles ont été examinées. Si toutes les mailles ont été examinées, il est mis fin en 95 à l'exécution de l'algorithme.
S'il reste des mailles à examiner, la maille correspondant aux coordonnées incrémentées est examinée à son tour en 91. S'il existe un niveau de coupe L dans lequel la maille examinée appartient à une zone de libre évolution latérale (drapeau de contrainte latérale à la valeur 0 pour ce niveau de coupe), l'examen de la maille est poursuivit dans la deuxième boucle de sélection.
L'examen d'une maille, dans cette deuxième boucle de sélection, commence en 100, par l'identification de son secteur angulaire élémentaire
SECTn et se poursuit par un test en 101 de l'appartenance de son secteur angulaire élémentaire SECTn et des deux secteurs angulaires élémentaires qui l'entourent SECT(n-1) et SECT(n+1) à un secteur autorisé qualifié de vide sur la figure. Lorsque l'un quelconque du secteur angulaire élémentaire SECTn ou des deux secteurs angulaires élémentaires qui l'entourent SECT(n-1) ou
SEC(n+1) n'appartient pas à un secteur autorisé, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection. Ce test revient à disposer des marges latérales de sécurité autour des secteurs non autorisés pour s'assurer de rester à distance convenable des zones dangereuses et/ou interdites.
Lorsque le secteur angulaire élémentaire SECTn et les deux secteurs angulaires élémentaires qui l'entourent SECT(n-1) ou SEC(n+1) appartiennent à un secteur autorisé, la distance au plus court Ds et la distance curviligne Dc associées à la maille examinée sont lues en 102 et comparées en 103.
S'il résulte de la comparaison en 103 que la distance curviligne Dc est différente de la distance au plus court Ds, l'examen de la maille se poursuit dans la branche a de la troisième boucle de comparaison spécialisée dans la sélection d'un point d'accès optimal, par une trajectoire détournée, à une zone de libre évolution latérale. S'il résulte de la comparaison en 103 que la distance curviligne Dc et la distance au plus court Ds sont égales, l'examen de la maille se poursuit dans la branche b de la troisième boucle de comparaison spécialisée dans la sélection d'un point d'accès optimal, par une trajectoire au plus court, à une zone de libre évolution latérale.
L'examen de la maille se poursuit dans la branche a de la troisième boucle de comparaison par un calcul en 110 de son coût de manœuvre initiale COUTn, qui dépend des conditions de roulis de l'aéronef et de la plage angulaire CD, CG, CR d'appartenance du secteur angulaire élémentaire SECTn de la maille examinée. Le coût COUTn calculé est ensuite comparé en 111 au coût minimum COUTCMIN de la maille détournée Me.
S'il résulte de la comparaison en 111 que le coût COUTn est supérieur au coût minimum COUTCMIN de la maille détournée Me, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection. S'il résulte de la comparaison en 111 que le coût COUTn est inférieur ou égal au coût minimum COUTCMIN de la maille détournée Me, l'examen de la maille se poursuit par une comparaison en 112 de la valeur de son écart de route \SECTn - SECTac\ par rapport à l'écart de route ΔSECTc de la maille détournée Me. S'il résulte de la comparaison en 112 que l'écart de route
\SECTn - SECTac\ est supérieur à l'écart de route ΔSECTc de la maille détournée Me, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection. S'il résulte de la comparaison en 112 que l'écart de route
\SECTn - SECTac\ est inférieur ou égal à l'écart de route ΔSECTc de la maille détournée Me, l'examen de la maille se poursuit par une comparaison en 113 de la valeur de sa distance curviligne Dc par rapport à la valeur de la distance curviligne DCMIN de la maille détournée Me.
S'il résulte de la comparaison en 113 que la distance curviligne Dc est supérieure à la distance curviligne DCMIN de la maille détournée Me, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection.
S'il résulte de la comparaison en 113 que la distance curviligne Dc est inférieur ou égal à la distance curviligne DCMIN de la maille détournée Me, la maille en examen est prise en 114 comme nouvelle référence de maille détournée Me. Puis la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de 33
manœuvre initiale COUTn, qui dépend des conditions de roulis de l'aéronef et de la plage angulaire CD, CG, CR d'appartenance du secteur angulaire élémentaire SECTn de la maille examinée. Le coût COUTn calculé est ensuite comparé en 111 au coût minimum COUTCMIN de la maille détournée Me.
S'il résulte de la comparaison en 111 que le coût COUTn est supérieur au coût minimum COUTCMIN de la maille détournée Me, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection. S'il résulte de la comparaison en 111 que le coût COUTn est inférieur ou égal au coût minimum COUTCMIN de la maille détournée Me, l'examen de la maille se poursuit par une comparaison en 112 de la valeur de son écart de route \SECTn - SECTac\ par rapport à l'écart de route ΔSECTc de la maille détournée Me. S'il résulte de la comparaison en 112 que l'écart de route
\SECTn -SECTac\ est supérieur à l'écart de route ΔSECTc de la maille détournée Me, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection. S'il résulte de la comparaison en 112 que l'écart de route
\SECTn -SECTac\ est inférieur ou égal à l'écart de route ΔSECTc de la maille détournée Me, l'examen de la maille se poursuit par une comparaison en 113 de la valeur de sa distance curviligne Dc par rapport à la valeur de la distance curviligne DCMIN de la maille détournée Me.
S'il résulte de la comparaison en 113 que la distance curviligne Dc est supérieure à la distance curviligne DCMIN de la maille détournée Me, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection.
S'il résulte de la comparaison en 113 que la distance curviligne Dc est inférieur ou égal à la distance curviligne DCMIN de la maille détournée Me, la maille en examen est prise en 114 comme nouvelle référence de maille détournée Me. Puis la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de 34
sélection.
L'examen de la maille se poursuit dans la branche b de la troisième boucle de comparaison par un calcul en 120 de son coût de manœuvre initiale COUTn, qui dépend des conditions de roulis de l'aéronef et de la plage angulaire CD, CG, CR d'appartenance du secteur angulaire élémentaire SECTn de la maille examinée. Le coût COUTn calculé est ensuite comparé en 121 au coût minimum COUTSMIN de la maille au plus court Ms. S'il résulte de la comparaison en 121 que le coût COUTn est supérieur au coût minimum COUTSMIN de la maille au plus court Ms, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection.
S'il résulte de la comparaison en 121 que le coût COUTn est inférieur ou égal au coût minimum COUTSMIN de la maille au plus court Ms, l'examen de la maille se poursuit par une comparaison en 122 de la valeur de son écart de route \SECTn - SECTac\ par rapport à l'écart de route ΔSECTs de la maille au plus court Ms.
S'il résulte de la comparaison en 122 que l'écart de route \SECTn -SECTac] est supérieur à l'écart de route ΔSECTs de la maille au plus court Ms, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection.
S'il résulte de la comparaison en 122 que l'écart de route \SECTn - SECTac\ est inférieur ou égal à l'écart de route ΔSECTs de la maille au plus court Ms, l'examen de la maille se poursuit par une comparaison en 123 de la valeur de sa distance au plus court Ds par rapport à la valeur de la distance au plus court DSMIN de la maille au plus court Ms. S'il résulte de la comparaison en 123 que la distance au plus court
Ds est supérieure à la distance au plus court DSMIN de la maille détournée Me, il est mis fin à l'examen de la maille considérée et la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection. S'il résulte de la comparaison en 123 que la distance au plus court 35
Ds est inférieur ou égal à la distance curviligne DSMIN de la maille au plus court Ms, la maille en examen est prise en 114 comme nouvelle référence de maille au plus court Ms. Puis la maille en examen est changée par un retour à l'étape 94 de la première boucle de sélection.
En final, l'algorithme de recherche précédent, permet d'extraire deux mailles de la grille de localisation : la maille au plus court Ms et la maille détournée Me. Plusieurs cas peuvent se produire : - La maille au plus court Ms a perdu ses valeurs d'initialisation. Elle signale un point d'une zone de libre évolution latérale accessible par une trajectoire au plus court considérée comme ayant le coût de manœuvre initiale de mise en virage, nécessitant le plus petit changement de route parmi les trajectoires au plus court permettant de rallier au même coût de manœuvre initiale une zone de libre évolution latérale et ayant la plus petite longueur parmi les trajectoires au plus court de même coût de manœuvre et changement de route. La maille détournée Me est la même que la maille au plus court Ms car la distance au plus court Ds de cette dernière est également sa distance curviligne.
- La maille au plus court Ms a conservé ses valeurs d'initialisation mais la maille détournée Me les a perdues. Il n'a été trouvé qu'un point de zone de libre évolution latérale par une trajectoire de rejointe contournant une zone dangereuse ou interdite. - Les mailles au plus court Ms et détournée Me ont conservé leurs valeurs d'initialisation. Aucun point d'accès à une zone de libre évolution latérale n'a été trouvé.
Dans les deux premiers cas le point proposé pour accéder à une zone de libre évolution latérale peut être accompagné d'une proposition de trajectoire de rejointe.
Lorsque le point d'accès correspond à une maille au plus court
Ms, la trajectoire de rejointe est une trajectoire au plus court ayant, dans le plan vertical, un profil au minimum horizontal et plus vraisemblablement en montée afin de permettre la rejointe du niveau d'altitude de la coupe dans 36
laquelle est située la zone de libre évolution latérale visée, et, dans le plan horizontal, le profil décrit relativement à la figure 11 , c'est-à-dire un profil composé :
- d'un premier segment rectiligne 82 partant de la position courante 80 de l'aéronef ou plutôt d'une position future laissant un temps de réaction à l'équipage. Il est orienté selon la route courante de l'aéronef et lié à l'inertie de l'aéronef durant la mise en virage pour se diriger vers le point visé 81.
- d'un arc de cycloïde 83 correspondant au virage de l'aéronef poussé par le vent de travers jusqu'à atteindre l'azimut du point visé, et
- d'un deuxième segment rectiligne 84 entre la sortie du virage et le point visé 81.
Le premier segment rectiligne 82 dû à l'inertie de l'aéronef durant sa mise en virage peut être estimé à partir de la vitesse sol de l'aéronef et du délai de mise en virage ΔR+ΔRR calculé à l'occasion de l'estimation du coût de la manœuvre initiale de mise en virage COUTSMIN-
L'arc de cycloïde est défini par la relation (1) précédemment mentionnée :
( WSx.t - δ .R.cos(wt +γ) + Cx
Figure imgf000039_0001
WSr.t + R. sin(wt + γ ) + Cy (1)
Son extrémité S peut être trouvée en remarquant que c'est le point où la vitesse sol de l'aéronef s'aligne sur une direction fixe, ce qui s'exprime par la condition de colinéarité :
Figure imgf000039_0002
YTS et XTS étant les coordonnées du point d'accès correspondant à la maille
Ms sélectionnée, y(ts) et x(ts) étant les coordonnées du point S d'extrémité de l'arc de sinusoïde, et y(ts) et x(ts) les composantes du vecteur vitesse sol de l'aéronef à l'extrémité S obtenues par dérivation de la relation (1) : 37
Figure imgf000040_0001
En final, les coordonnées du point S de séparation entre l'arc de sinusoïde 83 et le deuxième segment rectiligne 84 menant de la sortie du virage au point visé T correspondant à la maille sélectionnée Ms répondent à la relation :
Figure imgf000040_0002
La trajectoire de rejointe ainsi définie est alors proposée à l'équipage de l'aéronef en même temps que la maille au plus court sélectionnée Ms.
Lorsqu'il n'a été sélectionnée qu'une maille détournée Me, la trajectoire de rejointe qui n'est pas une trajectoire au plus court car elle contourne une zone dangereuse ou interdite peut être tracée par le procédé de détermination d'un trajet de longueur minimale en présence d'obstacle décrit dans la demande de brevet français déposée par la demanderesse le 18 novembre 2003 sous le n°03 13494, procédé qui consiste à superposer deux cartes de distances : la carte de distances habituelle ayant pour origine des mesures de distance la position courante de l'aéronef et une autre carte de distances ayant le point visé pour origine des mesures de distance, à additionner les valeurs de distance obtenues pour une même maille de la grille de localisation et à choisir pour tracé de la trajectoire de rejointe, un tracé empruntant des mailles affectées d'une somme de distances ayant une valeur minimale.

Claims

38REVENDICATIONS
1. Procédé fondé sur un critère de coût minimum, pour la sélection par un aéronef, d'un point d'accès à une zone de libre évolution latérale, caractérisé en ce que le critère de coût minimum englobe un critère de coût minimum de la manœuvre initiale de mise en virage au départ d'une trajectoire de rejointe menant de la position courante de l'aéronef au point d'accès.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le critère de coût minimum englobe un critère de changement minimum de route au départ de la trajectoire de rejointe du point d'accès.
3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le critère de coût minimum englobe un critère de longueur minimale pour la trajectoire de rejointe du point d'accès.
4. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le critère de coût minimum englobe un critère de forme de la trajectoire de rejointe du point d'accès faisant la distinction entre les trajectoires de rejointe au plus court et les trajectoires de rejointe contournant des obstacles.
5. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le coût considéré par le critère de coût minimum de fa manœuvre initiale est le délai nécessaire pour que l'aéronef atteigne un angle de roulis maximum autorisé, sur la droite pour un virage à droite ou sur la gauche pour un virage à gauche.
6. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le coût considéré par le critère de coût minimum de la manœuvre initiale est le temps ΔR de passage, pour l'aéronef, de son angle de roulis courant R à l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité avec un taux de roulis maximum autorisé RRM. 39
7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que le temps ΔR de passage, pour l'aéronef, de son angle de roulis courant R à l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité avec un taux de roulis maximum autorisé RRM, est estimé à la valeur :
A „ RM -δR AR =
RRM δ valant +1 pour un virage à droite et -1 pour un virage à gauche.
8. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le coût considéré par le critère de coût minimum de la manœuvre initiale est la somme du temps de passage ΔR, pour l'aéronef, de son angle de roulis courant R à l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité avec un taux de roulis maximum autorisé RRM et des temps ΔRR d'accélération et de décélération de roulis encadrant le temps de passage ΔR.
9. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le coût considéré par le critère de coût minimum de la manœuvre initiale est la somme du temps ΔR de passage, pour l'aéronef, de son angle de roulis courant R à l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité avec un taux de roulis maximum autorisé RRM et de temps ΔRR, à accélération et décélération constantes de roulis RAM encadrant le temps de passage ΔR.
10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que les temps ΔRR à accélération et décélération constantes de roulis RAM sont estimés à :
RRM
ARR = 2-
RAM
11. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le coût considéré par le critère de coût minimum de la manœuvre initiale est nul lorsque l'angle de roulis courant R de l'aéronef est proche de l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité.
12. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le coût considéré par le critère de coût minimum de la manœuvre initiale est nul 40
lorsque l'angle de roulis courant R correspond à au moins 95% de la valeur de l'angle de roulis maximum autorisé RM sur le côté souhaité.
13. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'espace environnant la position courante de l'aéronef est partagée en trois plages angulaires azimutales : une plage angulaire avant-droite (CD) et une plage angulaire avant-gauche (CG) de même largeur angulaire ouvrant à droite et à gauche de la route courante de l'aéronef, et une plage angulaire arrière (CR) orientée en direction opposée de la route courante de l'aéronef, la plage angulaire avant-droite (CD) étant affectée d'un coût de manœuvre initiale de mise en virage à droite, la plage angulaire avant-gauche (CG) étant affectée d'un coût de manœuvre initiale de mise en virage à gauche et la plage angulaire arrière (R) étant affectée du plus grand des coûts de manœuvre initiale de mise en virage à droite et à gauche.
14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que les plages angulaires azimutales avant-droite, avant-gauche et arrière couvrent chacune 120 degrés.
15. Procédé selon la revendication 1, appliqué à un aéronef pourvu d'équipements donnant des informations sur sa position et sa route courantes, ses angle, taux et accélération de roulis courant ainsi que sur la localisation, par rapport à sa position courante, de contours de reliefs, d'obstacles au sol menaçants et/ou de zones interdites, caractérisé en ce qu'il comporte des étapes préparatoires de localisation et de délimitation de zones de libre évolution latérale dans l'espace aérien où évolue l'aéronef consistant à :
- localiser et délimiter des zones accolées à la position courante de l'aéronef, non utilisables en raison des limites de manœuvrabilité de l'aéronef,
- localiser et délimiter des zones dangereuses en raison de risques de collision avec le relief ou des obstacles au sol,
- localiser et délimiter des zones interdites par la réglementation, et 41
- localiser et délimiter à différents niveaux d'altitude de l'espace aérien où évolue l'aéronef, des zones dites de libre évolution latérale, suffisamment éloignées des zones dangereuses ou interdites pour permettre à l'aéronef d'engager sans risque des manœuvres latérales à plat.
16. Procédé selon la revendication 1, appliqué à un aéronef pourvu d'équipements donnant des informations sur sa position et sa route courantes, ses angle, taux et accélération de roulis courant ainsi que sur la localisation, par rapport à sa position courante, de contours de reliefs, d'obstacles au sol menaçants et/ou de zones interdites, caractérisé en ce qu'il comporte des étapes préparatoires d'évaluation de la situation de l'aéronef dans son environnement consistant à :
- déterminer des coûts de manœuvres initiales de mise en virage à droite et à gauche,
- découper l'espace environnant la position courante de l'aéronef en trois plages azimutales repérées relativement à la route courante de l'aéronef : une plage avant-droite affectée d'un coût de manœuvre de mise en virage à droite, une plage avant-gauche affectée d'un coût de manœuvre de mise en virage à gauche et une plage arrière affectée de la plus grande des valeurs des coûts de manœuvre de mise en virage à droite ou à gauche, et
- estimer les distances curvilignes et les distances au plus court séparant les différents points des zones de libre évolution latérale, de la position courante de l'aéronef en tenant compte d'un profil vertical de vol pour l'aéronef et des zones non praticables à contourner.
17. Procédé selon la revendication 1 , appliqué à un aéronef pourvu d'équipements donnant des informations sur sa position et sa route courantes, ses angle, taux et accélération de roulis courant ainsi que sur la localisation, par rapport à sa position courante, de contours de reliefs, d'obstacles au sol menaçants et/ou de zones interdites, caractérisé en ce qu'il comporte : 42
- des étapes préparatoires de localisation et de délimitation de zones de libre évolution latérale dans l'espace aérien où évolue l'aéronef consistant à :
- localiser et délimiter des zones accolées à la position courante de l'aéronef, non utilisables en raison des limites de manœuvrabilité de l'aéronef,
- localiser et délimiter les zones dangereuses en raison de risques de collision avec le relief ou des obstacles au sol,
- localiser et délimiter des zones interdites par la réglementation, et - localiser et délimiter à différents niveaux d'altitude de l'espace aérien où évolue l'aéronef, des zones dites de libre évolution latérale, suffisamment éloignées des zones dangereuses ou interdites pour permettre à l'aéronef d'engager sans risque des manœuvres latérales à plat. - des étapes préparatoires d'évaluation de la situation de l'aéronef dans son environnement consistant à :
- déterminer des coûts de manœuvres initiales de mise en virage à droite et à gauche,
- découper l'espace environnant la position courante de l'aéronef en trois plages angulaires azimutales repérées relativement à la route courante de l'aéronef : une plage avant-droite affectée d'un coût de manœuvre de mise en virage à droite, une plage avant-gauche affectée d'un coût de manœuvre de mise en virage à gauche et une plage arrière affectée de la plus grande des valeurs des coûts de manœuvre de mise en virage à droite ou à gauche, et
- estimer les distances curvilignes et les distances au plus court séparant les différents points des zones de libre évolution latérale de la position courante de l'aéronef en tenant compte d'un profil vertical de vol pour l'aéronef et des zones non praticables à contourner,
- des étapes de sélection d'au moins un point d'accès à une zone de libre évolution latérale consistant à :
- à partager l'espace environnant la position courante de l'aéronef, en secteurs angulaires azimutaux autorisés et non 43
autorisés, les secteurs angulaires non autorisés étant ceux qui interceptent des zones dangereuses et/ou interdites,
- sélectionner les points des zones de libre évolution latérale situés dans les secteurs angulaires azimutaux autorisés, - analyser les trajectoires de rejointe des points sélectionnés de zone de libre évolution latérale, et
- choisir comme point de rejointe, l'un des points sélectionnés de zone de libre évolution latérale, dont la route de départ de la trajectoire de rejointe appartient à la plage avant-droite, avant- gauche ou arrière affectée du coût de manœuvre initiale de mise en virage le plus bas possible.
18. Procédé selon la revendication 17, caractérisé en ce que, lorsque l'application du critère de coût minimum de manœuvre initiale de mise en virage conduit à plusieurs possibilités de choix de points sélectionnés de zone de libre évolution, il est complété par un critère d'égalité entre distance curviligne et distance au plus court, par un critère de minimum de changement de route, puis par un critère de minimum de longueur de trajectoire de rejointe.
19. Procédé selon la revendication 17, caractérisé en ce que des marges latérales de sécurité sont ajoutées de chaque côté des secteurs azimutaux non autorisés et retirées des secteurs azimutaux autorisés.
20. Procédé selon la revendication 17, caractérisé en ce que l'espace environnant la position courante de l'aéronef est découpé, dans le plan azimutal, en 32 secteurs angulaires élémentaires.
21. Procédé selon la revendication 15, caractérisé en ce que les différents niveaux d'altitude de l'espace où évolue l'aéronef, où sont localisés et délimités des zones de libre évolution latérale niveau d'altitude sont compris entre l'altitude courante de l'aéronef et l'altitude maximum du relief survolé. 44
22. Procédé selon la revendication 15, caractérisé en ce que les différents niveaux d'altitude de l'espace où évolue l'aéronef, où sont localisés et délimités des zones de libre évolution latérale niveau d'altitude correspondent à des coupes à profil horizontal.
23. Procédé selon la revendication 22, caractérisé en ce que les coupes sont au nombre de trois, une (Lo) au niveau de l'altitude courante de l'aéronef, une (L2) au niveau de l'altitude maximale du relief survolé et une intermédiaire (Lι).
24. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la recherche d'un point d'accès à une zone de libre évolution latérale se fait à l'aide d'une grille de localisation plaquée sur une carte topologique de la région survolée.
25. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que la grille de localisation, est régulière en distance et alignée sur les méridiens et parallèles.
26. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que la grille de localisation est régulière en distance et alignée sur le cap de l'aéronef.
27. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que la grille de localisation est régulière en distance et alignée sur la route de l'aéronef.
28. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que la grille de localisation est régulière en angulaire et alignée sur les méridiens et parallèles.
29. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que la grille de localisation est régulière en angulaire et alignée sur le cap de l'aéronef. 45
30. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que la grille de localisation est régulière en angulaire et alignée sur la route de l'aéronef.
31. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que la grille de localisation est radiale, centrée sur l'aéronef et orientée selon son cap.
32. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que la grille de localisation est radiale, centrée sur l'aéronef et orientée selon sa route.
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