WO2015155202A1 - Système et procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion - Google Patents

Système et procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion Download PDF

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WO2015155202A1
WO2015155202A1 PCT/EP2015/057556 EP2015057556W WO2015155202A1 WO 2015155202 A1 WO2015155202 A1 WO 2015155202A1 EP 2015057556 W EP2015057556 W EP 2015057556W WO 2015155202 A1 WO2015155202 A1 WO 2015155202A1
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WO
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flight
aircraft
fuel consumption
parameters
phase
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PCT/EP2015/057556
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Pierre JOUNIAUX
Karim TEKKAL
Frédéric BONNANS
Pierre MARTINON
Stéphan MAINDRAULT
Cindie ANDRIEU
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Safety Line
Institut National De Recherche En Information Et En Automatique (Inria)
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    • G05D1/0005—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with arrangements to save energy
    • G—PHYSICS
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    • G—PHYSICS
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    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/003—Flight plan management
    • G08G5/0034—Assembly of a flight plan

Definitions

  • the present invention relates to a method and a system for determining the flight parameters and the fuel consumption of at least one flight phase of an aircraft, and a computer program provided for implementing said method.
  • An airplane operator prior to departure to a destination, prepares his flight to avoid any negligence that could lead to an incident or accident. This preparation makes it possible in particular to determine the air route to follow for the destination it has set and the fuel consumption that is necessary to complete this flight. This consumption includes various reserves to take into account possible situations, such as waiting in flight before being able to land at the destination airport, a diversion, due to bad weather conditions, to another airport near the airport. originally planned airport, etc.
  • the operator first determines his flight strategy essentially defined by the air route followed with the chosen alternate aerodromes, the flight levels during the various phases of flight, then, in a second time determines the fuel consumption that results from such a strategy.
  • This consumption is determined by means of charts which, for a type of aircraft specified in a particular configuration, give the fuel consumption as a function of the flight altitude, the air distance to be traveled, which depends on the speed of the aircraft. estimated wind during a weather analysis, the distance to be traveled between the destination airport and an alternate airport, the aircraft's landing weight and its mass without fuel.
  • Each chart is also provided for constant data speeds for climb, cruise and descent.
  • the abacuses and software mentioned above consider constant flight conditions during each phase of a flight so that they are not at all concerned with a search for flight conditions ensuring optimum fuel consumption.
  • the present invention aims to solve this problem and, to do this, has the characteristics below exposed.
  • the present invention relates to a method for determining the flight parameters and the fuel consumption of at least one flight phase of an aircraft which is characterized in that it comprises, for said or each phase of flight, the following steps:
  • the flight parameters of each segment which constitutes an embodiment of said flight phase include the reference altitude of said segment and the speed of said aircraft in said segment, but may also include the incidence of plane relative to its axis of progress and the slope of said aircraft.
  • said optimization step implements, for example, a Monte Carlo method, a genetic optimization method, or an IPOPT type internal point optimization method.
  • said calculation step implements a mathematical modeling method of an aircraft.
  • said method comprises a step of determining the aerodynamic parameters of said aircraft on the basis of the flight data recorded during previous flights of said aircraft.
  • a unit for defining a plurality of embodiments of said flight phase considered to be each a set of successive segments having their own predetermined flight parameters or determined randomly or pseudo-randomly
  • a processing unit which, for each embodiment of said flight phase, on the basis of the aerodynamic characteristics of said aircraft and the flight parameters of each segment of the embodiment considered, calculates the speeds of the segments and the fuel consumption of said aircraft for said embodiment,
  • said system comprises a unit for delivering the aerodynamic parameters of said aircraft, said unit being designed to collect flight data recorded during previous flights of said aircraft.
  • the present invention relates to a computer program loaded into a memory of a computer, said program comprising instructions or parts of code for implementing the steps of the method of determining the flight parameters and the fuel consumption of the engine. at least one flight phase of a previously described aircraft, when said program is executed by said computer.
  • Fig. 1 is a diagram showing the different phases of flight during a flight of an airplane
  • Fig. 2 is a block diagram of a system for determining the flight parameters and the fuel consumption of at least one flight phase of an aircraft according to the present invention
  • Fig. 3 is a diagram showing two embodiments of the same phase of flight of an airplane
  • Fig. 4 is a view illustrating the balance of forces acting on an aircraft when the aircraft is in flight
  • Fig. 5 is a diagram illustrating a method for determining the flight parameters and the fuel consumption of at least one flight phase of an aircraft according to the present invention.
  • Fig. 6 is a block diagram of a computer which, when provided with a program according to the present invention, implements a determination method according to the invention.
  • FIG. 1 a diagram showing the different phases of a flight: a taxi phase I during which the aircraft rolls from its parking area to the runway, a take-off phase II, generally up to an altitude of 5000 feet (also FL 50 for flight level 50, ie flight level 50, the level being the hundredth of the altitude in feet) which is followed by a climb phase III, for example up to at an altitude of 31000 feet (FL 310).
  • a cruise phase IV at a substantially constant level, for example FL 310.
  • the descent phase V followed by the landing phase VI At the end of the cruise phase IV.
  • the system shown in FIG. 2 essentially comprises a processing unit 10, an avionics parameter delivery unit I AV , a user interface 30, a flight phase parameter delivery unit 40 FP , and an optimization unit 50.
  • the processing unit 10 is provided to receive from the unit 20 aerodynamic parameters I AV specific to the aircraft to which the user is interested. These aerodynamic parameters are, for example without limitation, the mass m of the aircraft empty and without fuel, its aerodynamic coefficients C x and C z , the thrust rating of the To engines and the wing surface S of the aircraft.
  • the user interface 30 allows the user to enter flight conditions, such as departure airport, destination airport, alternate airport (s), flight altitudes, including cruise altitude. , as well as the type and configuration of the aircraft considered.
  • flight conditions such as departure airport, destination airport, alternate airport (s), flight altitudes, including cruise altitude.
  • type and configuration of the aircraft in question are transmitted to the unit 20 for delivering, to the processing unit 10, the corresponding aerodynamic parameters.
  • the unit 40 successively considers K flight phases (K may be equal to 1) FPk, at the user's choice by means of the user interface 30, or predetermined.
  • the flight phases in question are those which are the object of FIG. 1.
  • the user could use the system of the present invention only to optimize the rise phase and therefore to be interested only in this phase.
  • K would be equal to 1.
  • he could be interested only in the phases of rise III, cruise IV and descent V.
  • K is equal to 3.
  • Segment I Sn can also incorporate, for each segment S n , other parameters, such as the incidence a n and the slope ⁇ ⁇ of the aircraft in question, or the center of gravity of the aircraft, etc.
  • other parameters such as the incidence a n and the slope ⁇ ⁇ of the aircraft in question, or the center of gravity of the aircraft, etc.
  • Is n ⁇ H n , ⁇ ⁇ , ⁇ ⁇ ⁇ for all n between 1 and N.
  • the value given by the unit 40 to each of segment flight parameters Is n is either predetermined, or determined randomly or pseudo-randomly.
  • the unit 40 determines, on the basis of the flight conditions entered by the user by means of the user interface 30, a sequence of M flight phase realization information ⁇ I FPI , ⁇ ⁇ ⁇ , iFPm,. . . I FPM ⁇ which is then transmitted to the processing unit 10.
  • the processing unit 10 on the basis of each flight phase realization information I F p m present in the sequence transmitted to it by the unit 40, determines the consumption C F p m resulting from this embodiment of FPm flight phase.
  • the processing unit 10 can proceed as follows. For each segment S TM (hereinafter referred to as S n ) of the realization of the flight phase FPm considered, it determines, in a first step, on the basis of the set of segment flight parameters I Sn of the segment S n contained in the flight phase realization information l F p m considered issued by the unit 40 as well as the aerodynamic parameters I AV delivered by the unit 20, the aircraft speed V n in this segment S n and the resulting fuel consumption Cs n .
  • the processing unit 10 uses, to calculate the speed V n of the aircraft in a segment S n , a mathematical model of an aircraft. It is shown in FIG. 4 an aircraft 100 whose slope relative to the ground is ⁇ and which has an incidence with respect to its axis of displacement dd '.
  • T is the thrust that is parallel to the axis of displacement dd '
  • mg the weight of the aircraft at the moment considered
  • L the lift which is perpendicular to the axis of the aircraft aa'
  • D the trail that is parallel to the axis of the aircraft aa '.
  • the thrust T depends on the nominal thrust T 0 when the density of the air is p 0 , the speed of the aircraft expressed in Mach M, the density of the air p at the moment considered, according to the equation:
  • the density of the air p depends on the altitude of the place considered. So-called barometric leveling formulas allow to know this variation of air density with altitude. For example, without temperature variation, we have:
  • R is the specific heat of the air
  • T is the temperature in Kelvin
  • M is the molar mass of the air
  • g is the gravity
  • the processing unit 10 sums the fuel consumption values Cs n of the segments Si to SN which constitute the realization of the flight phase FPm considered.
  • the segment flight parameters selected are, for example, the altitudes Hi ° pt to H No ° pt of each of the N segments which constitute the optimal achievement FP opt . It can also add a suite of impact values have ° pt to pt ID and a suite of slope values ⁇ 1 ⁇ ° to ⁇ ⁇ ⁇ 1 or other flight phase of flight parameter considered.
  • the optimization unit 50 then delivers the segment flight parameters Is n ° pt , the speeds Vs n ° pt of the segments S n which constitute the optimal realization Fp opt as well as the minimized consumption CFP OP1 .
  • the optimization unit 50 may, for example, use a genetic optimization algorithm or an optimization algorithm using a Monte Carlo method. It can also use a method of the IPOPT interior point optimization method type.
  • An arrow is shown between the optimization unit 50 and the unit 40 because, according to the optimization method implemented by the unit 50, information can be transmitted by the unit 50 to the unit 40. so that it can deliver sequences of flight phase realization information lFp m and this during the course of the optimization treatment implemented by the unit 50.
  • the IAV avionics parameter issuing unit 20 is provided to collect the data flight data that has been recorded during previous flights of the aircraft in question. For example, these data recorded during flight, are the speed of the aircraft V, its flight altitude H, its slope ⁇ and its incidence a, the mass m, its consumption C, its engine speed from which it is easy to determine the thrust, etc. and this at every moment. By reinjecting these Data data into a mathematical model of the plane and solving the equations that constitute this model, it is possible to determine the avionics parameters of this model for the aircraft considered.
  • aerodynamic parameter delivery unit 20 could be used not only to supply these parameters to the processing unit 10 which is described above, but also to any processing unit, regardless of its operation, requiring such aerodynamic parameters.
  • the advantage of such an AV avionics parameter delivery unit is to be able to take into account the actual physical characteristics of the aircraft in question and not the nominal characteristics of an aircraft of the same type and in the same configuration.
  • the present invention relates to a method for determining the flight parameters and the fuel consumption of at least one flight phase of an aircraft, among the phases which are the subject of FIG. This process is briefly described in connection with FIG. 5, its details or examples of embodiments having already been mentioned in the description of the system for determining the flight parameters of at least one flight phase of an aircraft according to the invention which has been made in relation with FIG. 2.
  • the method of the present invention comprises, for said or each phase of flight for which it is implemented, the following steps:
  • step E10 is implemented by the unit 40
  • step E20 is implemented by the processing unit 10
  • the optimization step E30 is implemented by the optimization unit 50 .
  • the flight parameters of each segment which constitutes an embodiment of said flight phase include the reference altitude of said segment. They can include the incidence of the aircraft relative to its axis of progress and the slope of said aircraft.
  • said optimization step E30 can implement a Monte Carlo method, a genetic optimization method, or an IPOPT type internal point optimization method.
  • said calculation step E20 implements a mathematical modeling method of an aircraft, such as that described with reference to FIG. 4.
  • Said method can also implement a step E40 for determining the aerodynamic parameters of said aircraft on the basis of the flight data recorded during previous flights of said aircraft.
  • This step E40 is for example implemented by the unit 20 described with reference to FIG. 2.
  • Fig. 6 is a block diagram of a computer 100 which includes a man-machine interface 110 which includes the functions of the user interface 30 of the system of the present invention described in connection with FIG. 2, a central unit 120 and a memory 130, connected together by means of a bus 140.
  • a computer program which, when executed by said computer 100, implements the steps of a method for determining the flight parameters of at least one flight phase of an aircraft according to the present invention.
  • the units 10, 20, 40 and 50 described in connection with FIG. 2 are software units integral parts of this computer program.
  • the optimized flight parameters Is no . Pt and the resulting fuel consumption CFP ° pt of the or each flight phase considered are displayed, for the flight phases required by the user, by means of the man-machine interface. 110.

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Abstract

La présente invention concerne un procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion. Ce procédé est selon l'invention caractérisé en ce qu'il comprend, pour ladite ou chaque phase de vol, les étapes suivantes : - une étape (E10) de définition d'une pluralité de réalisations de ladite phase de vol considérée comme étant chacune un ensemble de segments successifs (Sn) ayant leurs propres paramètres de vol (Isn) prédéterminés ou déterminés aléatoirement ou pseudo-aléatoirement, - une étape (E20) de calcul, pour chaque réalisation de ladite phase de vol considérée, sur la base des caractéristiques aérodynamiques (IAV) dudit avion et des paramètres de vol (Isn) de chaque segment (Sn) de la réalisation considérée, des vitesses (Vn) des segments (Sn) et de la consommation en carburant (CFPm) dudit avion pour ladite réalisation, - une étape d'optimisation (E30) selon laquelle ne sont retenus, en tant que paramètres de vol de la phase de vol considérée, que les paramètres de vol (lFP opt) des segments qui constituent la réalisation de ladite phase de vol pour laquelle la consommation de carburant (CFP opt) est minimisée, ainsi que les vitesses (Vsn opt) des segments de ladite réalisation et ladite consommation en carburant (CFP opt) résultante. La présente invention concerne également un système pour mettre en œuvre ledit procédé.

Description

Système et procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion
La présente invention concerne un procédé et un système de détermination des paramètres de vol et la consommation de carburant d'au moins une phase de vol d'un avion, ainsi qu'un programme d'ordinateur prévu pour la mise en œuvre dudit procédé.
Un exploitant d'avion, préalablement à un départ vers une destination, prépare son vol afin d'éviter toute négligence qui pourrait entraîner un incident ou un accident. Cette préparation permet notamment de déterminer la route aérienne à suivre pour la destination qu'il s'est fixé et la consommation de carburant qui est nécessaire pour mener à bien ce vol. Cette consommation inclut différentes réserves pour tenir compte d'éventuelles situations, telles qu'une attente en vol avant de pouvoir atterrir à l'aéroport de destination, un déroutement, suite à de mauvaises conditions météorologiques, vers un autre aéroport de dégagement voisin de l'aéroport initialement prévu, etc.
Pour ce faire, l'exploitant détermine dans un premier temps, sa stratégie de vol essentiellement définie par la route aérienne suivie avec les aérodromes de dégagement choisis, les niveaux de vol durant les différentes phases de vol, puis, dans un second temps, détermine la consommation de carburant qui résulte d'une telle stratégie. Cette consommation est déterminée au moyen d'abaques qui, pour un type d'avion spécifié dans une configuration particulière, donnent les consommations de carburant en fonction de l'altitude de vol, la distance-air à parcourir, laquelle dépend de la vitesse du vent estimée lors d'une analyse météorologique, de la distance à parcourir entre l'aéroport de destination et un aéroport de dégagement, de la masse de l'avion à l'atterrissage et de sa masse sans carburant. Chaque abaque est également prévu pour des vitesses données constantes pour la montée, la croisière et pour la descente.
De tels abaques sont par exemple établis de manière théorique au moyen de modèles mathématiques de comportement d'avion en vol.
Des logiciels existent aujourd'hui qui reprennent pour l'essentiel le principe de ces abaques. L'exploitant entre alors sur son ordinateur les paramètres de sa stratégie de vol, choisit un avion d'un type donné dans une configuration particulière donnée et le logiciel détermine la consommation de carburant qui résulte de ce vol.
Les abaques et les logiciels mentionnés ci-dessus considèrent des conditions de vol constantes durant chacune des phases d'un vol si bien qu'ils ne sont pas du tout concernés par une recherche de conditions de vol assurant une consommation de carburant optimale.
La présente invention a pour but de résoudre ce problème et, pour ce faire, présente les caractéristiques ci-dessous exposées.
Ainsi, la présente invention concerne un procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion qui est caractérisé en ce qu'il comprend, pour ladite ou chaque phase de vol, les étapes suivantes :
- une étape de définition d'une pluralité de réalisations de ladite phase de vol considérée comme étant chacune un ensemble de segments successifs ayant leurs propres paramètres de vol prédéterminés ou déterminés aléatoirement ou pseudo- aléatoirement,
- une étape de calcul, pour chaque réalisation de ladite phase de vol considérée, sur la base des caractéristiques aéro dynamiques dudit avion et des paramètres de vol de chaque segment de la réalisation considérée, des vitesses des segments et de la consommation en carburant dudit avion pour ladite réalisation, - une étape d'optimisation selon laquelle ne sont retenus, en tant que paramètres de vol de la phase de vol considérée, que les paramètres de vol des segments qui constituent la réalisation de ladite phase de vol pour laquelle la consommation de carburant est minimisée, ainsi que les vitesses des segments de ladite réalisation et la consommation en carburant résultante.
Selon un mode de réalisation avantageux, les paramètres de vol de chaque segment qui constitue une réalisation de ladite phase de vol incluent l'altitude de référence dudit segment et la vitesse dudit avion dans ledit segment, mais peuvent également inclure aussi l'incidence de l'avion par rapport à son axe d'avancement et la pente dudit avion.
Selon une caractéristique avantageuse de la présente invention, ladite étape d'optimisation met en œuvre, par exemple, une méthode de Monte-Carlo, une méthode d'optimisation génétique, ou une méthode d'optimisation à point intérieur du type IPOPT. De même, ladite étape de calcul met en œuvre une méthode de modélisation mathématique d'un avion.
Selon une caractéristique avantageuse de la présente invention, ledit procédé comprend une étape de détermination des paramètres aérodynamiques dudit avion sur la base des données de vol enregistrées lors de vols précédents dudit avion.
La présente invention concerne également un système de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion qui est caractérisé en ce qu'il comprend :
- une unité de définition d'une pluralité de réalisations de ladite phase de vol considérée comme étant chacune un ensemble de segments successifs ayant leurs propres paramètres de vol prédéterminés ou déterminés aléatoirement ou pseudo- aléatoirement,
- une unité de traitement qui, pour chaque réalisation de ladite phase de vol, sur la base des caractéristiques aérodynamiques dudit avion et des paramètres de vol de chaque segment de la réalisation considérée, calcule les vitesses des segments et la consommation en carburant dudit avion pour ladite réalisation,
- une unité d'optimisation qui ne retient, en tant que paramètres de vol de la phase de vol considérée, que les paramètres de vol des segments qui constituent la réalisation de ladite phase de vol pour laquelle ladite consommation en carburant est minimisée, ainsi que les vitesses des segments de ladite réalisation et la consommation en carburant résultante. Selon une caractéristique avantageuse de la présente invention, ledit système comprend une unité de délivrance des paramètres aérodynamiques dudit avion, ladite unité étant prévue pour recueillir des données de vol enregistrées lors de vols précédents dudit avion.
Enfin, la présente invention concerne un programme d'ordinateur chargé dans une mémoire d'un ordinateur, ledit programme comprenant des instructions ou parties de code pour mettre en œuvre les étapes du procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion précédemment décrit, lorsque ledit programme est exécuté par ledit ordinateur.
Les caractéristiques de l'invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'un exemple de réalisation, ladite description étant faite en relation avec les dessins joints, parmi lesquels :
La Fig. 1 est un diagramme montrant les différentes phases de vol au cours d'un vol d'un avion,
La Fig. 2 est un schéma synoptique d'un système de détermination des paramètres de vol et de la consommation de carburant d'au moins une phase de vol d'un avion selon la présente invention,
La Fig. 3 est un diagramme montrant deux réalisations d'une même phase de vol d'un avion,
La Fig. 4 est une vue illustrant l'équilibre des forces agissant sur un avion lorsque celui est en cours de vol,
La Fig. 5 est un diagramme illustrant un procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation de carburant d'au moins une phase de vol d'un avion selon la présente invention, et
La Fig. 6 est un schéma synoptique d'un ordinateur qui, lorsqu'il est pourvu d'un programme selon la présente invention, met en œuvre un procédé de détermination selon l'invention.
On a représenté à la Fig. 1 un diagramme montrant les différentes phases d'un vol : une phase de roulage I pendant laquelle l'avion roule de son aire de stationnement jusqu'à la piste de décollage, une phase de décollage II, généralement jusqu'à une altitude de 5000 pieds (On dit également FL 50 pour flight level 50, c'est- à-dire niveau de vol 50, le niveau étant le centième de l'altitude en pied) qui est suivie d'une phase de montée III, par exemple jusqu'à une altitude de 31000 pieds (FL 310). Après celle-ci, s'ensuit une phase de croisière IV à un niveau sensiblement constant, par exemple FL 310. A la fin de la phase de croisière IV, c'est la phase de descente V suivie de la phase d'atterrissage VI.
Toutes les phases de vol ont des paramètres de vol qui leur sont propres. Néanmoins, du fait que la présente invention s'intéresse essentiellement à la consommation de carburant de l'avion et que la phase de montée est celle pour laquelle, lors d'un vol, la présente invention est essentiellement basée sur cette phase de montée, bien qu'étant adaptée à chacune des autres phases de vol.
Le système représenté à la Fig. 2 comprend essentiellement une unité de traitement 10, une unité 20 de délivrance de paramètres avioniques IAV, une interface utilisateur 30, une unité 40 de délivrance de paramètres de phase de vol IFP, et une unité d'optimisation 50.
L'unité de traitement 10 est prévue pour recevoir de l'unité 20 des paramètres aérodynamiques IAV propres à l'avion auquel l'utilisateur s'intéresse. Ces paramètres aérodynamiques sont, par exemple à titre non limitatif, la masse m de l'avion à vide et sans carburant, ses coefficients aérodynamiques Cx et Cz, la poussée nominale des moteurs To et la surface alaire S de l'avion.
L'interface utilisateur 30 permet à l'utilisateur d'entrer des conditions de vol, telles que l'aéroport de départ, l'aéroport de destination, le ou les aéroports de dégagement, les altitudes de vol, notamment l'altitude de croisière, ainsi que le type et la configuration de l'avion considéré. Le type et la configuration de l'avion considéré sont transmis à l'unité 20 pour délivrance, à l'unité de traitement 10, des paramètres aérodynamiques correspondants.
L'unité 40 considère successivement K phases de vol (K pouvant être égal à 1) FPk, au choix de l'utilisateur au moyen de l'interface utilisateur 30, ou prédéterminées. Les phases de vol en question sont celles qui sont l'objet de la Fig. 1. Ainsi, l'utilisateur pourrait n'utiliser le système de la présente invention que pour optimiser la phase de montée et donc ne s'intéresser qu'à cette phase. Dans ce cas, K serait égal à 1. Ou alors, il pourrait ne s'intéresser qu'aux phases de montée III, de croisière IV et descente V. Dans ce cas, K est égal à 3.
Pour la ou chaque phase de vol FPk, l'unité 40 définit M réalisations de celle-ci qui sont respectivement nommées FP^ avec m = 1 à M. Par souci de simplification, sauf quand cela sera nécessaire, chaque réalisation FP^ est dorénavant nommée FPm, implicitement d'une phase de vol k. De plus, l'unité 40 divise chaque réalisation de phase de vol FPm ainsi définie en un nombre N de segments de phase de vol. Ce nombre N est par exemple entré par l'utilisateur au moyen de l'interface utilisateur 30 ou est un nombre prédéterminé. A la Fig. 3, on a représenté deux réalisations de phase de vol FPmi et FP^ qui sont divisées chacune en trois segments de phase de vol S™1, S et S et S™2, S™2 et S™2. Dans la suite de la description, l'exposant m n'est plus mentionné car implicite, sauf nécessité. Chaque segment Sn (n = 1 à N ; implicitement d'une réalisation de phase de vol d'indice m) est défini par des paramètres de vol de segment ISn qui lui sont propres, tels qu'une altitude de début de segment Hn (qui constitue, par exemple, une altitude de référence dudit segment) et une altitude de fin de segment Hn+i qui est égale à l'altitude de début du segment suivant Sn+i ou l'altitude HFPUP de la fin de la phase de vol FP considérée. On remarquera que l'altitude HFPDW de début de phase de vol FP et l'altitude de fin de phase de vol FP sont identiques pour toutes les réalisations de phase de vol FPm, avec m = 1 à M. Ces informations de vol de segment ISn peuvent également incorporer, pour chaque segment Sn, d'autres paramètres, comme l'incidence an et la pente γη de l'avion considérée, ou le centre de gravité de l'avion etc. Dans un exemple de réalisation de l'invention, on peut donc écrire : Isn = {Hn, αη, γη} pour tout n compris entre 1 et N.
Ainsi, une réalisation de phase de vol FPm est définie par des paramètres de réalisation de phase de vol lFpm qui sont constitués par un ensemble de N paramètres de vols de segment ISn, soit, = {IS1, Isn, · · ·, ISN} et, dans l'exemple mentionné ci- dessus, IFpm = { {Hi, αι, γι}, ..., {Hn, a„, γ„}, {HN, aN, YN} } . Plus précisément, en faisant intervenir l'indice de phase de vol m, on devrait écrire :
FPm - { { Hj , ι , γι }, {HN , αΝ , γΝ } }
Pour chaque réalisation de phase de vol, la valeur donnée par l'unité 40 à chacun des paramètres de vols de segments Isn, tels que l'altitude de référence Hn, l'incidence an et la pente γη de l'avion considérée est soit prédéterminée, soit déterminée aléatoirement ou pseudo-aléatoirement.
Pour la ou chaque phase de vol considérée FPk, l'unité 40 détermine, sur la base des conditions de vol entrées par l'utilisateur au moyen de l'interface utilisateur 30, une suite de M informations de réalisation de phase de vol {IFPI , · · · , iFPm, . . . IFPM} qui est alors transmise à l'unité de traitement 10. L'unité de traitement 10, sur la base de chaque information de réalisation de phase de vol lFpm présente dans la suite qui lui a été transmise par l'unité 40, détermine la consommation CFpm résultant de cette réalisation de phase de vol FPm.
Pour ce faire, l'unité de traitement 10 peut procéder comme suit. Pour chaque segment S™ (ci-après dénommé Sn) de la réalisation de la phase de vol FPm considérée, elle détermine, dans un premier temps, sur la base de l'ensemble des paramètres de vol de segment ISn du segment Sn contenu dans l'information de réalisation de phase de vol lFpm considérée délivrée par l'unité 40 ainsi que les paramètres aérodynamiques IAV délivrés par l'unité 20, la vitesse Vn de l'avion dans ce segment Sn et la consommation de carburant Csn qui en résulte.
Par exemple, l'unité de traitement 10 utilise, pour calculer la vitesse Vn de l'avion dans un segment Sn, un modèle mathématique d'un avion. On a représenté à la Fig. 4 un avion 100 dont la pente par rapport au sol est γ et qui présente une incidence a par rapport à son axe de déplacement dd'. Les vecteurs suivants sont représentés : T est la poussée qui est parallèle à l'axe de déplacement dd', mg le poids de l'avion au moment considéré, L la portance qui est perpendiculaire à l'axe de l'avion aa' et D la traînée qui est parallèle à l'axe de l'avion aa'. Pour traduire le fait que cet avion est à l'équilibre et se déplace à une vitesse Vn parallèle à son axe de déplacement dd', les équations suivantes peuvent être écrites :
T cos a - D - mg sin γ = m Vn
T sin a + L - mg cos γ = m Vn γ
La poussée T dépend de la poussée nominale T0 lorsque la densité de l'air est p0, de la vitesse de l'avion exprimée en Mach M, de la densité de l'air p au moment considéré, selon l'équation :
Figure imgf000009_0001
La traînée D et la portance L dépendent de la densité de l'air p à l'endroit considéré, de la vitesse Vn, de la surface alaire S de l'avion, et respectivement de deux coefficients d'aérodynamisme Cx et Cz, encore appelés coefficient de traînée et coefficient de portance. On a donc : D = - pV2SCx (a,M) L = - pV2SCz(a, M)
On notera que les coefficients d'aérodynamisme Cx et Cz dépendent eux-mêmes de la vitesse de l'avion exprimée en Mach M et de l'angle d'incidence a de l'avion par rapport à son axe de déplacement dd'.
Par ailleurs, on notera également que la densité de l'air p dépend de l'altitude du lieu considéré. Des formules dites de nivellement barométrique permettent de connaître cette variation de densité de l'air avec l'altitude. Par exemple, sans variation de température, on a :
Ah
— RT
p(Hn) = p(H0)e avec h =—
Mg
R étant la chaleur spécifique de l'air, T la température en degré Kelvin, M la masse molaire de l'air et g la gravité.
Connaissant l'altitude Hn (laquelle détermine la densité de l'air p et la poussée T), l'incidence an et la pente γη ainsi que les paramètres avioniques (surface alaire S, coefficients aérodynamiques Cx et Cz), il est possible, en résolvant les équations différentielles présentées ci-dessus, de calculer la vitesse Vn de l'avion. Il est par exemple possible d'utiliser un algorithme de résolution (solveur) d'équations différentielles.
De la connaissance de la vitesse Vn de l'avion, il est possible de déterminer la consommation en carburant de l'avion. Par exemple, on peut utiliser la formulation suivante :
CSn = a(Hn)Vn+ b(Hn)
Où a et b sont des coefficients qui dépendent de l'altitude Hn.
Dans un second temps, l'unité de traitement 10 somme les valeurs de consommation de carburant Csn des segments Si à SN qui constituent la réalisation de la phase de vol FPm considérée. L'unité de traitement 10 délivre ainsi, à l'unité d'optimisation 50, pour chaque phase de vol FPk, une suite de valeurs de consommation CFpm correspondant aux réalisations de phase de vol FPm (m = 1 à M) considérées à laquelle sont annexées les valeurs des ou de certains paramètres de vol lFPm (par exemple, les vitesses V™ à V™, altitudes H à H™, etc.) de l'ensemble des segments S™ à S™ qui composent cette réalisation de phase de vol FPm : {CFPI , IFPI ; . . . ; CFPm, iFPm CFPM, IFPM} , soit, dans l'exemple mentionné ci-dessus :
{CFPI , V/ . H} H N ; ... ; CFPM, VJ , HJ VN , HN }
L'unité d'optimisation 50 a pour objet de déterminer les paramètres de vol de segment ISn°pt avec n = 1 à N, en tout ou en partie, d'une réalisation FPopt d'une phase de vol pour laquelle la consommation de carburant CFPop1 qui en résulte est minimisée.
Les paramètres de vol de segment retenus sont par exemple les altitudes Hi°pt à HN°pt de chacun des N segments qui constituent la réalisation optimale FPopt. Peuvent aussi s'y rajouter, une suite de valeurs d'incidence ai°pt à N°pt et une suite de valeurs de pente γι°ρ1 à γΝ ορ1 ou tout autre paramètre de vol de phase de vol considérée.
L'unité d'optimisation 50 délivre alors les paramètres de vol de segment Isn°pt, les vitesses Vsn°pt des segments Sn qui constituent la réalisation optimale Fpopt ainsi que la consommation minimisée CFPOP1.
Pour son fonctionnement, l'unité d'optimisation 50 peut, par exemple, utiliser un algorithme d'optimisation génétique ou un algorithme d'optimisation utilisant une méthode de Monte-Carlo. Elle peut également utiliser une méthode du type méthode d'optimisation à point intérieur IPOPT.
On a représenté une flèche entre l'unité d'optimisation 50 et l'unité 40 car, selon la méthode d'optimisation mise en œuvre par l'unité 50, des informations peuvent être transmises par l'unité 50 à l'unité 40 afin que celle-ci puisse délivrer des suites d'informations de réalisation de phase de vol lFpm et, ceci, pendant le cours même du traitement d'optimisation mis en œuvre par l'unité 50.
Dans un mode de réalisation particulier, l'unité 20 de délivrance de paramètres avioniques IAV est prévue pour recueillir les données de vol Data qui ont été enregistrées lors de vols précédents de l'avion considéré. Par exemple, ces données enregistrées en cours de vol, sont la vitesse de l'avion V, son altitude de vol H, sa pente γ et son incidence a, la masse m, sa consommation C, son régime moteur à partir duquel il est aisé de déterminer la poussée, etc. et ce à chaque instant. En réinjectant ces données Data dans un modèle mathématique de l'avion et en résolvant les équations qui constituent ce modèle, il est possible de déterminer les paramètres avioniques de ce modèle pour l'avion considéré.
Par exemple, en reprenant les équations du modèle développé ci-dessus en relation avec l'unité de traitement 10, à partir de données de vol Data enregistrées lors de vols précédents que sont la vitesse V, son altitude de vol H, sa pente γ et son incidence a, la masse m, sa poussée, il est possible de déterminer les coefficients aérodynamiques Cx et Cz qui minimisent l'écart entre les différentes grandeurs que ce modèle calcule et ces données Data. Par exemple, un algorithme de résolution d'équations différentielles peut être utilisé pour ce faire.
On notera que l'unité 20 de délivrance de paramètres aérodynamiques pourrait être utilisée non seulement pour fournir ces paramètres à l'unité de traitement 10 qui est décrite ci-dessus, mais également à toute unité de traitement, quel que soit son fonctionnement, nécessitant de tels paramètres aérodynamiques. L'avantage d'une telle unité de délivrance de paramètres avioniques IAV est de pouvoir tenir compte des caractéristiques physiques réelles de l'avion considéré et non de caractéristiques nominales d'un avion de même type et dans la même configuration.
La présente invention concerne un procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion, parmi les phases qui sont l'objet de la Fig. 1. Ce procédé est succinctement décrit en relation avec la Fig. 5, ses détails ou exemples de réalisation ayant déjà été mentionnés dans la description du système de détermination des paramètres de vol d'au moins une phase de vol d'un avion selon l'invention qui a été faite en relation avec la Fig. 2.
Le procédé de la présente invention comprend, pour ladite ou chaque phase de vol pour laquelle il est mis en œuvre, les étapes suivantes :
- une étape E10 de définition d'une pluralité de réalisations de ladite phase de vol considérée comme étant chacune un ensemble de segments successifs ayant leurs propres paramètres de vol prédéterminés ou déterminés aléatoirement ou pseudo- aléatoirement,
- une étape E20 de calcul, pour chaque réalisation de ladite phase de vol considérée, sur la base des caractéristiques avioniques dudit avion et des paramètres de vol de chaque segment de la réalisation considérée, des vitesses des segments et de la consommation en carburant dudit avion pour ladite réalisation,
- une étape d'optimisation E30 selon laquelle ne sont retenus, en tant que paramètres de vol de la phase de vol considérée, que les paramètres de vol des segments qui constituent la réalisation de ladite phase de vol pour laquelle la consommation en carburant est minimisée, ainsi que les vitesses des segments de ladite réalisation et ladite consommation en carburant résultante.
Dans le système qui est représenté à la Fig. 2, ladite étape E10 est mise en œuvre par l'unité 40, l'étape E20 est mise en œuvre par l'unité de traitement 10 et l'étape d'optimisation E30 est mise en œuvre par l'unité d'optimisation 50.
Ainsi, comme cela a déjà été mentionné pour ces unités, les paramètres de vol de chaque segment qui constitue une réalisation de ladite phase de vol incluent l'altitude de référence dudit segment. Ils peuvent inclure l'incidence de l'avion par rapport à son axe d'avancement et la pente dudit avion.
De même, ladite étape d'optimisation E30 peut mettre en œuvre une méthode de Monte-Carlo, une méthode d'optimisation génétique, ou une méthode d'optimisation à point intérieur du type IPOPT.
De même encore, ladite étape de calcul E20 met en œuvre une méthode de modélisation mathématique d'un avion, telle que celle qui est décrite en relation avec la Fig. 4.
Ledit procédé peut également mettre en œuvre une étape E40 de détermination des paramètres aérodynamiques dudit avion sur la base des données de vol enregistrées lors de vols précédents dudit avion. Cette étape E40 est par exemple mise en œuvre par l'unité 20 décrite en relation avec la Fig. 2.
La Fig. 6 est un schéma synoptique d'un ordinateur 100 qui comprend une interface homme-machine 110 qui inclut les fonctions de l'interface utilisateur 30 du système de la présente invention décrit en relation avec la Fig. 2, une unité centrale 120 et une mémoire 130, reliées ensemble au moyen d'un bus 140. Dans la mémoire 130 est chargé un programme d'ordinateur qui, lorsqu'il est exécuté par ledit ordinateur 100, met en œuvre les étapes d'un procédé de détermination des paramètres de vol d'au moins une phase de vol d'un avion selon la présente invention. Dans le mode de réalisation ici décrit, les unités 10, 20, 40 et 50 décrites en relation avec la Fig. 2 sont des unités logicielles parties intégrantes de ce programme d'ordinateur. Les paramètres de vol optimisés Isn°pt ainsi que la consommation en carburant résultant CFP°pt de la ou chaque phase de vol considérée sont affichés, pour les phases de vol requises par l'utilisateur, au moyen de l'interface homme-machine 110.

Claims

REVENDICATIONS
1) Procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion, caractérisé en ce qu'il comprend, pour ladite ou chaque phase de vol, les étapes suivantes :
- une étape (E10) de définition d'une pluralité de réalisations de ladite phase de vol considérée comme étant chacune un ensemble de segments successifs (Sn) ayant leurs propres paramètres de vol (Isn) prédéterminés ou déterminés aléatoirement ou pseudo-aléatoirement,
- une étape (E20) de calcul, pour chaque réalisation de ladite phase de vol considérée, sur la base des caractéristiques aérodynamiques (IAV) dudit avion et des paramètres de vol (Isn) de chaque segment (Sn) de la réalisation considérée, des vitesses (Vn) des segments (Sn) et de la consommation en carburant (CFpm) dudit avion pour ladite réalisation,
- une étape d'optimisation (E30) selon laquelle ne sont retenus, en tant que paramètres de vol de la phase de vol considérée, que les paramètres de vol (lFP°pt) des segments qui constituent la réalisation de ladite phase de vol pour laquelle la consommation de carburant (CFP°PT) est minimisée, ainsi que les vitesses (Vsn°pt) des segments de ladite réalisation et ladite consommation en carburant (CFP op1) résultante.
2) Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les paramètres de vol de chaque segment (ISn) qui constitue une réalisation de ladite phase de vol considérée incluent l'altitude de référence (Hn) dudit segment (Sn).
3) Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits paramètres de vol de chaque segment (ISn) qui constitue une réalisation de ladite phase de vol incluent l'incidence (an) de l'avion par rapport à son axe d'avancement dd' et la pente (γη) dudit avion par rapport à son axe aa'.
4) Procédé selon une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite étape d'optimisation met en œuvre une méthode de Monte-Carlo, une méthode d'optimisation génétique, ou une méthode d'optimisation à point intérieur du type IPOPT. 5) Procédé selon une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite étape de calcul met en œuvre une méthode de modélisation mathématique d'un avion.
6) Procédé selon une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de détermination des caractéristiques aérodynamiques (IAV) dudit avion sur la base des données de vol enregistrées lors de vols précédents dudit avion.
7) Système de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion, caractérisé en ce qu'il comprend :
- une unité (40) de définition d'une pluralité de réalisations de ladite phase de vol considérée comme étant chacune un ensemble de segments successifs (Sn) ayant leurs propres paramètres de vol (Isn) prédéterminés ou déterminés aléatoirement ou pseudo-aléatoirement,
- une unité de traitement (10) qui, pour chaque réalisation de ladite phase de vol considérée, sur la base des caractéristiques aérodynamiques (IAV) dudit avion et des paramètres de vol (Isn) de chaque segment (Sn) de la réalisation considérée, calcule les vitesses (Vn) des segments (Sn) et la consommation en carburant (CFpm) dudit avion pour ladite réalisation,
- une unité d'optimisation (50) qui ne retient, en tant que paramètres de vol de la phase de vol considérée, que les paramètres de vol (lFP°pt) des segments qui constituent la réalisation de ladite phase de vol pour laquelle la consommation de carburant (CFP°PT) est minimisée, ainsi que les vitesses (Vsn°pt) des segments de ladite réalisation et ladite consommation en carburant (CFP op1) résultante. 8) Système selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comprend une unité
(20) de délivrance des caractéristiques aérodynamiques dudit avion, ladite unité étant prévue pour recueillir des données de vol enregistrées lors de vols précédents dudit avion. 9) Programme d'ordinateur chargé dans une mémoire (130) d'un ordinateur
(100), ledit programme comprenant des instructions ou parties de code pour mettre en œuvre les étapes d'un procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion selon une des revendications 1 à 6, lorsque ledit programme est exécuté par ledit ordinateur (1 10).
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