WO2015193125A1 - Procédé et dispositif de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef, produit programme d'ordinateur et aéronef associés - Google Patents

Procédé et dispositif de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef, produit programme d'ordinateur et aéronef associés Download PDF

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WO2015193125A1
WO2015193125A1 PCT/EP2015/062575 EP2015062575W WO2015193125A1 WO 2015193125 A1 WO2015193125 A1 WO 2015193125A1 EP 2015062575 W EP2015062575 W EP 2015062575W WO 2015193125 A1 WO2015193125 A1 WO 2015193125A1
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WO
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setpoint
trajectory
aircraft
axis
operating mode
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PCT/EP2015/062575
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Sylvain Lissajoux
Eric Guillouet
Christophe Garnavault
Joël BOSSON
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Thales
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    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0061—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements for transition from automatic pilot to manual pilot and vice versa
    • G—PHYSICS
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    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
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    • G08G5/04—Anti-collision systems
    • G08G5/045—Navigation or guidance aids, e.g. determination of anti-collision manoeuvers

Definitions

  • the present invention relates to a method of generating a resultant target trajectory of an aircraft, intended for at least one destination system among at least one guidance system of the aircraft, the resulting target trajectory comprising at least one trajectory segment for at least one axis among a lateral axis, a vertical axis and a longitudinal axis associated with the aircraft.
  • the guidance system of the aircraft is configured to slave the trajectory of the aircraft with respect to said resulting setpoint trajectory.
  • the method is implemented by an electronic device for generating said trajectory.
  • the invention also relates to a computer program product comprising software instructions which, when implemented by a computer, implement such a method.
  • the invention also relates to an electronic device for generating such a trajectory.
  • the invention also relates to an aircraft, such as an airplane or a helicopter, comprising such an electronic device for generating the resulting set-point trajectory, a flight management system, an external setpoint trajectory generation system, one or more several guidance systems, such as an autopilot device and / or electric flight controls and / or an autothrust device, the generated resultant target trajectory being adapted to be transmitted to at least one destination system among the guidance system or systems of the aircraft.
  • the invention applies to the field of avionics, and more particularly to that of flight control systems.
  • the field of use of this invention relates to the course of the flight of an aircraft in the broad sense, including taxiing phases.
  • the invention then relates to all phases of use of flight control systems from the departure to the arrival of the aircraft.
  • An autopilot also known as AFCS (English Auto Flight Control System): it performs the guidance function, and is as such adapted to enslave the instructions provided by the flight management system (FMS).
  • FMS flight management system
  • the use of the FMS combined with the use of the autopilot corresponds to the maximum level of automation.
  • the autopilot also allows control of the trajectory through the acquisition of parameters set by the crew and the maintenance of these parameters;
  • FCS Flight Control System
  • MCDU English Multifunctional Control Display Unit
  • FGCP English Flight Guidance Control Panel
  • FCS mini-stick for flight controls
  • An object of the invention is therefore to propose a method and a device for generating a resultant target trajectory of an aircraft, destined for at least one destination system among at least one guidance system of the aircraft, the aircraft guidance system being configured to slave the flight path of the aircraft with respect to said resultant target trajectory, in order to reduce the complexity of the aircraft interfaces; avionics systems above, then to improve the safety of the flight of the aircraft and reduce the workload for the crew.
  • the subject of the invention is a method for generating a resulting set-point trajectory of an aircraft, in which the method comprises the following steps:
  • the acquisition of a set-point trajectory prepared by the flight management system comprising one or more trajectory segments for at least one of the lateral axis, the vertical axis and the axis longitudinal, - obtaining an alternative setpoint trajectory resulting from an element from the calculation module of a trajectory and an external system for generating a setpoint trajectory, said external generation system being distinct from the management system of the flight, the alternative set-point trajectory comprising one or more trajectory segments for at least one of the lateral axis, the vertical axis and the longitudinal axis,
  • the generation of the resulting set-point trajectory, the resulting set-point trajectory comprising the segment or segments of the prepared set-point trajectory acquired for the time period corresponding to the selection of a first operating mode, and the segment or segments of the alternative setpoint trajectory obtained for the time period corresponding to the selection of another mode of operation.
  • the generation method then makes it possible, by selecting at least one operating mode from among a plurality of operating modes and generating the resulting target trajectory as a function of the selected mode or modes, to centralize the generation of the trajectory of the resultant setpoint within the electronic generation device.
  • the generating device then performs a guidance function by trajectory around a single resulting setpoint trajectory which improves the safety of the flight and facilitate the work of the crew.
  • the organization and the division of tasks between the crew and the flight control systems are thus redesigned around the aircraft trajectory.
  • setpoint trajectory is meant a trajectory intended to be used by an avionics system as a reference for servocontrolling the trajectory of the aircraft.
  • each corresponding avionic system is configured to slave the trajectory of the aircraft with respect to said setpoint trajectory.
  • resulting setpoint trajectory is meant the setpoint trajectory delivered at the output of the generating device to the recipient system or systems among the guidance system or systems.
  • the trajectory of resultant setpoint results from the generation performed from the prepared setpoint path and / or the alternative setpoint path.
  • the resulting setpoint trajectory then results from the centralization operated by the generation device.
  • the method comprises one or more of the following characteristics, taken separately or in any technically possible combination:
  • the acquisition step is performed only when the first operating mode is selected
  • the obtaining step is performed only when the other mode of operation is selected;
  • the other operating mode takes precedence over the first operating mode, and during the generating step, the resulting setpoint trajectory is formed for the time period corresponding to the selection. of these multiple modes of operation, by the segment or segments of the alternative setpoint trajectory obtained;
  • the aircraft furthermore comprises at least one protection system of the aircraft, primary control members, such as a handle or mini-stick, a rudder bar or a throttle lever, one or more auxiliary control members and secondary control members, such as a selector or rotary switch of a control panel, a touch key of a touch screen, or a voice control system, and when the other operating mode selected is a second mode of operation.
  • the alternative setpoint trajectory is a trajectory calculated by the calculation module, as a function of at least one guidance setpoint, each guidance setpoint being produced from at least one constraint resulting from a corresponding protection system or being selected by a crew of the aircraft via one of the control members;
  • the aircraft furthermore comprises primary control members, such as a handle or mini-stick, a rudder bar or a throttle lever,
  • the method further comprises acquiring a mechanical quantity relative to one of the primary control members, and
  • the alternative setpoint path is a trajectory calculated by the calculation module (40) as a function of the mechanical quantity acquired for one of the primary control members; when the other operating mode selected is a fourth mode of operation, the alternative setpoint path is a setpoint path received from the external generation system;
  • the third mode of operation is more important than the second mode of operation, the second mode of operation being more important than the fourth mode of operation;
  • each mode of operation is independently selectable for each axis from the lateral axis, the vertical axis and the longitudinal axis;
  • At least one aeronautical characteristic of the aircraft is constant, each aeronautical characteristic being chosen from the group consisting of: a turn radius, a road, a ground gradient, an altitude, a ground speed, a vertical speed, roll angle, pitch attitude, heading, load factor, lateral acceleration, roll rate, longitudinal pitch rate, slope acceleration, rate of change of acceleration on a slope, an energy level such as a specific engine speed, a performance level such as a better rate of climb, an acceleration rate and a relative air speed (CAS, TAS, MACH), a position and a slip angle;
  • At least one trajectory segment comprises one or more predefined points of passage of the aircraft
  • the aircraft furthermore comprises primary control members, such as a handle or mini-stick, a rudder bar or a throttle lever,
  • the method further comprises acquiring a mechanical quantity relative to one of the primary control members, and
  • the selection of the operating mode is performed according to the mechanical quantity acquired for the primary control member associated with the axis considered among the lateral axis, the vertical axis and the longitudinal axis;
  • switching to the first operating mode is performed only when the primary control member associated with the axis considered among the lateral axis, the vertical axis and the longitudinal axis is in a rest position, said rest position being a corresponding position of the primary member when not manipulated, said primary member having one or more rest positions;
  • switching to the first operating mode is performed via a specific button
  • the guide or guidance is selected from the group consisting of: a turn radius setpoint, a road setpoint, a ground slope setpoint, an altitude setpoint, a ground speed setpoint, a vertical speed setpoint a roll setpoint, a longitudinal attitude setpoint, a heading setpoint, a load factor setpoint, a lateral acceleration set point, a roll rate setpoint, a pitch attitude variation setpoint, an acceleration setpoint on a slope, a slope acceleration variation rate setpoint, an energy level setpoint, a performance level setpoint, a ground trajectory setpoint associated with a waypoint, a setpoint of air speed (CAS, TAS, MACH), a slip angle setpoint and a position setpoint; and
  • the aircraft furthermore comprises at least one aircraft protection system, at least one data display system, and
  • the method further comprises transmitting the resulting target trajectory to at least one destination system among at least one guidance system, at least one protection system and at least one display system.
  • the invention also relates to a computer program product comprising software instructions which, when implemented by a computer, implement the method as defined above.
  • the subject of the invention is also an electronic device for generating a resulting target trajectory of an aircraft, destined for at least one destination system among at least one guidance system of the aircraft, the resulting target trajectory having at least one trajectory segment for at least one axis of a lateral axis, a vertical axis and a longitudinal axis associated with the aircraft, the guidance system being configured to slave the flight path of the aircraft with respect to said flight path.
  • resulting instruction
  • the device comprising:
  • a set-point trajectory prepared by a flight management system comprising one or more trajectory segments for at least one axis among the lateral axis, the vertical axis and the longitudinal axis,
  • an alternative setpoint trajectory resulting from an element from the calculation module and an external generation system
  • the alternative setpoint trajectory comprising one or more trajectory segments for at least one axis among the lateral axis, the vertical axis and the longitudinal axis, said external generation system being distinct from the flight management system
  • the resulting setpoint trajectory comprising the segment or segments of the prepared setpoint trajectory acquired for the time period corresponding to the selection of a first operating mode, and the segment or segments; of the alternative setpoint trajectory obtained for the time period corresponding to the selection of another operating mode.
  • the subject of the invention is also an aircraft, such as an airplane or a helicopter, comprising an electronic device for generating a resultant target trajectory, a flight management system, an external system for generating a set trajectory, one or more guidance systems, such as an automatic piloting device and / or electric flight controls and / or an autothrust device, wherein the generating device is as defined above, the trajectory resulting setpoint generated being adapted to be transmitted to at least one destination system among the one or more guidance systems of the aircraft.
  • FIG. 1 is a schematic representation of an aircraft according to the invention, the aircraft comprising a flight control system, an engine control system, an automatic piloting device, an aircraft guidance system, aircraft protection systems, data display systems, one or more sleeves or mini-handles, one or more lifters and a set of throttles each forming a primary control member adapted to be manipulated for steering of the aircraft, and an electronic device for generating a resulting target trajectory of an aircraft, destined for at least one destination system among the guidance system, the protection systems and the display systems, the generation device comprising means for selecting at least one operating mode from among a first, a second, a third and a fourth mode of operation, means for acquiring a set-point trajectory prepared by the flight management system, means for obtaining an alternative set-point trajectory and means for generating the resulting set-point trajectory as a function of the selected operating mode;
  • FIG. 2 is a schematic representation of the projections of the axes of a reference frame linked to the aircraft in a reference frame;
  • FIG. 3 is a diagrammatic representation of a first range of values and a second range of values of a travel of the handle of FIG. 1, switching to the third mode, respectively to the second mode, being performed if the value of the deflection belongs to the first range, respectively to the second range;
  • FIG. 4 is a schematic representation of relationships between the different modes of operation
  • FIG. 5 is a schematic representation of information displayed on a screen of the generating device of FIG. 1;
  • FIG. 6 is a flowchart of a method according to the invention for generating the resulting set trajectory of the aircraft.
  • FIG. 7 is a logic diagram representing the transitions between the different modes of operation.
  • an aircraft 10 such as an airplane or a helicopter, comprises a flight control system 12, also known as FCS (English Flight Control System) or FBW (Fly By Wire English). to act on a set of control surfaces and actuators 13 of the aircraft.
  • FCS English Flight Control System
  • FBW Fan By Wire English
  • control surfaces are, for example, ailerons, the elevator or the rudder.
  • control surfaces are, for example, the collective pitch, the cyclic pitch or the pitch of the tail rotor.
  • the aircraft 10 comprises a motor control system 14, also noted ECU (Engine Control Unit English) to vary the energy delivered by a motor 15 of the aircraft, such as a reactor, a turboprop or a turbine.
  • a motor control system 14 also noted ECU (Engine Control Unit English) to vary the energy delivered by a motor 15 of the aircraft, such as a reactor, a turboprop or a turbine.
  • the aircraft 10 comprises at least one guidance system, such as an automatic piloting device 16, also called AFCS (English Auto-Flight Control System), also called autopilot and noted PA or AP (from the English Automatic Pilot), such as a flight management system 17 of the aircraft, also noted FMS (English Flight Management System).
  • AFCS English Auto-Flight Control System
  • PA PA
  • AP from the English Automatic Pilot
  • flight management system 17 of the aircraft also noted FMS (English Flight Management System).
  • FMS English Flight Management System
  • the guidance system is a self-propelling device, not shown, also called self-handle.
  • the aircraft 10 comprises at least one external system 18 for generating a target trajectory, and systems 19A, 19B for protecting the aircraft, such as a traffic alert and collision avoidance system 19A. , also noted TCAS (Traffic Collision Avoidance System), and a warning system and collision avoidance with the terrain 19B, also noted TAWS (of the English "Terrain Awareness and Warning System”) , a system, not shown, of weather conditions detection (English Weather Radar), or a system, not shown, detection of Windshear Detection System.
  • the protection systems 19A, 19B are generally adapted to protect the aircraft 10 from a risk of exit from the flight envelope and / or from an environmental conflict (ground, traffic, variation in flight conditions).
  • the aircraft 10 comprises one or more data display systems, such as a head-down display system and / or a head-up display system, also called HUD (Head-Up Display).
  • the head-down display system is, for example, a navigation data display system (English Navigation Display).
  • the aircraft 10 comprises a set of sensors 21 able to measure different quantities associated with the aircraft 10, in particular quantities associated with the set of control surfaces and actuators 13, and to transmit the measured values of said quantities to the control system. 12, to the engine control system 14, to the automatic piloting device 16 and / or to the flight management system 17.
  • the aircraft 10 comprises one or more sleeves or mini-handles 22, one or more pedals 23 and one or more joysticks or mini-controllers 24, each forming a primary control member adapted to be handled by the crew 26 of the aircraft for piloting the aircraft.
  • the mini-handle 24 designates a joystick with a force feedback to an equilibrium position. Subsequently, the term "handle” will mean either a handle or a mini-stick and the term “joystick” will denote either a joystick or mini-joystick.
  • the aircraft 10 comprises an auxiliary control member 28 for incrementing or decrementing a setpoint, or directly designating the value of this setpoint.
  • the aircraft 10 further comprises secondary control members 29, such as a control panel selector, a tactile touch of a touch screen, or a voice control system.
  • secondary control members 29 such as a control panel selector, a tactile touch of a touch screen, or a voice control system.
  • the aircraft 10 comprises, according to the invention, an electronic device 30 for generating a resultant target trajectory of the aircraft for the guidance system 16, the resulting target trajectory comprising at least one trajectory segment for at least one flight path. at least one axis among a lateral axis y 1; also called transverse axis, a vertical axis ⁇ and a longitudinal axis x 1; associated with the aircraft and visible in Figure 2.
  • Each trajectory segment is calculated independently for each axis from the lateral axis yi, the vertical axis z- ⁇ and the longitudinal axis Xi, or alternatively calculated for a combination of several axes.
  • a radius command of turn of the aircraft 1 0 is used to calculate a trajectory segment for the lateral axis yi
  • a given airspeed climb performance setpoint is used to calculate a trajectory segment combining the longitudinal axes Xi and vertical ⁇ .
  • the resulting set-point trajectory is adapted to be transmitted to the guidance system 16, or optionally complement one or more protection systems 19A, 19B and one or more display systems 20.
  • the guidance system 16, the one or more protection systems 19A, 19B and the display system (s) 20 then each form a destination system adapted to receive said resulting setpoint trajectory from the generation device 30.
  • the guidance system 16 is then configured to control the trajectory of the aircraft with respect to said resulting setpoint trajectory.
  • Each protection system 1 9A, 1 9B is configured to monitor the resulting setpoint trajectory and advantageously protect it, that is to say to propose one or more avoidance trajectories when a danger is detected along the resulting setpoint path.
  • the display system 20 is configured to display the resulting setpoint path.
  • the aircraft 10 moves relative to the ground according to a ground speed vector V s which forms with the horizontal H an angle y s called the ground slope of the aircraft, and moves relative to the air according to a speed vector air V a which forms with the horizontal H an angle is called air slope of the aircraft.
  • the difference between the ground speed vector V s and the air velocity vector V a corresponds to the wind speed vector V w which represents the movement of the air relative to the ground.
  • the flight control system 1 2 is known per se, and allows, via its action on the set of control surfaces and actuators 1 3, to cause a change of attitude of the aircraft 10.
  • the engine control system 14 is known per se, and makes it possible to cause a variation in the thrust of the engines 15 of the aircraft.
  • the automatic piloting device 1 6 and / or the self-thrust device are known per se, and make it possible to act on the trajectory of the aircraft.
  • the flight management system 1 7 is known per se, and is adapted to manage a flight plan of the aircraft 10, from takeoff to landing.
  • Each reference path generation system 1 8 is external to the generation device 30.
  • Each external generation system 18 is furthermore separate from the flight management system 17.
  • the external generation system 1 8 is, for example, a second generation system 18.
  • flight management system of the aircraft also noted FMS2.
  • the external generation system 18 is a system for acquiring a trajectory coming from an apparatus external to the aircraft 1 0, the setpoint trajectory for example from a data link (English datalink) or an electronic tablet type EFB (Electronic Flight Bag English).
  • the traffic alert and collision avoidance system 19A is known per se, and is adapted to monitor the airspace around the aircraft 10, in order to detect in particular other aircraft equipped with an active transponder, or even to provide one or more trajectory constraints or to propose one or more avoidance trajectories. This detection is independent of the air traffic control performed by the air traffic controllers.
  • the terrain collision warning and avoidance system 19B is known per se, and is adapted to combine flight data (position, speed) with terrain modeling, or with measurements from a radio altimeter, to calculate the potential intersections of the trajectory of the aircraft with the ground, and if necessary, to generate alerts, or even to provide one or more trajectory constraints or to propose one or more avoidance trajectories.
  • the sensors 21 are particularly suitable for providing information relating to the position of elements of the set of rudders and actuators 13, for example the position of a rudder, and / or relating to the state of the engines 15, and / or relating to hypersustentation configurations, and / or relating to the deployed or unfrozen state of the landing gear.
  • the sensors 21 are further adapted to provide information relating to the positioning and the dynamics of the aircraft, such as attitudes, accelerations, ground speed, route, altitude, latitude, longitude, and / or relating to the environment of the aircraft 10, preferably relative to the atmosphere in which the aircraft 10 evolves, for example a pressure, or a temperature.
  • Each handle 22 is adapted to allow a user to control the attitudes of the aircraft 10.
  • each handle 22 is a control lever adapted to be actuated according to transverse movements, longitudinal movements or any combination of transverse movements. and longitudinal.
  • each sleeve 22 is movable in at least two distinct directions of displacement, the directions of displacement being further perpendicular to each other in the embodiment described.
  • each sleeve 22 is adapted to allow a user to control the roll angle by transverse movements of the handle, and the pitch angle, also called longitudinal pitch, or the load factor by longitudinal movements of the handle .
  • Each rudder 23 is known per se, and is adapted to allow a user to control the evolution of the yaw angle and ground braking of the aircraft 10.
  • Each lever 24 is adapted to generate a variation in the thrust or power of the engines 15 of the aircraft via the engine control system 14.
  • Each lever 24 is, for example, a control lever adapted to be actuated according to movements. longitudinal for a fixed wing aircraft, and in vertical motions for a rotary wing aircraft. In other words, each handle 24 is movable in a direction of movement, namely the longitudinal or vertical direction.
  • Each primary member 22, 23, 24 each has a rest position for each direction of movement, the rest position, also called the neutral position, being the position of the primary member 22, 23, 24 when not in position. manipulated, preferably corresponding to the median position between the extreme values of a clearance D of the primary member 22, 23, 24 corresponding in the corresponding direction of movement.
  • the rest position is the position corresponding to the axis P R.
  • each handle 22 and each handle 24 are each a controllable, ie controllable, mechanical stress return control lever, and a mechanical force return law defines the mechanical force provided by each lever 22, 24 as a function of the clearance D of each lever 22, 24 relative to its rest position. According to this complement, each handle 22 and each handle 24 are then more specifically called mini-handle and mini-joystick.
  • the mechanical force return law is a function of other parameters, such as the state of the actuators or guidance systems for example.
  • each control lever forming each lever 24 and / or each sleeve 22, comprises at least one predetermined reference position, the reference position or positions corresponding for example to position not shown notches.
  • the auxiliary control member 28 is fixed to each handle 22 and / or to each lever 24. It is movable in at least one direction, in order to increment or decrement at least one corresponding guide setpoint.
  • the corresponding guide setpoint is preferably an air speed setpoint (CAS, TAS, MACH) or running ground speed.
  • the auxiliary control member 28 is movable in two distinct directions, it is adapted to increment or decrement two separate guidance instructions.
  • the auxiliary control member 28 is positioned on the 22, it is preferably movable in two distinct perpendicular directions, one being longitudinal and the other transverse.
  • the guide setpoint corresponding to the longitudinal displacement of the auxiliary control member 28 is then preferably the altitude, and the guide setpoint corresponding to the transverse displacement of the auxiliary control member 28 is then preferably the heading or the road.
  • the auxiliary control member 28 is for example of conical shape when it is movable in two distinct directions, or in the form of a wheel when it is movable in a single direction.
  • the auxiliary control member 28 associated with each handle 22 is preferably of conical shape, and is also called fir, and that associated with each handle 24 is preferably wheel-shaped.
  • attitudes is meant oriented angles taken between predetermined axes of the aircraft, said aircraft axes, and their projection on reference planes.
  • attitude one distinguishes the angle of roll or heel, the angle of pitch or pitch attitude, and heading, known per se and recalled below, with reference to FIG.
  • the reference planes are determined from three reference axes.
  • the aircraft axes and the reference axes are concurrent at a predetermined point A of the aircraft 10, A being for example close to the center of gravity of the aircraft.
  • the reference axes are the axes of the local terrestrial reference frame and comprise a vertical reference axis z 0 , a longitudinal reference axis x 0 and a lateral reference axis y 0 , forming a direct orthonormal basis (x 0 , y 0 , z 0 ) called "reference base”.
  • the vertical reference axis z 0 is an axis oriented along the downward direction of the local gravitational field and passing through the predetermined point A of the aircraft.
  • the longitudinal reference axis x 0 is an axis oriented in a predetermined direction, for example towards magnetic or geographical North, and orthogonal to the vertical reference axis z 0 .
  • the lateral reference axis y 0 completes z 0 and x 0 to form the "reference base".
  • the vertical reference axes z 0 and longitudinal x 0 form a vertical reference plane.
  • the lateral reference axes y 0 and longitudinal x 0 form a horizontal reference plane.
  • the aircraft axes comprise the longitudinal aircraft axis x 1; the vertical aircraft axis Zi and the lateral aircraft axis y 1; forming a direct orthonormal basis so-called "aircraft base”.
  • the longitudinal aircraft axis Xi is an axis oriented towards the front of the aircraft, passing through the predetermined point A and belonging to a plane of symmetry of the aircraft.
  • the plan of symmetry of the aircraft is generally related to the geometric definition of the aircraft cell, it is for example the plane passing through the nose of the aircraft and the point A and orthogonal to the plane formed by the wing of the aircraft. aircraft at rest.
  • the lateral aircraft axis yi is the axis perpendicular to the plane of symmetry and oriented towards the right of the aircraft, that is to say the right of an observer aboard the aircraft and looking towards the front of the aircraft.
  • the vertical aircraft axis z- ⁇ completes yi and Xi to form the "aircraft base".
  • the angle ⁇ between the lateral aircraft axis yi and the horizontal reference plane is the roll angle.
  • the angle ⁇ between the longitudinal aircraft axis Xi and the horizontal reference plane is the pitch angle.
  • the angle ⁇ between the longitudinal aircraft axis Xi and the vertical reference plane is the heading.
  • ⁇ , ⁇ and ⁇ are generally referred to as Euler angles to move from the aircraft mark to the reference mark.
  • the generation device 30 comprises a display screen 32 and an information processing unit 34 formed for example of a memory 36 and a processor 38 associated with the memory 36.
  • the generating device 30 is distinct from the flight control system 12, the engine control system 14, the automatic piloting device 16, the flight management system 17, the external generation systems 18 and protection systems 19A, 19B.
  • the generating device 30 is integrated with any one of the following elements: the flight control system 12, the engine control system 14, the autopilot 16, the system flight management system 17, the external generation system (s) 18 and the protection systems 19A, 19B.
  • the display screen 32, and respectively the information processing unit 34, then correspond to the display screen, and respectively to the information processing unit, not shown, of said element.
  • the generation device 30 is preferably integrated in the flight control system 12.
  • the memory 36 is capable of storing a software 40 for calculating a setpoint trajectory as a function of at least one guide setpoint or as a function of an acquired mechanical quantity relative to one of the primary control elements 22, 23 , 24, such that the clearance D of said member or a mechanical force F applied against said member in the corresponding direction, each guide setpoint being selected by the crew 26 via one of the control members 22, 23, 24, 28 , 29 or developed from constraints derived from one of the protection systems 19A, 19B or acquired from the flight management system 17 or acquired from the external system or systems of generation 1 8.
  • the calculation software 40 forms, when executed by the processor 38, a setpoint trajectory calculation module, internal to the generation device 30.
  • the memory 36 is able to store a software 42 for selecting at least one operating mode from among a plurality of operating modes, such as a first operating mode M1, a second operating mode M2, a third operating mode M3 and a fourth mode of operation M4. These different modes of operation M1, M2, M3, M4 will be described in more detail below.
  • the memory 36 is capable of storing software 44 for acquiring a setpoint trajectory prepared by the flight management system 17, the prepared setpoint trajectory comprising one or more trajectory segments for at least one of the axes lateral axis y 1; the vertical axis ⁇ and the longitudinal axis * ⁇ .
  • the memory 36 is capable of storing a software 46 for obtaining an alternative setpoint trajectory resulting from an element from the calculation module 40 and the external generation system or systems 1 8, the alternative setpoint trajectory comprising one or a plurality of path segments for at least one axis among the lateral axis y 1; the vertical axis ⁇ and the longitudinal axis * ⁇ .
  • the memory 36 is able to store a software 48 for generating the resulting setpoint trajectory, the resulting setpoint trajectory comprising the segment or segments of the prepared setpoint trajectory acquired for the time period corresponding to the selection of the first operating mode M1. , and the segment or segments of the alternative setpoint trajectory obtained for the time period corresponding to the selection of another operating mode M2, M3, M4.
  • the memory 36 is furthermore capable of storing a display software 50 on the screen 32 of piloting assistance information intended for the crew 26.
  • the processor 38 is capable of loading and executing each of the software 40, 42,
  • the selection software 42 respectively the acquisition software 44, respectively the obtaining software 46, respectively the generation software 48, and respectively the display software 50 form means for selecting at least one mode of operation.
  • the calculation module 40, the selection means 42, the acquisition means 44, the obtaining means 46, the generating means 48 and the means Display 50 are made in the form of programmable logic components or in the form of dedicated integrated circuits.
  • the calculation module 40 is adapted to calculate one or more setpoint trajectory segments as a function of at least one guide setpoint or as a function of the mechanical quantity D, F relating to one of the primary control elements 22, 23 , 24.
  • At least one aeronautical characteristic of the aircraft 10 is constant, each aeronautical characteristic being chosen from the group consisting of: a turn radius, a road, a ground gradient, an altitude (absolute, barometric) , terrain), a ground speed, a vertical speed, a roll angle, a pitch attitude, a heading, a load factor, a lateral acceleration, a roll rate, a longitudinal attitude variation rate, a acceleration on a slope, a rate of variation of acceleration on a slope, an energy level such as a specific engine speed, a level of performance such as a better rate of climb, an acceleration rate and a speed relative to CAS air (English Calibrated Airspeed), TAS (True Airspeed), MACH, a position and a slip angle.
  • CAS air English Calibrated Airspeed
  • TAS Truste Airspeed
  • MACH a position and a slip angle
  • the acceleration setpoint on a slope is an instruction of an acceleration according to the direction carried by a velocity vector chosen from the air velocity vector V a and the ground velocity vector V s .
  • the set trajectory segment comprises, for example, a first point or reference plane of passage and a second point or reference plane of passage, the first point or reference plane of passage forming the beginning of the segment and the second point of reference passage forming the end of the segment.
  • the set trajectory segment is defined by other start and end conditions, these conditions depending, for example, on the external environment of the aircraft 10 and on the performance of the aircraft.
  • the start condition of a trajectory segment containing a constant CAS speed reference of 250 knots is the crossing of an altitude of 10,000 feet.
  • the end condition of a trajectory segment containing a constant vertical speed setpoint is the optimal altitude capture condition of the target trajectory segment following a constant altitude setpoint.
  • the optimal altitude capture condition corresponds, for example, to an altitude capture made with a load factor not exceeding a predefined comfort threshold, such as a threshold equal to 0.05 g, and leading to a maneuver without exceeding the next trajectory segment.
  • an altitude capture is a transition of a phase of variation altitude (rise or fall) of the aircraft 10 at a maintenance phase of the altitude of the aircraft.
  • one or more predefined points of passage are added to a corresponding segment of trajectory, to further define said trajectory segment. These predefined passing points then form intermediate points of passage between the beginning and the end of the corresponding trajectory segment.
  • the resulting set trajectory comprises three segments, one for each axis.
  • the longitudinal segment is a speed behavior, for example a constant CAS segment
  • the vertical segment is an altitude hold, for example a segment with a constant barometric altitude
  • the lateral segment is a heading hold, ie ie a segment with constant heading.
  • the resulting setpoint trajectory contains two vertical segments.
  • the first vertical segment is defined by a descent at specific engine speed, for example a minimum IDLE speed, and the second by the desired lower barometric altitude.
  • the first segment is then sequenced, that is to say deleted and replaced by the next segment, as soon as the activation conditions of the next segment are satisfied, ie as soon as the capture condition of optimal altitude is checked.
  • the resulting target trajectory contains two lateral segments.
  • the first, a right turn, is defined by a constant and positive roll (for example 15 ° roll) and the second is defined by the desired exit heading.
  • the lateral trajectory comprises in first position, that is to say in the active position, a rate holding segment. roll; the roll rate being calculated from the deflection of the sleeve 22.
  • the lateral trajectory then comprises in second position a constant rolling segment, this rolling instruction being for example a roll prediction calculated by the calculation module 40.
  • the first segment is for example sequenced when the handle 22 returns to the neutral position in the lateral direction, that is to say when the lateral position of the handle 22 no longer leads to calculate a roll rate holding segment.
  • an action on the handle 22 defines a segment of lateral trajectory.
  • the calculation module 40 is adapted to read a control signal transmitted by each of primary control members 22, 23, 24, the control signal being a function of the mechanical quantity D, F, then for converting each control signal into a primary setpoint, such as a longitudinal acceleration setpoint, or a load factor setpoint, or a longitudinal attitude variation setpoint, or a roll rate setpoint, possibly also from data coming from the sensors 21.
  • a primary setpoint such as a longitudinal acceleration setpoint, or a load factor setpoint, or a longitudinal attitude variation setpoint, or a roll rate setpoint, possibly also from data coming from the sensors 21.
  • the calculation module 40 is then adapted to calculate, from the control signal converted into a primary setpoint, an estimate of the variation over time, from a calculation date T to a prediction date T, of the magnitude corresponding to the control signal.
  • the calculation module 40 is also able to calculate the transformation of the control signal via a predetermined transformation. Such a transformation is intended to provide a signal representative of an estimate in at least one later date T * at the calculation date T, such as at dates before and after the prediction date T ', of the future evolution of the control signal from the value of the control signal in at least one date prior to or equal to the calculation date T.
  • a filter is applied to the control signal.
  • the filter is a predetermined transfer function linear filter H.
  • each sample of the control signal transform is a function of one or more samples of the control signal and one or more preceding samples of the control signal transform.
  • the transfer function H is the transfer function of a filter having a positive phase in a predetermined frequency band.
  • the transfer function filter H has a positive phase in the frequency band between 0 Hz and 20 Hz, preferably between 0 Hz and 10 Hz, more preferably between 0 Hz and 5 Hz.
  • the transfer function H is for example the transfer function of a high-pass filter.
  • coefficients G, K are the coefficients of the transfer function H and p represents the Laplace variable.
  • the value of all or part of the coefficients G, K of the transfer function H varies as a function of the data provided by the sensors 21.
  • the different values allowed for the coefficients G, K are stored in the memory 36.
  • the calculation module 40 is adapted to modify the values of the coefficients G, K as a function of the data provided by the sensors 21.
  • the calculation module 40 is further adapted to calculate an integral with respect to the time of a signal dependent on the control signal, and to add the value of the calculated integral to the current value of the corresponding quantity.
  • the calculation module 40 is adapted to correct the calculated estimate, for example according to an estimate calculated for another aircraft axis.
  • a correction notably reflects the variation over time of the angles between the aircraft axes and the reference axes, and therefore the variation over time of the projection of the aircraft velocity vectors in the reference base.
  • Such a correction also reflects the variation over time of the modules of the speeds of the aircraft 10. For example, such a correction takes into account the relationship between the vertical speed and the slope, and the relationship between the vertical speed and the ground speed.
  • Such a correction also reflects, for example, the relationship between the roll angle, the ground speed and a turning radius, the turning radius being a notion known to those skilled in the art.
  • the calculation module 40 is also adapted to correct the calculated estimate in case of variation of the measured value by one or more predetermined sensors 21.
  • the calculated estimate is then used, for example, to define a trajectory segment, such as a constant rolling trajectory segment, and / or an acceleration on a constant slope, and / or constant longitudinal pitch, and / or speed vertical or constant slope.
  • the estimate is for example also used for the display of the resulting target trajectory.
  • Each guidance setpoint is selected from the group consisting of: a turn radius setpoint, a route setpoint, a ground slope setpoint, an altitude setpoint (barometric, absolute, relative to the ground), a ground speed setpoint , a vertical speed setpoint, a roll setpoint, a setpoint longitudinal, a heading setpoint, a load factor setpoint, a lateral acceleration setpoint, a roll rate setpoint, a longitudinal pitch change rate setpoint, an acceleration setpoint on a slope, a setpoint of rate of variation of acceleration on a slope, an energy level setpoint, a performance level setpoint, a ground trajectory setpoint associated with a crossing point, an air speed reference (CAS, TAS, MACH), a slip angle setpoint, and a position setpoint.
  • CAS air speed reference
  • TAS TAS
  • MACH air speed reference
  • Each guidance instruction is then produced from at least one constraint resulting from one of the protection systems 19A, 19B, or else selected by the crew 26 via one of the control members 22, 23, 24, 28, 29, or acquired from the flight management system 1 7, or acquired the external generation system or systems 18.
  • the guide setpoint When the guide setpoint is developed from constraints from one of the protection systems 19A, 19B, the guide setpoint is also called the protection setpoint. Of the aforementioned guidance instructions, any guide setpoint may be developed from constraints from one of the protection systems 1 9A, 1 9B.
  • the calculation module 40 is adapted to calculate each guidance set as a function of the corresponding manipulation.
  • the guidance set selected by the crew 26 is preferably selected from the group consisting of: a turn radius setpoint, a route setpoint, a ground slope setpoint, an altitude setpoint, a ground speed setpoint, a vertical speed setpoint, a roll setpoint, a longitudinal attitude setpoint, a heading setpoint, a lateral acceleration setpoint, a slope acceleration setpoint, an energy level setpoint, a level setpoint performance, a ground trajectory setpoint associated with a crossing point, an air speed reference (CAS, TAS, MACH), a slip angle setpoint, and a position setpoint.
  • a turn radius setpoint a route setpoint
  • a ground slope setpoint an altitude setpoint
  • a ground speed setpoint a vertical speed setpoint
  • a roll setpoint a longitudinal attitude setpoint
  • a heading setpoint a heading setpoint
  • a lateral acceleration setpoint a slope acceleration setpoint
  • an energy level setpoint a level setpoint performance
  • a ground trajectory setpoint associated with a crossing point an
  • the calculation module 40 is for example adapted to calculate a vertical speed setpoint Vzc, or a slope setpoint, as a function of a manipulation of the handle 22 along its longitudinal direction.
  • the vertical speed setpoint Vzc, or the slope setpoint is associated with the vertical aircraft axis ⁇ .
  • the calculation module 40 is, for example, adapted to calculate a roll setpoint cp c , or a turning radius setpoint R c of the aircraft, as a function of a manipulation of the handle 22 in its transverse direction.
  • the roll instruction cp c , or the turning radius setpoint R c is associated with the lateral aircraft axis y ⁇ .
  • the calculation module 40 is for example suitable for converting a longitudinal or transverse clearance acquired from the handle 22 into a control parameter, according to a conventional conversion law.
  • the module 40 is then able to produce the vertical speed preset VZC or slope of instructions, or roll of the set cp c or the turning radius value R c, depending on the position of the aircraft 10 and the control parameter resulting from the previous conversion.
  • the vertical speed instruction Vzc at the instant ⁇ is calculated by integrating, between two instants T 0 and ⁇ , the control parameter resulting from the prior conversion of the acquired longitudinal deflection, then adding this integral to the vertical speed reference Vzc at the instant T 0 .
  • the slope setpoint is first calculated, then the vertical speed setpoint Vzc.
  • the rolling instruction cp c at the instant ⁇ is calculated by integrating, between two instants T 0 and T 1; the control parameter resulting from the prior conversion of the acquired transverse clearance, then adding this integral to the roll instruction cp c at the instant T 0.
  • the ground turning radius setpoint R c is calculated on the basis of the roll setpoint cp c previously developed, by means of an estimation of a ground speed V SO i measured via the sensors 21 of the aircraft using the following equation:
  • the ground turn radius instruction R c is first calculated, then the roll instruction cp c .
  • the calculation module 40 is, for example, able to convert a travel of the lever (s) 24 into a motor control parameter, according to a conventional conversion law.
  • the calculation module 40 is then able to develop a longitudinal speed setpoint, as a function of the manipulation of the lever or joysticks 24.
  • the longitudinal speed setpoint is associated with the longitudinal aircraft axis Xi.
  • control parameter is then converted into a slope acceleration instruction via predefined tables depending on the aircraft and its configuration considered.
  • the longitudinal speed reference at time ⁇ is then calculated by integrating between two instants T 0 and ⁇ the acceleration setpoint on slope, then adding this integral to the value of the longitudinal setpoint at time T 0 .
  • the control module calculation 40 is adapted to read the value of the guidance setpoint, this guide setpoint value then being directly indicated by means of the secondary control member 29, and does not need to be converted by the calculation module 40 as previously described in the case of the manipulation of at least one primary control member 22, 23, 24 for the selection of said guide set.
  • the calculation module 40 is generally suitable for calculating the setpoint trajectory segments as a function of at least one guidance setpoint, each guide setpoint taken into account for the calculation of a trajectory segment being constant for the period time corresponding to the segment.
  • a first segment is calculated with a constant roll rate, then a second segment is calculated with a constant roll.
  • the selection software 42 is adapted to select one or more modes of operation among the first, second, third and fourth modes of operation M1, M2, M3, M4.
  • each operating mode M1, M2, M3, M4 is independently selectable for each axis from the lateral axis y 1; the vertical axis ⁇ and the longitudinal axis x 1; and the selection of the one or more operating modes will now be described for any one of the lateral axes y 1; the vertical axis ⁇ and the longitudinal axis x 1; it being understood that the manner of making this selection is identical from one axis to another.
  • the first M1 mode is the default mode, also known as PLAN DE mode.
  • VOL corresponds to the operation where the resulting target trajectory is the prepared setpoint trajectory received from the flight management system 17.
  • the second mode M2 corresponding to the guidance instructions is also called VECTOR mode.
  • the third mode M3 corresponding to the primary instructions is also called MANUAL mode.
  • the selection software 42 is adapted to acquire the mechanical quantity D, F relative to one of the primary control members 22, 23, 24 and to select a corresponding operating mode as a function of the acquired mechanical quantity D, F for the primary control member 22, 23, 24 associated with the axis considered among the lateral axis y 1; the vertical axis ⁇ and the longitudinal axis * ⁇ .
  • the selection software 42 is adapted to select the first operating mode M1, or switch from another operating mode M2, M3, M4 to the first operating mode M1, as represented by the arrows F 2 i, F 31 , F 41 dashed line in Figure 4, only when the primary control member 22, 23, 24 associated with the axis considered among the lateral axis y 1; the vertical axis ⁇ and the longitudinal axis * ⁇ is in its rest position, also called neutral position.
  • the selection software 42 is adapted to perform the selection of the operating mode, including the fourth operating mode M4, as represented by the arrows F 14 , F 24 , F 34 in solid lines in Figure 4 , following the acquisition of the actuation of a specific button, such as the control panel selector or the touch key forming secondary control member 29, or such as the additional control member 28.
  • the selection software 42 is preferably adapted to switch to the third mode M3, as represented by the arrows F 13 , F 23 , F 43 in broken lines in Figure 4, when the value of the acquired mechanical quantity corresponding to the The aircraft axis considered, such as the deflection D or the applied force F, belongs to a first range of values.
  • the selection software 42 is preferably adapted to switch to the second mode M2, as represented by the arrows F 12 , F 3 2 J F 4 2 in dotted lines in FIG. 4, when the value of the mechanical quantity corresponding acquisition belongs to a second range of values, the second range being distinct from the first range.
  • the values of the second range are preferably smaller in absolute value than those of the first range, taking as convention that the zero value corresponds to the neutral position of the primary member 22, 23, 24 corresponding.
  • the second range is preferably disjoint from the first range, in order to allow the setting up of a hysteresis, to avoid parasitic switching, or still not desired by the user, between the second mode M2 and the third mode M3.
  • the mechanical quantity taken into account by the selection software 42 is the position of the handle 22.
  • the first range of values is in the form of a first interval 60 and a second interval 62, the first and second intervals 60, 62 being preferably disjoint and substantially symmetrical with respect to the axis P R corresponding to the neutral position of the handle 22.
  • the second range of values is in the form of a third interval 64 and a fourth interval 66, the third and fourth intervals 64, 66 being preferably disjoint and substantially symmetrical with respect to the axis P R associated with the neutral position of the handle 22.
  • the first and second intervals 60, 62 correspond to positions of the handle 22 which are farther away from the neutral position than the positions associated with the third and fourth intervals 64, 66.
  • the values of the second range associated with the position of the handle 22 are smaller in absolute value than those of the first range associated with the position of the handle 22, with the zero value corresponding to the neutral position of the handle 22.
  • the handle 22 is represented in different positions, in particular in its neutral position, with a value of the deflection D variable from one position to the other.
  • the mechanical quantity taken into account by the selection software 42 is the mechanical force F applied against the handle 22 in the corresponding direction.
  • the movement of the handle 22 in the corresponding direction is a linear function of the force F applied by the user against the handle 22.
  • the movement of the handle 22 is, for example, a non-linear function of the force F applied by the user against the handle 22.
  • the aircraft 10 comprises several primary control members 22, 23, 24, and the selection software 42 is then adapted to acquire mechanical quantities relating to the plurality of primary control members 22, 23, 24.
  • the selection software 42 is then preferably adapted to switch between the second mode M2 and the third mode M3, for each organ primary control 22, 23, 24 and depending on the mechanical quantity acquired for the corresponding primary control member.
  • the handle 22 is movable in at least two distinct directions of movement, namely the longitudinal direction and the transverse direction, and the selection software 42 is then preferably adapted to switch between the second mode M2 and the third mode M3, for each direction of movement of the shaft 22 and as a function of the mechanical quantity acquired for said shaft 22 in the corresponding direction of movement.
  • the selection software 42 is further adapted to allow switching from the third mode M3 to the second mode M2 only if the value of at least one aeronautical magnitude among measurements or estimates of a state vector of the 10, the first and second derivatives of said measurements or estimates of the state vector, the air speed of the aircraft 10, the skidding of the aircraft 10 and the incidence of the aircraft 10, is in a range of corresponding predetermined values.
  • the state vector of the aircraft 10 is composed of the positions and attitudes of the aircraft 10.
  • the selection of one or more modes of operation is coupled between at least two axes among the lateral axes yi, vertical zi and longitudinal axis Xi, that is to say that the selection of the operating mode is common for coupled axes.
  • the selection of the modes will be described in more detail below with reference to FIG. 7. It is moreover specified that FIG. 7 relates to both the first and second embodiments.
  • the acquisition software 44 is adapted to acquire the set trajectory prepared by the flight management system 1 7, the prepared set-point trajectory comprising one or more trajectory segments for at least one of the lateral axis y 1; the vertical axis ⁇ and the longitudinal axis * ⁇ .
  • the acquisition software 44 is adapted to receive, from the flight management system 17, said prepared setpoint trajectory.
  • the acquisition software 44 is executed by the processor 38 to acquire said prepared setpoint path only when the first operating mode M1 is selected.
  • the obtaining software 46 is adapted to obtain the alternative setpoint trajectory, this alternative setpoint trajectory being derived from the calculation module 40 or of a corresponding external generation system 18, and having one or more path segments for at least one of the lateral axis yi, the vertical axis z- ⁇ and the longitudinal axis Xi.
  • the obtaining software 46 is adapted to receive, from the calculation module 40 or one of the external generation systems 18, said alternative setpoint path.
  • the obtaining software 46 is executed by the processor 38 to obtain said alternative setpoint path only when at least one of the second, third and fourth operating modes M2, M3, M4 is selected.
  • the obtaining software 46 is adapted to obtain the trajectory calculated by the calculation module 40 as a function of at least one guide setpoint, said trajectory calculated as a function of the guide setpoint then forming the alternative setpoint trajectory used to calculate the resulting setpoint trajectory for the time period corresponding to the selection of the second operating mode M2.
  • the obtaining software 46 is adapted to obtain the trajectory calculated by the calculation module 40 as a function of the mechanical quantity D , F relative to the corresponding primary control member 22, 23, 24, said trajectory calculated as a function of the mechanical quantity D, F then forming the alternative setpoint trajectory used to calculate the resulting setpoint trajectory for the time period corresponding to selecting the third mode of operation M3.
  • the obtaining software 46 is adapted to obtain the target path received from the corresponding external generation system 18, said received setpoint trajectory then forming the alternative setpoint trajectory used to calculate the resulting setpoint trajectory for the time period corresponding to the selection of the fourth operating mode M4.
  • the generation software 48 is adapted to generate the resulting setpoint trajectory according to the selected operating mode, the resulting setpoint trajectory comprising the segment or segments of the prepared setpoint trajectory acquired for the time period corresponding to the selection of the first mode. of operation M1, and the segment or segments of the alternative setpoint trajectory obtained for the time period corresponding to the selection of another mode of operation, that is to say to the selection of any one of the second, third and fourth modes of operation M2, M3, M4 in the example described embodiment.
  • the operating mode other than the first operating mode M1 has priority over the first operating mode M1, and the generation software 48 is then adapted to calculate the resulting setpoint trajectory from the first operating mode M1. or segments of the alternative setpoint trajectory obtained for the time period corresponding to the selection of these multiple modes of operation.
  • each of the second, third and fourth operating modes M2, M3, M4 has priority over the first operating mode M1.
  • the third mode of operation M3 is more important than the second mode of operation M2 which is itself more important than the fourth mode of operation M4.
  • the relative priorities between the first mode M1 and the fourth mode M4 depend on the external generation system 18 at the origin of the trajectory of the setpoint supplied. For example, when the external generation system 18 is an electronic tablet type EFB (Electronic Flight Bag English), the priority is given to the first mode M1. As an additional example, when the external generation system 18 is a data link system (datalink English) priority is given to the fourth mode M4.
  • EFB Electronic Flight Bag English
  • the display software 50 is adapted to display, on the screen 32 and for the crew 26, piloting assistance information, such as an artificial horizon line 70, a speed vector symbol 72 and a speed vector reference symbol 74, as shown in FIG. 5.
  • the speed vector symbol 72 indicates the current direction of the ground speed vector V s of the aircraft 10.
  • the speed vector reference symbol 74 indicates a commanded speed vector reference by the user, in particular by means of the handle 22.
  • the algebraic difference in ordinate between the horizon line 70 and the velocity vector symbol 72 represents the ground slope y s of the aircraft.
  • the algebraic deviation on the ordinate ⁇ 2 between the horizon line 70 and the speed vector reference symbol 74 represents the slope setpoint.
  • the algebraic difference on the abscissa ⁇ 3 between the speed vector symbol 72 and the speed vector reference symbol 74 represents the difference between the current road setpoint and the current route of the aircraft, the lateral position of the speed vector setpoint symbol. 74 representing the waypoint.
  • the algebraic angle (p c between the horizon line 70 and the speed vector reference symbol 74 represents the roll instruction.
  • the generation device 30 begins by acquiring, with the aid of its selection software 42, the actuation of at least one control element among the primary control members 22, 23, 24 , or the auxiliary control members 28 and the secondary control member or bodies 29.
  • actuation it is meant any action of the crew 26 on one of these control members 22, 23, 24, 28, 29, such as the manipulation of one of the primary control members 22, 23, 24 or of one of the additional control members 28, or such as pressing on the control panel selector or on the touch key, or such as a voice command of the crew 26 to the voice control system.
  • the generating device 30 selects, during step 1 10 and using its selection software 42, one or more modes of operation among the first, second, third and fourth modes of operation M1, M2, M3, M4.
  • each operating mode M1, M2, M3, M4 is independently selectable for each axis from the lateral axis yi, the vertical axis z- ⁇ and the longitudinal axis Xi.
  • the selection of one or more modes of operation is coupled between at least two of the lateral axes yi, vertical z-i and longitudinal axis Xi.
  • M1, M2, M3, M4 is performed according to the acquired mechanical quantity, such as the deflection D or applied force F, for the primary control member 22, 23, 24 associated with the axis considered among the lateral axis y 1; the vertical axis ⁇ and the longitudinal axis * ⁇ .
  • the selection of the operating mode is carried out only among the second mode of operation M2 and the third mode of operation M3.
  • the only selected operating modes for said axis are the second and third operating modes M2, M3. Switching to the first operating mode M1 is performed only when the primary control member 22, 23, 24 associated with the aircraft axis considered is in the neutral position.
  • the generating device 30 proceeds to the next step 120 during which the set path prepared by the flight management system 17 is acquired by the acquisition software 44.
  • the generating device 30 goes directly from step 1 to step 130 in which the path of alternative setpoint is obtained, the alternative setpoint path being derived from the calculation module 40 internal to the generation device 30 or to one of the external generation systems 18.
  • the acquisition 120 and the obtaining steps 130 are successively performed at the end of step 1 10, whatever the mode or modes of selected operation.
  • the generating device 30 At the end of the acquisition step 120 or the obtaining step 130, the generating device 30 generates, during the step 140 and using the generation software 48, the setpoint trajectory resulting set-point trajectory comprising the segment or segments of the set-point trajectory prepared for the time period corresponding to the selection of the first operating mode M1 and the segment or segments of the alternative set-point trajectory for the time period corresponding to the selecting the other operating mode from the second, third and fourth modes of operation M2, M3, M4.
  • the other operating mode M2, M3, M4 has priority over the first operating mode M1, and the resulting setpoint trajectory is then formed by the one or more segments of the alternative setpoint path for the time period corresponding to the selection of these multiple modes of operation.
  • the third mode M3 has higher priority than the second mode M2 which is itself more important than the fourth mode M4.
  • the resulting setpoint trajectory is then formed, for the time period corresponding to the selection of these multiple modes among the second, third and fourth modes M2, M3, M4, by the alternative setpoint trajectory which is obtained for the mode with the highest priority. among the multiple modes selected.
  • the alternative setpoint path is a trajectory calculated by the calculation module 40 as a function of at least one guidance setpoint, as previously described.
  • the alternative setpoint trajectory is a trajectory calculated by the calculation module 40 as a function of the acquired mechanical quantity D, F for the primary control member 22, 23, 24 corresponding to the the aircraft axis considered among the lateral axis yi, the vertical axis z- ⁇ and the longitudinal axis x ⁇ .
  • the alternative setpoint path is the setpoint path received from the corresponding external generation system 18.
  • the generation device 30 then transmits, during the step 1 50 and using the generation software 48, the resulting setpoint trajectory generated during the step 140, for the destination system or systems 16, 1 9A , 1 9B, 20 in view respectively of the enslavement of the trajectory of the aircraft 1 0 with respect to said resultant target trajectory by the guidance system 1 6, or even the monitoring and / or the protection of the trajectory of the aircraft by one of the protection systems 1 9A, 1 9B, and optional addition of the display of the trajectory of the aircraft 10 by one of the display systems 20.
  • step 150 the flight aid information is displayed on the screen 32 by the display software 50, as shown in FIG.
  • step 1 50 the generating device 30 returns to step 1 00 in order to acquire a new actuation of a control member 22, 23, 24, 28, 29.
  • the selection software 42 checks whether the engagement conditions of the third mode M3, also known as the MANUAL mode, are fulfilled.
  • the engagement conditions of the third mode M3 consist for example in that the value of the acquired mechanical quantity D, F for the primary control member 22, 23, 24 corresponding to the aircraft axis considered or one of the axes coupled aircraft is included in the first interval 60 or the second interval 62, visible in Figure 3.
  • the third mode M3 when the conditions of engagement of the third mode M3 are verified for the aircraft axis considered, then the third mode M3 is engaged in the step 21 0 for the single aircraft axis considered.
  • the third mode M3 when the conditions of engagement of the third mode M3 are verified for one of the coupled axes of the aircraft, then the third mode M3 is engaged during step 210 for all the axes. coupled with the aircraft.
  • step 210 after the third mode M3 has been engaged, when the generation device 30 detects during step 220, in particular using the protection systems 19A, 19B or sensors 21 a danger, a hazard communication function of the aircraft 10 is activated (step 230), and the identified hazard is communicated to the crew 26, for example to the screen 32 via the display software 50.
  • the type of hazard identified has several possible causes, the main causes being:
  • a threat of meteorological origin essentially local phenomena, such as a wind gradient, clear sky turbulence or wake turbulence, the detection of which is carried out on board the aircraft 10, for example via a radar or lidar.
  • Larger weather events, such as thunderstorms, are generally known upstream and then incorporated into the trajectory calculation.
  • the selected mode also called active assistance level
  • the selected mode is displayed in step 240 on the screen 32 by the display software 50.
  • the third mode M3 is selected, and the active assist level displayed is then the MANUAL mode.
  • the display does not differentiate the levels of assistance MANUAL and VECTOR, the level displayed in MANUAL mode being then the VECTOR level.
  • the switching between the MANUAL mode and the VECTOR mode is transparent to the crew, that is to say, he is not aware of it.
  • step 240 is optional. When step 240 is not performed, the method returns directly to step 200.
  • step 200 If during step 200, the conditions of engagement of the third mode M3 are not verified, then the generation device 30 goes to step 250 which is identical to the danger detection step 220 described above.
  • step 250 If a hazard is detected in step 250, then the generating device proceeds to step 260 during which the protection function of the aircraft 10 is activated. It then generates guidance instructions called "protection instructions" for the VECTOR mode to avoid identified dangers.
  • step 260 the generating device 30 proceeds to step 270 in the course of which the identified hazard is communicated to the crew 26, for example via the screen 32 using the software. 50 display.
  • step 270 the generating device 30 proceeds to step 290 which will be described later.
  • step 250 the selection software 42 verifies in step 280 whether the engagement conditions of the second mode M2, also called VECTOR mode, are verified.
  • the engagement conditions of the second mode M2 are verified for the aircraft axis considered when one of the following conditions is true:
  • the value of the acquired mechanical quantity D, F for the primary control member 22, 23, 24 corresponding to the aircraft axis considered is included in the third interval 64 or the fourth interval 66, visible in FIG. 3, and the aircraft is in a compatible flight range, for example with a dynamic of the aircraft 10 which is not too important.
  • the selection of the second mode M2 is possible if the dynamics of the aircraft for the aircraft axis considered is not greater than a predefined threshold; or
  • the primary control member 22, 23, 24 corresponding to the aircraft axis considered is in the neutral position, the aircraft 10 is stabilized on the steering axis concerned, and the first mode M1 or the fourth mode M4 n ' is not active for the aircraft axis considered.
  • the second mode M2 when the engagement conditions of the second mode M2 are verified for the aircraft axis considered, then the second mode M2 is engaged during step 290 for the single aircraft axis considered.
  • the engagement conditions of the second mode M2 are verified when one of the following conditions is true:
  • the value of the acquired mechanical quantity D, F lies in the third interval 64 or the fourth interval 66 for at least one of the primary control members 22, 23, 24 corresponding to the coupled aircraft axes
  • the absolute value of the acquired mechanical quantity D, F is smaller than the maximum limits of the third and fourth intervals 64, 66 for the other primary control elements 22, 23, 24 corresponding to the coupled aircraft axes
  • the aircraft is in a compatible flight range, for example with a dynamic of the aircraft 10 which is not too much important along the coupled axes.
  • the selection of the second mode M2 is possible if the dynamics of the aircraft 10 for the various coupled axes of the aircraft are not greater than predefined respective thresholds; or
  • the primary control members 22, 23, 24 corresponding to the coupled aircraft axes are all in the neutral position, the aircraft 10 is stabilized on all the coupled control axes and the first mode M1 or the fourth mode M4 is not active for coupled aircraft axes.
  • the second mode M2 when the aforementioned engagement conditions of the second mode M2 are satisfied, then the second mode M2 is engaged in step 290 for all the coupled axes of the aircraft.
  • step 290 the generating device 30 goes to step 240 of displaying the active assistance level, during which information relating to the selection of the second mode M2 is displayed on the display. screen 32 by the display software 50.
  • the active assistance level displayed is then the VECTOR mode.
  • step 280 If during step 280, the conditions of engagement of the second mode M2 are not verified, then the selection software 42 goes to step 300 during which the engagement conditions of the fourth mode M4 are verified.
  • the conditions of engagement of the fourth mode M4 are as follows:
  • the primary member corresponding to the axis in question or to the coupled axes is in a neutral position according to the direction or directions considered;
  • the crew actuates a specific button, such as the control panel selector or the touch key forming a secondary control unit 29, or such as the additional control unit 28.
  • a specific button such as the control panel selector or the touch key forming a secondary control unit 29, or such as the additional control unit 28.
  • the fourth mode M4 when the conditions of engagement of the fourth mode M4 are verified for the aircraft axis considered, then the fourth mode M4 is engaged in step 310 for the single aircraft axis considered.
  • the fourth mode M4 when the engagement conditions of the fourth mode M4 are verified, then the fourth mode M4 is engaged during step 310 for all the coupled axes of the aircraft.
  • step 310 the generating device 30 goes to step 240 of displaying the active assistance level, during which information relating to the selection of the fourth mode M4 is displayed on the display. screen 32 by the display software 50.
  • step 300 the conditions of engagement of the fourth mode M4 are not verified, then the selection software 42 goes to step 320 during which the conditions of engagement of the first mode M1 are verified.
  • the engagement conditions of the first mode M1 are verified for the aircraft axis considered when one of the following conditions is true:
  • the value of the acquired mechanical quantity D, F for the primary control member 22, 23, 24 corresponding to the aircraft axis considered is zero, ie the corresponding primary member 22, 23, 24 is in the neutral position, and the crew 26 press a specific button, not shown, also called "SUMMARY NOW", for example present on one of the primary organs 22, 23, 24; or
  • the crew 26 has selected a setpoint corresponding to the flight plan on the aircraft axis considered;
  • the crew 26 has selected a setpoint corresponding to the trajectory prepared on the aircraft axis considered via the actuation of the secondary control members.
  • the first mode M1 when the engagement conditions of the first mode M1 are verified for the aircraft axis considered, then the first mode M1 is engaged in step 330 for the single aircraft axis considered.
  • the conditions of engagement of the first mode M1 are verified when one of the following conditions is true:
  • the primary control members 22, 23, 24 corresponding to the coupled axes of the aircraft are all in a neutral position according to the direction or directions considered, and the crew 26 presses the specific button, called "RESUME NOW"; or
  • the crew 26 via the manipulation of one of the primary members 22, 23, 24, the crew 26 has selected a setpoint corresponding to the flight plan on one of the aircraft axes, while all the other primary members 22, 23, 24 corresponding to the coupled axes are in the neutral position.
  • the first mode M1 is engaged in step 330 for all the coupled axes of the aircraft.
  • the generating device 30 proceeds to the step 240 of displaying the active assistance level, during which information relating to the selection of the first mode M1 is displayed on the display. screen 32 by the display software 50.
  • the active assistance level displayed is then the FLIGHT PLAN mode.
  • step 320 If during step 320, the conditions of engagement of the first mode M1 are not verified, then the selection software 42 goes to step 240.
  • the notion of mode engagement corresponds to the notion of mode selection combined with the notion of priority between modes M1, M2, M3, M4.
  • the described operation is such that at least one operating mode among the first, second, third and fourth modes M1, M2, M3, M4 is still selected for each of the three axes of the aircraft.
  • an operating mode is selected by default for each aircraft axis, for example the first mode M1.
  • the generation of the resulting setpoint trajectory is then centralized within the generation device 30, which makes it possible to reduce the complexity of the human-machine interface with respect to the multiple interfaces of the numerous avionic systems that are distinct from the state of the art.
  • the generation device 30 and the generation method according to the invention thus make it possible to improve the safety of the flight of the aircraft 10 and to reduce the workload for the crew 26.

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Abstract

Ce procédé permet de générer une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef (10), un système de guidage asservissant la trajectoire de l'aéronef par rapport à la trajectoire de consigne résultante. Le procédé de génération est mis en œuvre par un dispositif électronique (30) et comprend la sélection d'au moins un mode parmi plusieurs modes de fonctionnement, l'acquisition d'une trajectoire de consigne préparée par un système de gestion du vol (17), l'obtention d'une trajectoire de consigne alternative issue d'un élément parmi un module de calcul d'une trajectoire (40) et un système externe de génération (18), et la génération de la trajectoire de consigne résultante qui comporte un ou des segments de la trajectoire de consigne préparée pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un premier mode, et un ou des segments de la trajectoire de consigne alternative pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un autre mode.

Description

Procédé et dispositif de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef, produit programme d'ordinateur et aéronef associés
La présente invention concerne un procédé de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef, à destination d'au moins un système destinataire parmi au moins un système de guidage de l'aéronef, la trajectoire de consigne résultante comportant au moins un segment de trajectoire pour au moins un axe parmi un axe latéral, un axe vertical et un axe longitudinal associés à l'aéronef. Le système de guidage de l'aéronef est configuré pour asservir la trajectoire de l'aéronef par rapport à ladite trajectoire de consigne résultante. Le procédé est mis en œuvre par un dispositif électronique de génération de ladite trajectoire.
L'invention concerne également un produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu'elles sont mises en œuvre par un ordinateur, mettent en œuvre un tel procédé.
L'invention concerne également un dispositif électronique de génération d'une telle trajectoire.
L'invention concerne également un aéronef, tel qu'un avion ou un hélicoptère, comprenant un tel dispositif électronique de génération de la trajectoire de consigne résultante, un système de gestion du vol, un système externe de génération de trajectoire de consigne, un ou plusieurs systèmes de guidages, tels qu'un dispositif de pilotage automatique et/ou des commandes de vols électriques et/ou un dispositif d'auto-poussée, la trajectoire de consigne résultante générée étant adaptée pour être transmise à au moins un système destinataire parmi le ou les systèmes de guidage de l'aéronef.
L'invention s'applique au domaine de l'avionique, et plus particulièrement à celui des systèmes de conduite du vol. Le domaine d'emploi de cette invention concerne le déroulement du vol d'un aéronef au sens large, y compris les phases de roulage au sol. L'invention concerne alors toutes les phases d'emploi des systèmes de conduite du vol du départ à l'arrivée de l'aéronef.
Actuellement, la conduite du vol d'un aéronef met en jeu différents automatismes qui impliquent de nombreux systèmes. Si les systèmes actuels de conduite du vol ont grandement participé à la diminution du taux d'accident, il n'en demeure pas moins que leur mise en place s'est réalisée de façon incrémentale par ajouts successifs de fonctions et d'équipements. Cette superposition de systèmes est la résultante historique de révolution des technologies au cours de ces dernières décennies.
II est ainsi aujourd'hui très courant de disposer des équipements suivant à bord d'un aéronef : - un système de gestion du vol, également appelé FMS (de l'anglais Flight Management System): il élabore des consignes de trajectoires pour réaliser un plan de vol;
- un pilote automatique, également appelé AFCS (de l'anglais Auto Flight Control System): il réalise la fonction de guidage, et est à ce titre adapté pour asservir les consignes fournies par le système de gestion du vol (FMS). L'utilisation du FMS combiné à l'utilisation du pilote automatique correspond au niveau d'automatisme maximal. Le pilote automatique permet également le contrôle de la trajectoire à travers l'acquisition de paramètres fixés par l'équipage et la tenue de ces paramètres ;
- une auto-manette, également appelé AT (de l'anglais Auto Throttle) : sur les aéronefs à voilure fixe, elle a en charge la gestion de la poussée ; et
- un système de commandes de vol, également noté FCS (de l'anglais Flight Control System): il a en charge la stabilisation court-terme de l'aéronef, et permet également l'asservissement de consignes issues du pilote automatique (AFCS).
Ces équipements sont conçus comme des systèmes indépendants ayant leurs propres moyens d'interface, à savoir une interface spécifique pour le système de gestion du vol, également appelée MCDU (de l'anglais Multifunctionnal Control Display Unit), un poste de commandes dédié pour le pilote automatique, généralement constitué de rotacteurs et de boutons, également appelé FGCP (de l'anglais Flight Guidance Control Panel), un manche ou mini-manche pour les commandes de vol (FCS), une ou plusieurs manettes ou leviers pour la gestion de la puissance d'un ou plusieurs moteurs.
La complexité induite par cette pluralité de systèmes occupe actuellement une part non négligeable de la charge de travail d'un équipage. Afin d'être en mesure de réaliser un vol commercial, l'équipage doit alors maîtriser plusieurs systèmes complexes et dynamiques, opérant souvent à différents niveaux d'automatisme.
De cette multiplication des systèmes découle une augmentation des coûts, tant au niveau de la conception qu'à celui de la formation des équipages qui doivent les utiliser.
D'autre part, cette pluralité de systèmes et d'interfaces peut s'avérer source de confusion pour l'équipage. A l'origine des incidents/accidents de type perte de contrôle d'un aéronef, il y a souvent une mauvaise identification de la situation par l'équipage, voire une confusion sur les états des systèmes.
Un but de l'invention est donc de proposer un procédé et un dispositif de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef, à destination d'au moins un système destinataire parmi au moins un système de guidage de l'aéronef, le système de guidage de l'aéronef étant configuré pour asservir la trajectoire de l'aéronef par rapport à ladite trajectoire de consigne résultante, afin de réduire la complexité des interfaces des systèmes avioniques précités, permettant alors d'améliorer la sécurité du vol de l'aéronef et de diminuer la charge de travail pour l'équipage.
À cet effet, l'invention a pour objet un procédé de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef, dans lequel le procédé comprend les étapes suivantes :
- la sélection d'au moins un mode de fonctionnement parmi une pluralité de modes de fonctionnement,
- l'acquisition d'une trajectoire de consigne préparée par le système de gestion du vol, la trajectoire de consigne préparée comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral, l'axe vertical et l'axe longitudinal, - l'obtention d'une trajectoire de consigne alternative issue d'un élément parmi le module de calcul d'une trajectoire et un système externe de génération de trajectoire de consigne, ledit système externe de génération étant distinct du système de gestion du vol, la trajectoire de consigne alternative comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral, l'axe vertical et l'axe longitudinal,
- la génération de la trajectoire de consigne résultante, la trajectoire de consigne résultante comportant le ou les segments de la trajectoire de consigne préparée acquise pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un premier mode de fonctionnement, et le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative obtenue pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un autre mode de fonctionnement.
Le procédé de génération permet alors, via la sélection d'au moins un mode de fonctionnement parmi une pluralité de modes de fonctionnement et la génération de la trajectoire de consigne résultante en fonction du ou des modes sélectionnés, de centraliser la génération de la trajectoire de consigne résultante au sein du dispositif électronique de génération. Le dispositif de génération remplit alors une fonction de guidage par trajectoire autour d'une unique trajectoire de consigne résultante ce qui permet d'améliorer la sécurité du vol et de faciliter le travail de l'équipage. L'organisation et le partage des tâches entre l'équipage et les systèmes de conduite du vol sont ainsi repensés autour de la trajectoire aéronef.
Par trajectoire de consigne, on entend une trajectoire destinée à être utilisée par un système avionique comme référence pour l'asservissement de la trajectoire de l'aéronef. Autrement dit, chaque système avionique correspondant est configuré pour asservir la trajectoire de l'aéronef par rapport à ladite trajectoire de consigne.
Par trajectoire de consigne résultante, on entend la trajectoire de consigne délivrée en sortie du dispositif de génération à destination du ou des systèmes destinataires parmi le ou les systèmes de guidage. Autrement dit, la trajectoire de consigne résultante résulte de la génération effectuée à partir de la trajectoire de consigne préparée et/ou de la trajectoire de consigne alternative. La trajectoire de consigne résultante résulte alors de la centralisation opérée par le dispositif de génération.
Suivant d'autres aspects avantageux de l'invention, le procédé comporte une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :
- l'étape d'acquisition est effectuée seulement lorsque le premier mode de fonctionnement est sélectionné ;
- l'étape d'obtention est effectuée seulement lorsque l'autre mode de fonctionnement est sélectionné ;
- lorsque plusieurs modes de fonctionnement sont sélectionnés, l'autre mode de fonctionnement est prioritaire par rapport au premier mode de fonctionnement, et lors de l'étape de génération, la trajectoire de consigne résultante est formée, pour la période temporelle correspondant à la sélection de ces multiples modes de fonctionnement, par le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative obtenue ;
- l'aéronef comporte en outre au moins un système de protection de l'aéronef, des organes primaires de commande, tels qu'un manche ou mini-manche, un palonnier ou une manette des gaz, un ou plusieurs organes annexes de commande et des organes secondaires de commande, tels qu'un sélecteur ou rotacteur d'un panneau de commande, une touche tactile d'un écran tactile, ou un système de commande vocale, et lorsque l'autre mode de fonctionnement sélectionné est un deuxième mode de fonctionnement, la trajectoire de consigne alternative est une trajectoire calculée par le module de calcul, en fonction d'au moins une consigne de guidage, chaque consigne de guidage étant élaborée à partir d'au moins une contrainte issue d'un système de protection correspondant ou étant sélectionnée par un équipage de l'aéronef via l'un des organes de commande ;
- l'aéronef comporte en outre des organes primaires de commande, tels qu'un manche ou mini-manche, un palonnier ou une manette des gaz,
le procédé comprend en outre l'acquisition d'une grandeur mécanique relative à l'un des organes primaires de commande, et
lorsque l'autre mode de fonctionnement sélectionné est un troisième mode de fonctionnement, la trajectoire de consigne alternative est une trajectoire calculée par le module de calcul (40) en fonction de la grandeur mécanique acquise pour l'un des organes primaires de commande ; - lorsque l'autre mode de fonctionnement sélectionné est un quatrième mode de fonctionnement, la trajectoire de consigne alternative est une trajectoire de consigne reçue de la part du système externe de génération ;
- le troisième mode de fonctionnement est plus prioritaire que le deuxième mode de fonctionnement, le deuxième mode de fonctionnement étant plus prioritaire que le quatrième mode de fonctionnement ;
- chaque mode de fonctionnement est sélectionnable de manière indépendante pour chaque axe parmi l'axe latéral, l'axe vertical et l'axe longitudinal ;
- pour chaque segment de trajectoire, au moins une caractéristique aéronautique de l'aéronef est constante, chaque caractéristique aéronautique étant choisie parmi le groupe consistant en : un rayon de virage, une route, une pente sol, une altitude, une vitesse sol, une vitesse verticale, un angle de roulis, une assiette longitudinale, un cap, un facteur de charge, une accélération latérale, un taux de roulis, un taux de variation d'assiette longitudinale, une accélération sur pente, un taux de variation d'accélération sur pente, un niveau d'énergie tel qu'un régime moteur spécifique, un niveau de performance tel qu'un meilleur taux de montée, un taux d'accélération et une vitesse relative à l'air (CAS, TAS, MACH), une position et un angle de dérapage ;
- au moins un segment de trajectoire comporte un ou plusieurs points prédéfinis de passage de l'aéronef ;
- l'aéronef comporte en outre des organes primaires de commande, tels qu'un manche ou mini-manche, un palonnier ou une manette des gaz,
le procédé comprend en outre l'acquisition d'une grandeur mécanique relative à l'un des organes primaires de commande, et
la sélection du mode de fonctionnement est effectuée en fonction de la grandeur mécanique acquise pour l'organe primaire de commande associé à l'axe considéré parmi l'axe latéral, l'axe vertical et l'axe longitudinal ;
- lors de l'étape de sélection, la commutation vers le premier mode de fonctionnement est effectuée seulement lorsque l'organe primaire de commande associé à l'axe considéré parmi l'axe latéral, l'axe vertical et l'axe longitudinal est dans une position de repos, ladite position de repos étant une position correspondante de l'organe primaire lorsqu'il n'est pas manipulé, ledit organe primaire comportant une ou plusieurs positions de repos ;
- lors de l'étape de sélection, la commutation vers le premier mode de fonctionnement est effectuée via un bouton spécifique,
le bouton spécifique étant de préférence disposé contre un organe primaire de commande ; - la ou les consignes de guidage sont choisies parmi le groupe consistant en : une consigne de rayon de virage, une consigne de route, une consigne de pente sol, une consigne d'altitude, une consigne de vitesse sol, une consigne de vitesse verticale, une consigne de roulis, une consigne d'assiette longitudinale, une consigne de cap, une consigne de facteur de charge, une consigne d'accélération latérale, une consigne de taux de roulis, une consigne de taux de variation d'assiette longitudinale, une consigne d'accélération sur pente, une consigne de taux de variation d'accélération sur pente, une consigne de niveau d'énergie, une consigne de niveau de performance, une consigne de trajectoire sol associée à un point de passage, une consigne de vitesse relative à l'air (CAS, TAS, MACH), une consigne d'angle de dérapage et une consigne de position ; et
- l'aéronef comporte en outre au moins un système de protection de l'aéronef, au moins un système d'affichage de données, et
le procédé comprend en outre la transmission de la trajectoire de consigne résultante à au moins un système destinataire parmi au moins un système de guidage, au moins un système de protection et au moins un système d'affichage.
L'invention a également pour objet un produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu'elles sont mises en œuvre par un ordinateur, mettent en œuvre le procédé tel que défini ci-dessus.
L'invention a également pour objet un dispositif électronique de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef, à destination d'au moins un système destinataire parmi au moins un système de guidage de l'aéronef, la trajectoire de consigne résultante comportant au moins un segment de trajectoire pour au moins un axe parmi un axe latéral, un axe vertical et un axe longitudinal associés à l'aéronef, le système de guidage étant configuré pour asservir la trajectoire de l'aéronef par rapport à ladite trajectoire de consigne résultante,
le dispositif comprenant :
- un module de calcul d'une trajectoire,
- des moyens de sélection d'au moins un mode de fonctionnement parmi une pluralité de modes de fonctionnement,
- des moyens d'acquisition d'une trajectoire de consigne préparée par un système de gestion du vol, la trajectoire de consigne préparée comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral, l'axe vertical et l'axe longitudinal,
- des moyens d'obtention d'une trajectoire de consigne alternative issue d'un élément parmi le module de calcul et un système externe de génération, la trajectoire de consigne alternative comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral, l'axe vertical et l'axe longitudinal, ledit système externe de génération étant distinct du système de gestion du vol,
- des moyens de génération de la trajectoire de consigne résultante, la trajectoire de consigne résultante comportant le ou les segments de la trajectoire de consigne préparée acquise pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un premier mode de fonctionnement, et le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative obtenue pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un autre mode de fonctionnement.
L'invention a également pour objet un aéronef, tel qu'un avion ou un hélicoptère, comprenant un dispositif électronique de génération d'une trajectoire de consigne résultante, un système de gestion du vol, un système externe de génération de trajectoire de consigne, un ou plusieurs systèmes de guidage, tel qu'un dispositif de pilotage automatique et/ou des commandes de vols électriques et/ou un dispositif d'auto-poussée, dans lequel le dispositif de génération est tel que défini ci-dessus, la trajectoire de consigne résultante générée étant adaptée pour être transmise à au moins un système destinataire parmi le ou les systèmes de guidage de l'aéronef.
Ces caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une représentation schématique d'un aéronef selon l'invention, l'aéronef comprenant un système de commandes de vol, un système de contrôle moteur, un dispositif de pilotage automatique, un système de guidage de l'aéronef, des systèmes de protection de l'aéronef, des systèmes d'affichage de données, un ou plusieurs manches ou mini-manches, un ou plusieurs palonniers et un ensemble de manettes des gaz formant chacun un organe primaire de commande apte à être manipulé pour le pilotage de l'aéronef, et un dispositif électronique de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef, à destination d'au moins un système destinataire parmi le système de guidage, les systèmes de protection et les systèmes d'affichage, le dispositif de génération comprenant des moyens de sélection d'au moins un mode de fonctionnement parmi un premier, un deuxième, un troisième et un quatrième modes de fonctionnement, des moyens d'acquisition d'une trajectoire de consigne préparée par le système de gestion du vol, des moyens d'obtention d'une trajectoire de consigne alternative et des moyens de génération de la trajectoire de consigne résultante en fonction du mode de fonctionnement sélectionné ;
- la figure 2 est une représentation schématique des projections des axes d'un repère lié à l'aéronef dans un repère de référence ; - la figure 3 est une représentation schématique d'une première plage de valeurs et d'une deuxième plage de valeurs d'un débattement du manche de la figure 1 , la commutation vers le troisième mode, respectivement vers le deuxième mode, étant effectuée si la valeur du débattement appartient à la première plage, respectivement à la deuxième plage ;
- la figure 4 est une représentation schématique de relations entre les différents modes de fonctionnement ;
- la figure 5 est une représentation schématique d'informations affichées sur un écran du dispositif de génération de la figure 1 ;
- la figure 6 est un organigramme d'un procédé selon l'invention de génération de la trajectoire de consigne résultante de l'aéronef ; et
- la figure 7 est un logigramme représentant les transitions entre les différents modes de fonctionnement.
Sur la figure 1 , un aéronef 10, tel qu'un avion ou un hélicoptère, comprend un système de commandes de vol 12, également noté FCS (de l'anglais Flight Control System) ou FBW (de l'anglais Fly By Wire), pour agir sur un ensemble de gouvernes et d'actionneurs 13 de l'aéronef. Dans le cas d'un aéronef à voilure fixe, les gouvernes sont, par exemple, des ailerons, la gouverne de profondeur ou la gouverne de direction. Dans le cas d'un aéronef à voilure tournante, les gouvernes sont, par exemple, le pas collectif, le pas cyclique ou le pas du rotor de queue.
L'aéronef 10 comprend un système de contrôle moteur 14, également noté ECU (de l'anglais Engine Control Unit) pour faire varier l'énergie délivrée par un moteur 15 de l'aéronef, tel qu'un réacteur, un turbopropulseur ou encore une turbine.
L'aéronef 10 comprend au moins un système de guidage, tel qu'un dispositif de pilotage automatique 16, également noté AFCS (de l'anglais Auto-Flight Control System), également appelé pilote automatique et noté PA ou AP (de l'anglais Automatic Pilot), tel qu'un système 17 de gestion du vol de l'aéronef, également noté FMS (de l'anglais Flight Management System). En complément, le système de guidage est un dispositif d'auto- poussée, non représenté, également appelé auto-manette.
L'aéronef 10 comprend au moins un système externe 18 de génération d'une trajectoire de consigne, et des systèmes 19A, 19B de protection de l'aéronef, tel qu'un système d'alerte de trafic et d'évitement de collision 19A, également noté TCAS (de l'anglais « Traffic Collision Avoidance System »), et un système d'alerte et d'évitement de collision avec le terrain 19B, également noté TAWS (de l'anglais « Terrain Awareness and Warning System »), un système, non représenté, de détection des conditions météos (de l'anglais Weather Radar), ou encore un système, non représenté, de détection de cisaillement du vent (de l'anglais Windshear Détection System). Les systèmes de protection 19A, 19B sont de manière générale adaptés pour protéger l'aéronef 10 vis-à- vis d'un risque de sortie du domaine de vol et/ou d'un conflit lié à l'environnement (terrain, trafic, variation des conditions de vol).
L'aéronef 10 comprend un ou plusieurs systèmes 20 d'affichage de données, tels qu'un système d'affichage tête basse et/ou un système d'affichage tête haute, également appelé HUD (de l'anglais Head-Up Display). Le système d'affichage tête basse est, par exemple, un système d'affichage de données de navigation (de l'anglais Navigation Display).
L'aéronef 10 comprend un ensemble de capteurs 21 aptes à mesurer différentes grandeurs associées à l'aéronef 10, notamment des grandeurs associées à l'ensemble de gouvernes et d'actionneurs 13, et à transmettre les valeurs mesurées desdites grandeurs au système de commandes de vol 12, au système de contrôle moteur 14, au dispositif de pilotage automatique 16 et/ou au système de gestion du vol 17.
L'aéronef 10 comprend un ou plusieurs manches ou mini-manches 22, un ou plusieurs palonniers 23 et une ou plusieurs manettes ou mini-manettes 24, formant chacun un organe primaire de commande apte à être manipulé par l'équipage 26 de l'aéronef pour le pilotage de l'aéronef. La mini-manette 24 désigne une manette avec un retour d'effort vers une position d'équilibre. Par la suite, le terme « manche » désignera indifféremment un manche ou un mini-manche et le terme « manette » désignera indifféremment une manette ou mini-manette.
En complément, l'aéronef 10 comprend un organe annexe de commande 28 permettant d'incrémenter ou de décrémenter une consigne, ou encore de désigner directement la valeur de cette consigne.
L'aéronef 10 comprend en outre des organes secondaires de commande 29, tels qu'un sélecteur d'un panneau de commande, une touche tactile d'un écran tactile, ou un système de commande vocale.
L'aéronef 10 comprend, selon l'invention, un dispositif électronique 30 de génération d'une trajectoire de consigne résultante de l'aéronef à destination du système de guidage 16, la trajectoire de consigne résultante comportant au moins un segment de trajectoire pour au moins un axe parmi un axe latéral y1 ; également appelé axe transversal, un axe vertical λ et un axe longitudinal x1 ; associés à l'aéronef et visibles sur la figure 2.
Chaque segment de trajectoire est calculé de manière indépendante pour chaque axe parmi l'axe latéral yi , l'axe vertical z-ι et l'axe longitudinal Xi , ou en variante calculé pour une combinaison de plusieurs axes. A titre d'exemple, une consigne de rayon de virage de l'aéronef 1 0 est utilisée pour calculer un segment de trajectoire pour l'axe latéral yi , et une consigne de montée à meilleure performance à vitesse air donnée est utilisée pour calculer un segment de trajectoire combinant les axes longitudinal Xi et vertical ζ .
La trajectoire de consigne résultante est adaptée pour être transmise au système de guidage 16, voire en complément facultatif à un ou plusieurs systèmes de protection 19A, 19B et à un ou plusieurs systèmes d'affichage 20. Le système de guidage 16, le ou les systèmes de protection 19A, 19B et le ou les systèmes d'affichage 20 forment alors chacun un système destinataire adapté pour recevoir ladite trajectoire de consigne résultante de la part du dispositif de génération 30. Le système de guidage 16 est alors configuré pour asservir la trajectoire de l'aéronef par rapport à ladite trajectoire de consigne résultante. Chaque système de protection 1 9A, 1 9B est configuré pour surveiller la trajectoire de consigne résultante et avantageusement la protéger, c'est-à-dire proposer une ou plusieurs trajectoires d'évitement en cas de détection d'un danger le long de la trajectoire de consigne résultante. Le système d'affichage 20 est configuré pour afficher la trajectoire de consigne résultante.
L'aéronef 10 se déplace par rapport au sol selon un vecteur vitesse sol Vs qui forme avec l'horizontale H un angle ys appelé pente sol de l'aéronef, et se déplace par rapport à l'air selon un vecteur vitesse air Va qui forme avec l'horizontale H un angle ya appelé pente air de l'aéronef. La différence entre le vecteur vitesse sol Vs et le vecteur vitesse air Va correspond au vecteur vitesse vent Vw qui représente le déplacement de l'air par rapport au sol.
Le système de commandes de vol 1 2 est connu en soi, et permet, via son action sur l'ensemble de gouvernes et d'actionneurs 1 3, de provoquer un changement d'attitude de l'aéronef 10.
Le système de contrôle moteur 14 est connu en soi, et permet de provoquer une variation de la poussée des moteurs 15 de l'aéronef.
Le dispositif de pilotage automatique 1 6 et/ou le dispositif d'auto-poussée sont connus en soi, et permettent d'agir sur la trajectoire de l'aéronef.
Le système de gestion du vol 1 7 est connu en soi, et est adapté pour gérer un plan de vol de l'aéronef 10, depuis son décollage jusqu'à son atterrissage.
Chaque système de génération de trajectoire de consigne 1 8 est externe au dispositif de génération 30. Chaque système externe de génération 18 est en outre distinct du système de gestion du vol 17. Le système externe de génération 1 8 est, par exemple, un deuxième système de gestion du vol de l'aéronef, également noté FMS2. En variante, le système externe de génération 18 est un système d'acquisition d'une trajectoire provenant d'un appareil externe à l'aéronef 1 0, la trajectoire de consigne provenant par exemple d'une liaison de données (de l'anglais datalink) ou encore d'une tablette électronique de type EFB (de l'anglais Electronic Flight Bag).
Le système d'alerte de trafic et d'évitement de collision 19A est connu en soi, et est adapté pour surveiller l'espace aérien autour de l'aéronef 10, afin de détecter notamment les autres aéronefs équipés d'un transpondeur actif, voire même de fournir une ou plusieurs contraintes de trajectoire ou encore de proposer une ou plusieurs trajectoires d'évitement. Cette détection est indépendante du contrôle du trafic aérien effectué par les contrôleurs du trafic aérien.
Le système d'alerte et d'évitement de collision avec le terrain 19B est connu en soi, et est adapté pour combiner des données de vol (position, vitesse) avec une modélisation du terrain, ou avec des mesures issues d'un radioaltimètre, pour calculer les intersections potentielles de la trajectoire de l'aéronef avec le sol, et le cas échéant, générer des alertes, voire même de fournir une ou plusieurs contraintes de trajectoire ou encore de proposer une ou plusieurs trajectoires d'évitement..
Les capteurs 21 sont notamment propres à fournir des informations relatives à la position d'éléments de l'ensemble de gouvernes et d'actionneurs 13, par exemple la position d'une gouverne, et/ou relatives à l'état des moteurs 15, et/ou relatives à des configurations d'hypersustentation, et/ou encore relatives à l'état déployé ou non des trains d'atterrissage.
Les capteurs 21 sont en outre propres à fournir des informations relatives au positionnement et à la dynamique de l'aéronef, telles que des attitudes, des accélérations, une vitesse sol, une route, une altitude, une latitude, une longitude, et/ou relatives à l'environnement de l'aéronef 10, de préférence relative à l'atmosphère dans laquelle évolue l'aéronef 10, par exemple une pression, ou encore une température.
Chaque manche 22 est adapté pour permettre à un utilisateur de contrôler les attitudes de l'aéronef 10. De façon classique, chaque manche 22 est un levier de commande adapté pour être actionné selon des mouvements transversaux, des mouvements longitudinaux ou toute combinaison de mouvements transversaux et longitudinaux. Autrement dit, chaque manche 22 est mobile selon au moins deux directions de déplacement distinctes, les directions de déplacement étant en outre perpendiculaires l'une de l'autre dans l'exemple de réalisation décrit.
Plus précisément, chaque manche 22 est adapté pour permettre à un utilisateur de contrôler l'angle de roulis par des mouvements transversaux du manche, et l'angle de tangage, aussi appelé assiette longitudinale, ou le facteur de charge par des mouvements longitudinaux du manche. Chaque palonnier 23 est connu en soi, et est adapté pour permettre à un utilisateur de contrôler l'évolution de l'angle de lacet et le freinage au sol de l'aéronef 10.
Chaque manette 24 est adaptée pour engendrer une variation de la poussée ou de la puissance des moteurs 15 de l'aéronef via le système de contrôle moteur 14. Chaque manette 24 est, par exemple, un levier de commande adapté pour être actionné selon des mouvements longitudinaux pour un aéronef à voilure fixe, et selon des mouvements verticaux pour un aéronef à voilure tournante. Autrement dit, chaque manette 24 est mobile selon une direction de déplacement, à savoir la direction longitudinale ou verticale.
Chaque organe primaire 22, 23, 24 comporte chacun une position de repos pour chaque direction de déplacement, la position de repos, également appelée position neutre, étant la position de l'organe primaire 22, 23, 24 lorsqu'il n'est pas manipulé, correspondant de préférence à la position médiane entre les valeurs extrêmes d'un débattement D de l'organe primaire 22, 23, 24 correspondant suivant la direction de déplacement correspondante. Sur la figure 3, la position de repos est la position correspondant à l'axe PR.
En complément, chaque manche 22 et chaque manette 24 sont chacun un levier de commande à retour d'effort mécanique contrôlable, c'est-à-dire pilotable, et une loi de retour d'effort mécanique définit l'effort mécanique fourni par chaque levier 22, 24 en fonction du débattement D de chaque levier 22, 24 par rapport à sa position de repos. Selon ce complément, chaque manche 22 et chaque manette 24 sont alors généralement plus spécifiquement appelés mini-manche et mini-manette.
En complément, la loi de retour d'effort mécanique est fonction d'autres paramètres, tels que l'état des actionneurs ou des systèmes de guidage par exemple.
En complément, chaque levier de commande, formant chaque manette 24 et/ou chaque manche 22, comporte au moins une position prédéterminée de référence, la ou les positions de référence correspondant par exemple à des crans de position, non représentés.
En complément, l'organe annexe de commande 28 est fixé à chaque manche 22 et/ou à chaque manette 24. Il est mobile selon au moins une direction, afin d'incrémenter ou de décrémenter au moins une consigne de guidage correspondante. Lorsque l'organe annexe de commande 28 est positionné sur la manette 24, la consigne de guidage correspondante est préférentiellement une consigne de vitesse air (CAS, TAS, MACH) ou de vitesse sol en roulage. Lorsque l'organe annexe de commande 28 est mobile selon deux directions distinctes, il est adapté pour incrémenter ou décrémenter deux consignes de guidage distinctes. Lorsque l'organe annexe de commande 28 est positionné sur le manche 22, il est de préférence mobile selon deux directions distinctes perpendiculaires, l'une étant longitudinale et l'autre transversale. La consigne de guidage correspondante au déplacement longitudinal de l'organe annexe de commande 28 est alors préférentiellement l'altitude, et la consigne de guidage correspondante au déplacement transversal de l'organe annexe de commande 28 est alors préférentiellement le cap ou la route.
L'organe annexe de commande 28 est par exemple de forme conique lorsqu'il est mobile selon deux directions distinctes, ou en forme d'une molette lorsqu'il est mobile selon une unique direction. L'organe annexe de commande 28 associé à chaque manche 22 est de préférence de forme conique, et est également appelé sapin, et celui associé à chaque manette 24 est de préférence en forme de molette.
Par « attitudes », on entend les angles orientés pris entre des axes prédéterminés de l'aéronef, dits axes aéronef, et leur projection sur des plans de référence. Parmi les attitudes, on distingue l'angle de roulis ou de gîte, l'angle de tangage ou assiette longitudinale, et le cap, connus en soi et rappelés ci-après, en référence à la figure 2.
Les plans de référence sont déterminés à partir de trois axes de référence.
Les axes aéronef et les axes de référence sont concourants en un point prédéterminé A de l'aéronef 10, A étant par exemple proche du centre de gravité de l'aéronef.
Les axes de référence sont les axes du référentiel terrestre local et comprennent un axe de référence vertical z0, un axe de référence longitudinal x0 et un axe de référence latéral y0, formant une base orthonormée directe (x0,y0,z0) dite « base de référence ».
L'axe de référence vertical z0 est un axe orienté suivant la direction descendante du champ de pesanteur local et passant par le point prédéterminé A de l'aéronef. L'axe de référence longitudinal x0 est un axe orienté dans une direction prédéterminée, par exemple vers le Nord magnétique ou géographique, et orthogonal à l'axe de référence vertical z0. L'axe de référence latéral y0 complète z0 et x0 pour former la « base de référence ».
Les axes de référence vertical z0 et longitudinal x0 forment un plan de référence vertical. Les axes de référence latéral y0 et longitudinal x0 forment un plan de référence horizontal.
Les axes aéronef comprennent l'axe aéronef longitudinal x1 ; l'axe aéronef vertical Zi et l'axe aéronef latéral y1 ; formant une base orthonormée directe
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dite « base aéronef ».
L'axe aéronef longitudinal Xi est un axe orienté vers l'avant de l'aéronef, passant par le point prédéterminé A et appartenant à un plan de symétrie de l'aéronef. Le plan de symétrie de l'aéronef est généralement lié à la définition géométrique de la cellule de l'aéronef, il s'agit par exemple du plan passant par le nez de l'aéronef et le point A et orthogonal au plan formé par la voilure de l'aéronef au repos. L'axe aéronef latéral yi est l'axe perpendiculaire au plan de symétrie et orienté vers la droite de l'aéronef, c'est-à-dire la droite d'un observateur à bord de l'aéronef et regardant vers l'avant de l'aéronef. L'axe aéronef vertical z-ι complète yi et Xi pour former la « base aéronef ».
L'angle Φ entre l'axe aéronef latéral yi et le plan de référence horizontal est l'angle de roulis. L'angle Θ entre l'axe aéronef longitudinal Xi et le plan de référence horizontal est l'angle de tangage. L'angle ψ entre l'axe aéronef longitudinal Xi et le plan de référence vertical est le cap. Φ, Θ et ψ sont généralement appelés les angles d'Euler permettant de passer du repère aéronef au repère de référence.
Le dispositif de génération 30 comprend un écran d'affichage 32 et une unité de traitement d'informations 34 formée par exemple d'une mémoire 36 et d'un processeur 38 associé à la mémoire 36.
Dans l'exemple de réalisation de la figure 1 , le dispositif de génération 30 est distinct du système de commande de vol 12, du système de contrôle moteur 14, du dispositif de pilotage automatique 16, du système de gestion du vol 17, du ou des systèmes externes de génération 18 et des systèmes de protection 19A, 19B.
En variante, non représentée, le dispositif de génération 30 est intégré à l'un quelconque des éléments choisis parmi les éléments suivants : le système de commande de vol 12, le système de contrôle moteur 14, le dispositif de pilotage automatique 16, le système de gestion du vol 17, le ou les systèmes externes de génération 18 et les systèmes de protection 19A, 19B. L'écran d'affichage 32, et respectivement l'unité de traitement d'informations 34, correspondent alors à l'écran d'affichage, et respectivement à l'unité de traitement d'informations, non représentés, dudit élément. Selon cette variante, le dispositif de génération 30 est de préférence intégré au système de commande de vol 12.
La mémoire 36 est apte à stocker un logiciel 40 de calcul d'une trajectoire de consigne en fonction d'au moins une consigne de guidage ou en fonction d'une grandeur mécanique acquise relative à l'un des organes primaires de commande 22, 23, 24, telle que le débattement D dudit organe ou un effort mécanique F appliqué contre ledit organe selon la direction correspondante, chaque consigne de guidage étant sélectionnée par l'équipage 26 via l'un des organes de commande 22, 23, 24, 28, 29 ou élaborée à partir de contraintes issues de l'un des systèmes de protection 19A, 19B ou acquise du système de gestion du vol 17 ou encore acquise du ou des systèmes externes de génération 1 8. Le logiciel de calcul 40 forme, lorsqu'il est exécuté par le processeur 38, un module de calcul de trajectoire de consigne, interne au dispositif de génération 30.
La mémoire 36 est apte à stocker un logiciel 42 de sélection d'au moins un mode de fonctionnement parmi une pluralité de modes de fonctionnement, tels qu'un premier mode de fonctionnement M1 , un deuxième mode de fonctionnement M2, un troisième mode de fonctionnement M3 et un quatrième mode de fonctionnement M4. Ces différents modes de fonctionnement M1 , M2, M3, M4 seront décrits plus en détail par la suite.
La mémoire 36 est apte à stocker un logiciel 44 d'acquisition d'une trajectoire de consigne préparée par le système de gestion du vol 1 7, la trajectoire de consigne préparée comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral y1 ; l'axe vertical λ et l'axe longitudinal *Λ .
La mémoire 36 est apte à stocker un logiciel 46 d'obtention d'une trajectoire de consigne alternative issue d'un élément parmi le module de calcul 40 et le ou les systèmes externes de génération 1 8, la trajectoire de consigne alternative comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral y1 ; l'axe vertical λ et l'axe longitudinal *Λ .
La mémoire 36 est apte à stocker un logiciel 48 de génération de la trajectoire de consigne résultante, la trajectoire de consigne résultante comportant le ou les segments de la trajectoire de consigne préparée acquise pour la période temporelle correspondant à la sélection du premier mode de fonctionnement M1 , et le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative obtenue pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un autre mode de fonctionnement M2, M3, M4.
La mémoire 36 est en outre apte à stocker un logiciel 50 d'affichage à l'écran 32 d'informations d'aide au pilotage à destination de l'équipage 26.
Le processeur 38 est propre à charger et à exécuter chacun des logiciels 40, 42,
44, 46, 48 et 50.
Le logiciel de sélection 42, respectivement le logiciel d'acquisition 44, respectivement le logiciel d'obtention 46, respectivement le logiciel de génération 48, et respectivement le logiciel d'affichage 50 forment des moyens de sélection d'au moins un mode de fonctionnement M1 , M2, M3, M4, des moyens d'acquisition de la trajectoire de consigne préparée, des moyens d'obtention de la trajectoire de consigne alternative, des moyens de génération de la trajectoire de consigne résultante et des moyens d'affichage d'informations d'aide au pilotage.
En variante, le module de calcul 40, les moyens de sélection 42, les moyens d'acquisition 44, les moyens d'obtention 46, les moyens de génération 48 et les moyens d'affichage 50 sont réalisés sous forme de composants logiques programmables, ou encore sous forme de circuits intégrés dédiés.
Le module de calcul 40 est adapté pour calculer un ou plusieurs segments de trajectoire de consigne en fonction d'au moins une consigne de guidage ou en fonction de la grandeur mécanique D, F relative à l'un des organes primaires de commande 22, 23, 24.
Pour chaque segment de trajectoire de consigne, au moins une caractéristique aéronautique de l'aéronef 10 est constante, chaque caractéristique aéronautique étant choisie parmi le groupe consistant en : un rayon de virage, une route, une pente sol, une altitude (absolue, barométrique, relative au terrain), une vitesse sol, une vitesse verticale, un angle de roulis, une assiette longitudinale, un cap, un facteur de charge, une accélération latérale, un taux de roulis, un taux de variation d'assiette longitudinale, une accélération sur pente, un taux de variation d'accélération sur pente, un niveau d'énergie tel qu'un régime moteur spécifique, un niveau de performance tel qu'un meilleur taux de montée, un taux d'accélération et une vitesse relative à l'air CAS (de l'anglais Calibrated Airspeed), TAS (de l'anglais True Airspeed), MACH, une position et un angle de dérapage.
La consigne d'accélération sur pente est une consigne d'une accélération selon la direction portée par un vecteur vitesse choisi parmi le vecteur vitesse air Va et le vecteur vitesse sol Vs.
Le segment de trajectoire de consigne comporte, par exemple, un premier point ou plan de passage de référence et un second point ou plan de passage de référence, le premier point ou plan de passage de référence formant le début du segment et le second point de passage de référence formant la fin du segment.
En variante, le segment de trajectoire de consigne est défini par d'autres conditions de début et de fin, ces conditions dépendant par exemple de l'environnement extérieur de l'aéronef 10 et des performances de l'aéronef. A titre d'exemple, la condition de début d'un segment de trajectoire contenant une consigne de vitesse CAS constante de 250 nœuds, est le franchissement d'une altitude de 10 000 pieds. A titre d'exemple additionnel, la condition de fin d'un segment de trajectoire contenant une consigne de vitesse verticale constante est la condition de capture d'altitude optimale du segment de trajectoire de consigne suivant une consigne d'altitude constante. La condition de capture d'altitude optimale correspond par exemple à une capture d'altitude réalisée avec un facteur de charge n'excédant pas un seuil prédéfini de confort, tel qu'un seuil égal à 0,05 g, et conduisant à une manœuvre sans dépassement du segment de trajectoire suivant. Comme connu en soi, une capture d'altitude est une transition d'une phase de variation d'altitude (montée ou descente) de l'aéronef 10 à une phase de maintien de l'altitude de l'aéronef.
De façon optionnelle, un ou plusieurs points prédéfinis de passage sont ajoutés à un segment correspondant de trajectoire, pour définir d'avantage ledit segment de trajectoire. Ces points prédéfinis de passage forment alors des points intermédiaires de passage entre le début et la fin du segment de trajectoire correspondant.
A titre d'exemple, dans le cas d'un vol rectiligne équilibré en palier, la trajectoire consigne résultante comporte trois segments, un pour chaque axe. Le segment longitudinal est une tenue de vitesse, par exemple un segment à CAS constante, le segment vertical est une tenue d'altitude, par exemple un segment à altitude barométrique constante, et le segment latéral est une tenue de cap, c'est-à-dire un segment à cap constant.
A titre d'exemple additionnel, pour descendre à une altitude inférieure, la trajectoire de consigne résultante contient deux segments verticaux. Le premier segment vertical est défini par une descente à régime moteur spécifique, par exemple un régime minimum IDLE, et le second par l'altitude barométrique inférieure souhaitée. Le premier segment est alors séquencé, c'est-à-dire supprimé et remplacé par le segment suivant, dès que les conditions d'activation du segment suivant sont vérifiées, c'est-à-dire dès que la condition de capture d'altitude optimale est vérifiée.
A titre d'exemple additionnel, pour changer de cap par la droite, la trajectoire de consigne résultante contient deux segments latéraux. Le premier, un virage par la droite, est défini par un roulis constant et positif (par exemple 15° de roulis) et le second est défini par le cap de sortie souhaité.
A titre d'exemple additionnel, dans le cas d'une forte action sur le manche 22 suivant l'axe latéral, la trajectoire latérale comporte en première position, c'est-à-dire en position active, un segment de tenue de taux de roulis ; le taux de roulis étant calculé à partir du débattement du manche 22. La trajectoire latérale comporte alors en seconde position un segment à roulis constant, cette consigne de roulis étant par exemple une prédiction du roulis calculée par le module de calcul 40. Le premier segment est par exemple séquencé lorsque le manche 22 revient en position neutre suivant la direction latérale, c'est-à-dire lorsque la position latérale du manche 22 ne conduit plus à calculer un segment de tenue de taux de roulis. Ainsi, une action sur le manche 22 définit un segment de trajectoire latérale.
Dans le cas du calcul de segments de trajectoire de consigne en fonction de la grandeur mécanique D, F relative à l'un des organes primaires de commande 22, 23, 24, le module de calcul 40 est adapté pour lire un signal de commande émis par chacun des organes primaires de commande 22, 23, 24, le signal de commande étant fonction de la grandeur mécanique D, F, puis pour convertir chaque signal de commande en une consigne primaire, telle qu'en une consigne d'accélération longitudinale, ou en une consigne de facteur de charge, ou en une consigne de variation d'assiette longitudinale, ou en une consigne de taux de roulis, à partir éventuellement en outre de données en provenance des capteurs 21 .
Le module de calcul 40 est alors adapté pour calculer, à partir du signal de commande converti en consigne primaire, une estimation de la variation au cours du temps, depuis une date de calcul T jusqu'à une date de prédiction T, de la grandeur correspondant au signal de commande. Le module de calcul 40 est également propre à calculer la transformée du signal de commande via une transformation prédéterminée. Une telle transformation a pour but de fournir un signal représentatif d'une estimation en au moins une date postérieure T* à la date de calcul T, tel qu'en des dates antérieure et postérieure à la date de prédiction T', de l'évolution future du signal de commande à partir de la valeur du signal de commande en au moins une date antérieure ou égale à la date de calcul T.
Par exemple, un filtre est appliqué au signal de commande.
Par exemple, dans le cas de signaux continus, le filtre est un filtre linéaire de fonction de transfert H prédéterminée.
Par exemple, dans le cas de signaux discrets, chaque échantillon de la transformée du signal de commande est fonction d'un ou de plusieurs échantillons du signal de commande et d'un ou de plusieurs échantillons précédents de la transformée du signal de commande.
Avantageusement, la fonction de transfert H est la fonction de transfert d'un filtre présentant une phase positive dans une bande de fréquences prédéterminée. Avantageusement, le filtre de fonction de transfert H présente une phase positive dans la bande de fréquences comprise entre 0 Hz et 20 Hz, de préférence comprise entre 0 Hz et 10 Hz, de préférence encore comprise entre 0 Hz et 5 Hz.
La fonction de transfert H est par exemple la fonction de transfert d'un filtre passe- haut.
Par exemple, dans le cas de signaux continus, dans le domaine de Laplace, une expression simple d'un filtre passe-haut H s'écrit : l + Kp
où les coefficients G, K sont les coefficients de la fonction de transfert H et p représente la variable de Laplace. La valeur de tout ou partie des coefficients G, K de la fonction de transfert H varie en fonction des données fournies par les capteurs 21 . Les différentes valeurs autorisées pour les coefficients G, K sont stockées dans la mémoire 36.
Par exemple, pour la prédiction du taux de roulis ou du facteur de charge, la fonction de transfert H s'écrit : (p) = -^— (2)
1 + p
Dans le cas de signaux discrets, la relation entre les échantillons en entrée et en sortie du filtre se déduit classiquement des expressions précédentes de la fonction de transfert H.
Le module de calcul 40 est adapté pour modifier les valeurs des coefficients G, K en fonction des données fournies par les capteurs 21 .
Le module de calcul 40 est en outre adapté pour calculer une intégrale par rapport au temps d'un signal dépendant du signal de commande, et pour ajouter la valeur de l'intégrale calculée à la valeur courante de la grandeur correspondante.
En complément facultatif, le module de calcul 40 est adapté pour corriger l'estimation calculée, par exemple en fonction d'une estimation calculée pour un autre axe aéronef. Une telle correction traduit notamment la variation au cours du temps des angles entre les axes aéronef et les axes de référence, et donc la variation au cours du temps de la projection des vecteurs-vitesses de l'aéronef dans la base de référence. Une telle correction traduit également la variation au cours du temps des modules des vitesses de l'aéronef 10. Par exemple, une telle correction tient compte de la relation entre la vitesse verticale et la pente, et de la relation entre la vitesse verticale et la vitesse sol. Une telle correction traduit également par exemple la relation entre l'angle de roulis, la vitesse sol et un rayon de virage, le rayon de virage étant une notion connue de l'homme du métier.
Le module de calcul 40 est également adapté pour corriger l'estimation calculée en cas de variation de la valeur mesurée par un ou plusieurs capteurs 21 prédéterminés.
L'estimation calculée est alors par exemple utilisée pour définir un segment de trajectoire, tel qu'un segment de trajectoire à roulis constant, et/ou à accélération sur pente constante, et/ou à assiette longitudinale constante, et/ou encore à vitesse verticale ou pente constante. L'estimation est par exemple également utilisée pour l'affichage de la trajectoire de consigne résultante.
Chaque consigne de guidage est choisie parmi le groupe consistant en : une consigne de rayon de virage, une consigne de route, une consigne de pente sol, une consigne d'altitude (barométrique, absolue, relative au sol), une consigne de vitesse sol, une consigne de vitesse verticale, une consigne de roulis, une consigne d'assiette longitudinale, une consigne de cap, une consigne de facteur de charge, une consigne d'accélération latérale, une consigne de taux de roulis, une consigne de taux de variation d'assiette longitudinale, une consigne d'accélération sur pente, une consigne de taux de variation d'accélération sur pente, une consigne de niveau d'énergie, une consigne de niveau de performance, une consigne de trajectoire sol associée à un point de passage, une consigne de vitesse relative à l'air (CAS, TAS, MACH), une consigne d'angle de dérapage, et une consigne de position.
Chaque consigne de guidage est alors élaborée à partir d'au moins une contrainte issue de l'un des systèmes de protection 19A, 19B, ou bien sélectionnée par l'équipage 26 via l'un des organes de commande 22, 23, 24, 28, 29, ou bien acquise du système de gestion du vol 1 7, ou encore acquise du ou des systèmes externes de génération 18.
Lorsque la consigne de guidage est élaborée à partir de contraintes issues de l'un des systèmes de protection 19A, 1 9B, la consigne de guidage est également appelée consigne de protection. Parmi les consignes de guidage précitées, n'importe quelle consigne de guidage est susceptible d'être élaborée à partir de contraintes issues de l'un des systèmes de protection 1 9A, 1 9B.
Lorsque la consigne de guidage est sélectionnée par l'équipage 26 via la manipulation d'au moins un organe primaire de commande 22, 23, 24 correspondant, et en complément en fonction en outre de la manipulation de l'organe annexe de commande 28, le module de calcul 40 est adapté pour calculer chaque consigne de guidage en fonction de la manipulation correspondante. La consigne de guidage sélectionnée par l'équipage 26 est de préférence choisie parmi le groupe consistant en : une consigne de rayon de virage, une consigne de route, une consigne de pente sol, une consigne d'altitude, une consigne de vitesse sol, une consigne de vitesse verticale, une consigne de roulis, une consigne d'assiette longitudinale, une consigne de cap, une consigne d'accélération latérale, une consigne d'accélération sur pente, une consigne de niveau d'énergie, une consigne de niveau de performance, une consigne de trajectoire sol associée à un point de passage, une consigne de vitesse relative à l'air (CAS, TAS, MACH), une consigne d'angle de dérapage, et une consigne de position.
Le module de calcul 40 est par exemple adapté pour calculer une consigne de vitesse verticale Vzc, ou encore une consigne de pente, en fonction d'une manipulation du manche 22 suivant sa direction longitudinale. La consigne de vitesse verticale Vzc, ou encore la consigne de pente, est associée à l'axe aéronef vertical λ .
Le module de calcul 40 est, par exemple, adapté pour calculer une consigne de roulis cpc, ou encore une consigne de rayon de virage Rc de l'aéronef, en fonction d'une manipulation du manche 22 suivant sa direction transversale. La consigne de roulis cpc, ou encore la consigne de rayon de virage Rc, est associée à l'axe aéronef latéral y^ .
Le module de calcul 40 est par exemple apte à convertir un débattement longitudinal ou transversal acquis du manche 22 en un paramètre de commande, selon une loi de conversion classique.
Le module de calcul 40 est alors apte à élaborer la consigne de vitesse verticale Vzc ou la consigne de pente, ou encore la consigne de roulis cpc ou la consigne de rayon de virage Rc, en fonction de la position de l'aéronef 10 et du paramètre de commande résultant de la conversion précédente.
A titre d'exemple, dans le cas de l'axe aéronef vertical z1 ; la consigne de vitesse verticale Vzc à l'instant ΤΊ est calculée en intégrant, entre deux instants T0 et ΤΊ , le paramètre de commande résultant de la conversion préalable du débattement longitudinal acquis, puis en additionnant cette intégrale à la consigne de vitesse verticale Vzc à l'instant T0.
Avantageusement, la consigne de pente, également notée consigne de FPA (de l'anglais Flight Path Angle), est calculée sur la base de la consigne de vitesse verticale Vzc par l'intermédiaire d'une estimation d'une vitesse sol Vsol mesurée via les capteurs 21 de l'aéronef à l'aide de l'équation suivante, vérifiée par la pente FPA : PA = arctanf -^- 1 (3)
[ Vsol J
En variante, on calcule d'abord la consigne de pente, puis la consigne de vitesse verticale Vzc.
À titre d'exemple, dans le cas de l'axe aéronef latéral y1 ; la consigne de roulis cpc à l'instant ΤΊ est calculée en intégrant, entre deux instants T0 et T1 ; le paramètre de commande résultant de la conversion préalable du débattement transversal acquis, puis en additionnant cette intégrale à la consigne de roulis cpc à l'instant T0.
Avantageusement, la consigne de rayon de virage sol Rc, est calculée sur la base de la consigne de roulis cpc précédemment élaborée, par l'intermédiaire d'une estimation d'une vitesse sol VSOi mesurée via les capteurs 21 de l'aéronef à l'aide de l'équation suivante :
V ,2
Rc = ^ (4)
tan(<pc ) g
En variante, on calcule d'abord la consigne de rayon de virage sol Rc, puis la consigne de roulis cpc. Le module de calcul 40 est, est par exemple apte à convertir un débattement de la ou des manettes 24 en un paramètre de commande moteur, selon une loi de conversion classique. Le module de calcul 40 est alors apte élaborer une consigne de vitesse longitudinale, en fonction de la manipulation de la ou des manettes 24. La consigne de vitesse longitudinale est associée à l'axe aéronef longitudinal Xi .
À titre d'exemple, le paramètre de commande est alors converti en une consigne d'accélération sur pente via des tables prédéfinies dépendant de l'aéronef et de sa configuration considérée. La consigne de vitesse longitudinale à l'instant ΤΊ est alors calculée en intégrant entre deux instants T0 et ΤΊ la consigne d'accélération sur pente, puis en additionnant cette intégrale à la valeur de la consigne longitudinale à l'instant T0.
Lorsque la consigne de guidage est sélectionnée par l'équipage 26 via la manipulation d'au moins un organe secondaire de commande 29 correspondant, tel que le sélecteur de panneau de commande, la touche tactile, ou le système de commande vocale, le module de calcul 40 est adapté pour lire la valeur de la consigne de guidage, cette valeur de consigne de guidage étant alors directement renseignée à l'aide de l'organe secondaire de commande 29, et ne nécessitant pas d'être convertie par le module de calcul 40 comme décrit précédemment dans le cas de la manipulation d'au moins un organe primaire de commande 22, 23, 24 pour la sélection de ladite consigne de guidage.
Le module de calcul 40 est de manière générale adapté pour calculer les segments de trajectoire de consigne en fonction d'au moins une consigne de guidage, chaque consigne de guidage prise en compte pour le calcul d'un segment de trajectoire étant constante pour la période temporelle correspondant au segment. Dans l'exemple décrit précédemment, un premier segment est calculé avec un taux de roulis constant, puis un deuxième segment est calculé avec un roulis constant.
Le logiciel de sélection 42 est adapté pour sélectionner un ou plusieurs modes de fonctionnement parmi les premier, deuxième, troisième et quatrième modes de fonctionnement M1 , M2, M3, M4.
Selon un premier mode de réalisation, chaque mode de fonctionnement M1 , M2, M3, M4 est sélectionnable de manière indépendante pour chaque axe parmi l'axe latéral y1 ; l'axe vertical λ et l'axe longitudinal x1 ; et la sélection du ou des modes de fonctionnement va être à présent décrite pour l'un quelconque des axes parmi l'axe latéral y1 ; l'axe vertical λ et l'axe longitudinal x1 ; étant entendu que la manière d'effectuer cette sélection est identique d'un axe à l'autre.
Le premier mode M1 est le mode par défaut, également appelé mode PLAN DE
VOL, et correspond au fonctionnement où la trajectoire de consigne résultante est la trajectoire de consigne préparée reçue de la part système de gestion de vol 17. Le deuxième mode M2 correspondant aux consignes de guidage est également appelé mode VECTEUR. Le troisième mode M3 correspondant aux consignes primaires est également appelé mode MANUEL.
Le logiciel de sélection 42 est adapté pour acquérir la grandeur mécanique D, F relative à l'un des organes primaires de commande 22, 23, 24 et pour sélectionner un mode de fonctionnement correspondant en fonction de la grandeur mécanique acquise D, F pour l'organe primaire de commande 22, 23, 24 associé à l'axe considéré parmi l'axe latéral y1 ; l'axe vertical λ et l'axe longitudinal *Λ .
Le logiciel de sélection 42 est adapté pour sélectionner le premier mode de fonctionnement M1 , ou commuter d'un autre mode de fonctionnement M2, M3, M4 vers le premier mode de fonctionnement M1 , comme représenté par les flèches F2i , F31 , F41 en trait pointillé sur la figure 4, seulement lorsque l'organe primaire de commande 22, 23, 24 associé à l'axe considéré parmi l'axe latéral y1 ; l'axe vertical λ et l'axe longitudinal *Λ est dans sa position de repos, également appelée position neutre.
En variante ou en complément, le logiciel de sélection 42 est adapté pour effectuer la sélection du mode de fonctionnement, notamment du quatrième mode de fonctionnement M4, comme représenté par les flèches F14, F24, F34 en trait continu sur la figure 4, suite à l'acquisition de l'actionnement d'un bouton spécifique, tel que le sélecteur de panneau de commande ou la touche tactile formant organe secondaire de commande 29, ou encore tel que l'organe annexe de commande 28.
Le logiciel de sélection 42 est de préférence adapté pour commuter vers le troisième mode M3, comme représenté par les flèches F13, F23, F43 en trait discontinu sur la figure 4, lorsque la valeur de la grandeur mécanique acquise correspondante à l'axe aéronef considéré, telle que le débattement D ou l'effort appliqué F, appartient à une première plage de valeurs. Le logiciel de sélection 42 est de préférence adapté pour commuter vers le deuxième mode M2, comme représenté par les flèches F12, F32J F42 en trait à base de points sur la figure 4, lorsque la valeur de la grandeur mécanique acquise correspondante appartient à une deuxième plage de valeurs, la deuxième plage étant distincte de la première plage. Les valeurs de la deuxième plage sont de préférence inférieures en valeur absolue à celles de la première plage, en prenant comme convention que la valeur nulle correspond à la position neutre de l'organe primaire 22, 23, 24 correspondant.
La deuxième plage est de préférence disjointe de la première plage, afin de permettre la mise en place d'une hystérésis, pour éviter des commutations parasites, ou encore non souhaitées par l'utilisateur, entre le deuxième mode M2 et le troisième mode M3.
Dans l'exemple de réalisation de la figure 3, la grandeur mécanique prise en compte par le logiciel de sélection 42 est la position du manche 22. La première plage de valeurs est en forme d'un premier intervalle 60 et d'un deuxième intervalle 62, les premier et deuxième intervalles 60, 62 étant de préférence disjoints et sensiblement symétriques par rapport à l'axe PR correspondant à la position neutre du manche 22. De manière analogue, la deuxième plage de valeurs est en forme d'un troisième intervalle 64 et d'un quatrième intervalle 66, les troisième et quatrième intervalles 64, 66 étant de préférence disjoints et sensiblement symétriques par rapport à l'axe PR associé à la position neutre du manche 22.
Sur la figure 3, les premier et deuxième intervalles 60, 62 correspondent à des positions du manche 22 plus éloignées par rapport à la position neutre que les positions associées aux troisième et quatrième intervalles 64, 66. Autrement dit, en mesurant la position du manche 22 sous forme d'un écart angulaire, ou encore du débattement D, entre ladite position et sa position neutre, les valeurs de la deuxième plage associée à la position du manche 22 sont inférieures en valeur absolue à celles de la première plage associée à la position du manche 22, avec la valeur nulle correspondant à la position neutre du manche 22. Sur la figure 3, le manche 22 est représenté dans différentes positions, notamment dans sa position neutre, avec une valeur du débattement D variable d'une position à l'autre.
En variante non représentée, la grandeur mécanique prise en compte par le logiciel de sélection 42 est l'effort mécanique F appliqué contre le manche 22 selon la direction correspondante.
Lorsque le manche 22 est un manche avec un retour d'effort linéaire, le déplacement du manche 22 suivant la direction correspondante est une fonction linéaire de l'effort F appliqué par l'utilisateur contre le manche 22.
Lorsque le manche 22 est un manche avec un retour d'effort contrôlable, le déplacement du manche 22 est, par exemple, une fonction non linéaire de l'effort F appliqué par l'utilisateur contre le manche 22.
Dans l'exemple de réalisation décrit, l'aéronef 10 comporte plusieurs organes primaires de commande 22, 23, 24, et le logiciel de sélection 42 est alors adapté pour acquérir des grandeurs mécaniques relatives à la pluralité d'organes primaires de commande 22, 23, 24. Le logiciel de sélection 42 est alors de préférence adapté pour commuter entre le deuxième mode M2 et le troisième mode M3, pour chaque organe primaire de commande 22, 23, 24 et en fonction de la grandeur mécanique acquise pour l'organe primaire de commande correspondant.
Dans l'exemple de réalisation décrit, le manche 22 est mobile selon au moins deux directions de déplacement distinctes, à savoir la direction longitudinale et la direction transversale, et le logiciel de sélection 42 est alors de préférence adapté pour commuter entre le deuxième mode M2 et le troisième mode M3, pour chaque direction de déplacement du manche 22 et en fonction de la grandeur mécanique acquise pour ledit manche 22 selon la direction de déplacement correspondante.
En complément, le logiciel de sélection 42 est en outre adapté pour autoriser la commutation du troisième mode M3 vers le deuxième mode M2 seulement si la valeur d'au moins une grandeur aéronautique parmi des mesures ou estimations d'un vecteur d'état de l'aéronef 10, les dérivées premières et secondes desdites mesures ou estimations du vecteur d'état, la vitesse air de l'aéronef 10, le dérapage de l'aéronef 10 et l'incidence de l'aéronef 10, est comprise dans une plage de valeurs prédéterminée correspondante. Le vecteur d'état de l'aéronef 10 est composé des positions et attitudes de l'aéronef 10.
Selon un deuxième mode de réalisation, la sélection d'un ou plusieurs modes de fonctionnement est couplée entre au moins deux axes parmi les axes latéral yi , vertical z-i et longitudinal Xi , c'est-à-dire que la sélection du mode de fonctionnement est commune pour les axes couplés. La sélection des modes sera décrite plus en détail par la suite en regard de la figure 7. Il est d'ailleurs précisé que la figure 7 concerne à la fois les premier et deuxième modes de réalisation.
Les conditions de transition entre les modes de fonctionnement M1 , M2, M3, M4 seront décrites plus en détail également en regard de la figure 7 pour les premier et deuxième modes de réalisation.
Le logiciel d'acquisition 44 est adapté pour acquérir la trajectoire de consigne préparée par le système de gestion du vol 1 7, la trajectoire de consigne préparée comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral y1 ; l'axe vertical λ et l'axe longitudinal *Λ . Autrement dit, le logiciel d'acquisition 44 est adapté pour recevoir, de la part du système de gestion du vol 17, ladite trajectoire de consigne préparée.
En complément facultatif, le logiciel d'acquisition 44 est exécuté par le processeur 38 pour acquérir ladite trajectoire de consigne préparée seulement lorsque le premier mode de fonctionnement M1 est sélectionné.
Le logiciel d'obtention 46 est adapté pour obtenir la trajectoire de consigne alternative, cette trajectoire de consigne alternative étant issue du module de calcul 40 ou bien d'un système externe de génération 18 correspondant, et comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral yi , l'axe vertical z-ι et l'axe longitudinal Xi . Autrement dit, le logiciel d'obtention 46 est adapté pour recevoir, de la part du module de calcul 40 ou bien de l'un des systèmes externes de génération 18, ladite trajectoire de consigne alternative.
En complément facultatif, le logiciel d'obtention 46 est exécuté par le processeur 38 pour obtenir ladite trajectoire de consigne alternative seulement lorsqu'au moins l'un des deuxième, troisième et quatrième modes de fonctionnement M2, M3, M4 est sélectionné.
Dans l'exemple de réalisation décrit, lorsque l'autre mode de fonctionnement sélectionné est le deuxième mode de fonctionnement M2, le logiciel d'obtention 46 est adapté pour obtenir la trajectoire calculée par le module de calcul 40 en fonction d'au moins une consigne de guidage, ladite trajectoire calculée en fonction de la consigne de guidage formant alors la trajectoire de consigne alternative utilisée pour calculer la trajectoire de consigne résultante pour la période temporelle correspondant à la sélection du deuxième mode de fonctionnement M2.
Dans l'exemple de réalisation décrit, lorsque l'autre mode de fonctionnement sélectionné est le troisième mode de fonctionnement M3, le logiciel d'obtention 46 est adapté pour obtenir la trajectoire calculée par le module de calcul 40 en fonction de la grandeur mécanique D, F relative à l'organe primaire de commande 22, 23, 24 correspondant, ladite trajectoire calculée en fonction de la grandeur mécanique D, F formant alors la trajectoire de consigne alternative utilisée pour calculer la trajectoire de consigne résultante pour la période temporelle correspondant à la sélection du troisième mode de fonctionnement M3.
Dans l'exemple de réalisation décrit, lorsque l'autre mode de fonctionnement sélectionné est le quatrième mode de fonctionnement M4, le logiciel d'obtention 46 est adapté pour obtenir la trajectoire de consigne reçue de la part du système externe de génération 18 correspondant, ladite trajectoire de consigne reçue formant alors la trajectoire de consigne alternative utilisée pour calculer la trajectoire de consigne résultante pour la période temporelle correspondant à la sélection du quatrième mode de fonctionnement M4.
Le logiciel de génération 48 est adapté pour générer la trajectoire de consigne résultante en fonction du mode de fonctionnement sélectionné, la trajectoire de consigne résultante comportant le ou les segments de la trajectoire de consigne préparée acquise pour la période temporelle correspondant à la sélection du premier mode de fonctionnement M1 , et le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative obtenue pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un autre mode de fonctionnement, c'est-à-dire à la sélection de l'un quelconque des deuxième, troisième et quatrième modes de fonctionnement M2, M3, M4 dans l'exemple de réalisation décrit.
Lorsque plusieurs modes de fonctionnement sont sélectionnés, le mode de fonctionnement autre que le premier mode de fonctionnement M1 est prioritaire par rapport au premier mode de fonctionnement M1 , et le logiciel de génération 48 est alors adapté pour calculer la trajectoire de consigne résultante à partir du ou des segments de la trajectoire de consigne alternative obtenue pour la période temporelle correspondant à la sélection de ces multiples modes de fonctionnement. Autrement dit, chacun des deuxième, troisième et quatrième modes de fonctionnement M2, M3, M4 est prioritaire par rapport au premier mode de fonctionnement M1 .
En particulier, dans l'exemple de réalisation décrit, le troisième mode de fonctionnement M3 est plus prioritaire que le deuxième mode de fonctionnement M2 qui est lui-même plus prioritaire que le quatrième mode de fonctionnement M4.
Avantageusement, les priorités relatives entre le premier mode M1 et le quatrième mode M4 dépendent du système externe de génération 18 à l'origine de la trajectoire du consigne fournie. A titre d'exemple lorsque le système externe de génération 18 est une tablette électronique de type EFB (de l'anglais Electronic Flight Bag), la priorité est donnée au premier mode M1 . A titre d'exemple additionnel, lorsque le système de génération externe 18 est un système de liaison de donnée (de l'anglais datalink) la priorité est donnée au quatrième mode M4.
Le logiciel d'affichage 50 est adapté pour afficher, à l'écran 32 et à destination de l'équipage 26, des informations d'aide au pilotage, telles qu'une ligne d'horizon artificiel 70, un symbole vecteur vitesse 72 et un symbole consigne de vecteur vitesse 74, comme représenté sur la figure 5. Le symbole vecteur vitesse 72 indique la direction actuelle du vecteur vitesse sol Vs de l'aéronef 10. Le symbole consigne de vecteur vitesse 74 indique une consigne de vecteur vitesse commandée par l'utilisateur, notamment au moyen du manche 22. L'écart algébrique en ordonnée entre la ligne d'horizon 70 et le symbole vecteur vitesse 72 représente la pente sol ys de l'aéronef. L'écart algébrique en ordonnée Δ2 entre la ligne d'horizon 70 et le symbole consigne de vecteur vitesse 74 représente la consigne de pente. L'écart algébrique en abscisse Δ3 entre le symbole vecteur vitesse 72 et le symbole consigne de vecteur vitesse 74 représente l'écart entre la consigne courante de route et la route courante de l'aéronef, la position latérale du symbole consigne de vecteur vitesse 74 représentant la consigne de route. L'angle algébrique (pc entre la ligne d'horizon 70 et le symbole consigne de vecteur vitesse 74 représente la consigne de roulis. Le fonctionnement du dispositif de génération 30 selon l'invention va être à présent décrit à l'aide de la figure 6 représentant un organigramme du procédé, selon l'invention, de génération de la trajectoire de consigne résultante.
Lors d'une étape initiale 100, le dispositif de génération 30 commence par acquérir, à l'aide de son logiciel de sélection 42, l'actionnement d'au moins un organe de commande parmi les organes primaires de commande 22, 23, 24, le ou les organes annexes de commande 28 et le ou les organes secondaires de commande 29. Par actionnement, on entend toute action de l'équipage 26 sur l'un de ces organes de commande 22, 23, 24, 28, 29, telle que la manipulation de l'un des organes primaires de commande 22, 23, 24 ou de l'un des organes annexes de commande 28, ou encore telle qu'un appui sur le sélecteur de panneau de commande ou sur la touche tactile, ou encore telle qu'une commande vocale de l'équipage 26 à destination du système de commande vocale.
En fonction de l'actionnement acquis lors de l'étape 1 00 et en complément facultatif en fonction d'autres critères qui seront décrits plus en détail en regard de la figure 7, le dispositif de génération 30 sélectionne ensuite, lors de l'étape 1 10 et à l'aide de son logiciel de sélection 42, un ou plusieurs modes de fonctionnement parmi les premier, deuxième, troisième et quatrième modes de fonctionnement M1 , M2, M3, M4.
Selon le premier mode de réalisation, chaque mode de fonctionnement M1 , M2, M3, M4 est sélectionnable de manière indépendante pour chaque axe parmi l'axe latéral yi , l'axe vertical z-ι et l'axe longitudinal Xi .
Selon le deuxième mode de réalisation, la sélection d'un ou plusieurs modes de fonctionnement est couplée entre au moins deux axes parmi les axes latéral yi , vertical z-i et longitudinal Xi .
Comme décrit précédemment, la sélection du ou des modes de fonctionnement
M1 , M2, M3, M4 est effectuée en fonction de la grandeur mécanique acquise, telle que le débattement D ou l'effort appliqué F, pour l'organe primaire de commande 22, 23, 24 associé à l'axe considéré parmi l'axe latéral y1 ; l'axe vertical λ et l'axe longitudinal *Λ .
En particulier, lorsque la valeur de la grandeur mécanique acquise D, F pour l'organe primaire de commande 22, 23, 24 associé à l'axe aéronef considéré n'est pas nulle, alors la sélection du mode de fonctionnement est effectuée seulement parmi le deuxième mode de fonctionnement M2 et le troisième mode de fonctionnement M3. Autrement dit, lorsque l'organe primaire de commande 22, 23, 24 associé à l'axe considéré est manipulé par l'équipage 26, les seules modes de fonctionnement sélectionnâmes pour ledit axe sont les deuxième et troisième modes de fonctionnement M2, M3. La commutation vers le premier mode de fonctionnement M1 est effectuée seulement lorsque l'organe primaire de commande 22, 23, 24 associé à l'axe aéronef considéré est dans la position neutre.
Lorsque le premier mode de fonctionnement M1 est sélectionné, le dispositif de génération 30 passe à l'étape suivante 120 au cours de laquelle la trajectoire de consigne préparée par le système de gestion du vol 17 est acquise par le logiciel d'acquisition 44.
Lorsque l'autre mode de fonctionnement parmi les deuxième, troisième et quatrième modes de fonctionnement M2, M3, M4 est sélectionné, le dispositif de génération 30 passe directement de l'étape 1 10 à l'étape 130 au cours de laquelle la trajectoire de consigne alternative est obtenue, la trajectoire de consigne alternative étant issue du module de calcul 40 interne au dispositif de génération 30 ou bien de l'un des systèmes externes de génération 18.
En variante, comme représenté par le cheminement en trait pointillé sur la figure 6, les étapes d'acquisition 120 et d'obtention 130 sont, à l'issue de l'étape 1 10, effectuées successivement quels que soient le ou les modes de fonctionnement sélectionnés.
À l'issue de l'étape d'acquisition 120 ou de l'étape d'obtention 130, le dispositif de génération 30 génère, lors de l'étape 140 et à l'aide du logiciel de génération 48, la trajectoire de consigne résultante, la trajectoire de consigne résultante comportant le ou les segments de la trajectoire de consigne préparée pour la période temporelle correspondant à la sélection du premier mode de fonctionnement M1 et le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative pour la période temporelle correspondant à la sélection de l'autre mode de fonctionnement parmi les deuxième, troisième et quatrième modes de fonctionnement M2, M3, M4.
L'homme du métier notera que lorsque plusieurs modes de fonctionnement sont sélectionnés, l'autre mode de fonctionnement M2, M3, M4 est prioritaire par rapport au premier mode de fonctionnement M1 , et la trajectoire de consigne résultante est alors formée par le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative pour la période temporelle correspondant à la sélection de ces multiples modes de fonctionnement.
En particulier, lorsque plusieurs modes de fonctionnement sont sélectionnés parmi les deuxième, troisième et quatrième modes M2, M3, M4, le troisième mode M3 est plus prioritaire que le deuxième mode M2 qui est lui-même plus prioritaire que le quatrième mode M4. La trajectoire de consigne résultante est alors formée, pour la période temporelle correspondant à la sélection de ces multiples modes parmi les deuxième, troisième et quatrième modes M2, M3, M4, par la trajectoire de consigne alternative qui est obtenue pour le mode le plus prioritaire parmi les multiples modes sélectionnés. Lorsque le deuxième mode de fonctionnement M2 est sélectionné, la trajectoire de consigne alternative est une trajectoire calculée par le module de calcul 40 en fonction d'au moins une consigne de guidage, comme décrit précédemment.
Lorsque le troisième mode de fonctionnement M3 est sélectionné, la trajectoire de consigne alternative est une trajectoire calculée par le module de calcul 40 en fonction de la grandeur mécanique acquise D, F pour l'organe primaire de commande 22, 23, 24 correspondant à l'axe aéronef considéré parmi l'axe latéral yi , l'axe vertical z-ι et l'axe longitudinal x^ .
Lorsque que le quatrième mode de fonctionnement M4 est sélectionné, la trajectoire de consigne alternative est la trajectoire de consigne reçue de la part du système externe de génération 18 correspondant.
Le dispositif de génération 30 transmet ensuite, lors de l'étape 1 50 et à l'aide du logiciel de génération 48, la trajectoire de consigne résultante générée lors de l'étape 140, à destination du ou des systèmes destinataires 16, 1 9A, 1 9B, 20 en vue respectivement de l'asservissement de la trajectoire de l'aéronef 1 0 par rapport à ladite trajectoire de consigne résultante par le système de guidage 1 6, voire de la surveillance et/ou de la protection de la trajectoire de l'aéronef par l'un des systèmes de protection 1 9A, 1 9B, et en complément facultatif de l'affichage de la trajectoire de l'aéronef 10 par l'un des systèmes d'affichage 20.
En complément lors de l'étape 150, les informations d'aide au pilotage sont affichées à l'écran 32 par le logiciel d'affichage 50, comme représenté sur la figure 5.
À l'issue de l'étape 1 50, le dispositif de génération 30 retourne à l'étape 1 00 afin d'acquérir un nouvel actionnement d'un organe de commande 22, 23, 24, 28, 29.
Les transitions entre les différents modes de fonctionnement M1 , M2, M3, M4 vont être à présent décrites plus en détail à l'aide de la figure 7 représentant un logigramme de ces transitions.
Lors de l'étape 200, le logiciel de sélection 42 vérifie si les conditions d'engagement du troisième mode M3, également appelé mode MANUEL, sont remplies. Les conditions d'engagement du troisième mode M3 consistent par exemple en ce que la valeur de la grandeur mécanique acquise D, F pour l'organe primaire de commande 22, 23, 24 correspondant à l'axe aéronef considéré ou l'un des axes aéronef couplés soit comprise dans le premier intervalle 60 ou le deuxième intervalle 62, visibles sur la figure 3.
Selon le premier mode de réalisation, lorsque les conditions d'engagement du troisième mode M3 sont vérifiées pour l'axe aéronef considéré, alors le troisième mode M3 est engagé lors de l'étape 21 0 pour le seul axe aéronef considéré. Selon le deuxième mode de réalisation, lorsque les conditions d'engagement du troisième mode M3 sont vérifiées pour l'un des axes couplés de l'aéronef, alors le troisième mode M3 est engagé lors de l'étape 210 pour l'ensemble des axes couplés de l'aéronef.
À l'issue de l'étape 210, après que le troisième mode M3 ait été engagé, lorsque le dispositif de génération 30 détecte lors de l'étape 220, notamment à l'aide des systèmes de protections 19A, 19B ou des capteurs 21 , un danger, une fonction de communication du danger de l'aéronef 10 est activée (étape 230), et le danger identifié est communiqué à l'équipage 26, par exemple à l'écran 32 via le logiciel d'affichage 50.
Le type de danger identifié a plusieurs causes possibles, les causes principales étant les suivantes :
- un conflit en termes de trafic susceptible de nécessiter une manœuvre d'évitement,
- un conflit entre la trajectoire actuelle de l'aéronef 10 et le terrain ;
- une menace d'origine météorologique, essentiellement des phénomènes locaux, tels qu'un gradient de vent, une turbulence de ciel clair ou une turbulence de sillage, dont la détection est réalisée à bord de l'aéronef 10, par exemple via un radar ou lidar. Les phénomènes météorologiques de plus grande ampleur, tels que des orages, sont généralement connus en amont et alors intégrés au calcul de la trajectoire.
A l'issue de l'étape 230, le mode sélectionné, également appelé niveau d'assistance actif, est affiché lors de l'étape 240 à l'écran 32 par le logiciel d'affichage 50. Dans ce cas, le troisième mode M3 est sélectionné, et le niveau d'assistance actif affiché est alors le mode MANUEL.
En variante, l'affichage ne différencie pas les niveaux d'assistance MANUEL et VECTEUR, le niveau affiché en mode MANUEL étant alors le niveau VECTEUR. Dans cette variante, la commutation entre le mode MANUEL et le mode VECTEUR est transparente pour l'équipage, c'est-à-dire qu'il n'en a pas connaissance.
L'affichage du niveau d'assistance actif est effectué de manière facultative, et l'étape 240 est alors facultative. Lorsque l'étape 240 n'est pas effectuée, le procédé retourne directement à l'étape 200.
Si lors de l'étape 200, les conditions d'engagement du troisième mode M3 ne sont pas vérifiées, alors le dispositif de génération 30 passe à l'étape 250 qui est identique à l'étape de détection de danger 220 décrite précédemment.
Si un danger est détecté lors de l'étape 250, alors le dispositif de génération passe à l'étape 260 au cours de laquelle la fonction de protection de l'aéronef 10 est activée. Elle génère ensuite des consignes de guidage dites « consignes de protection » à destination du mode VECTEUR afin d'éviter les dangers identifiés.
A l'issue de l'étape 260, le dispositif de génération 30 passe à l'étape 270 au cours de laquelle le danger identifié est communiqué à l'équipage 26, par exemple via l'écran 32 à l'aide du logiciel d'affichage 50.
À l'issue de l'étape 270, le dispositif de génération 30 passe à l'étape 290 qui sera décrite par la suite.
Si aucun danger n'est détecté lors de l'étape 250, le logiciel de sélection 42 vérifie lors de l'étape 280 si les conditions d'engagement du deuxième mode M2, également appelé mode VECTEUR, sont vérifiées.
Selon le premier mode de réalisation, les conditions d'engagement du deuxième mode M2 sont vérifiées pour l'axe aéronef considéré lorsque l'une des conditions suivantes est vraie :
- la valeur de la grandeur mécanique acquise D, F pour l'organe primaire de commande 22, 23, 24 correspondant à l'axe aéronef considéré est comprise dans le troisième intervalle 64 ou le quatrième intervalle 66, visibles sur la figure 3, et l'aéronef se trouve dans un domaine de vol compatible, par exemple avec une dynamique de l'aéronef 10 qui n'est pas trop importante. Autrement dit, la sélection du deuxième mode M2 est possible si la dynamique de l'aéronef pour l'axe aéronef considéré n'est pas supérieure à un seuil prédéfini ; ou
- l'organe primaire de commande 22, 23, 24 correspondant à l'axe aéronef considéré est en position neutre, l'aéronef 10 est stabilisé sur l'axe de pilotage concerné, et le premier mode M1 ou le quatrième mode M4 n'est pas actif pour l'axe aéronef considéré.
Selon le premier mode de réalisation, lorsque les conditions d'engagement du deuxième mode M2 sont vérifiées pour l'axe aéronef considéré, alors le deuxième mode M2 est engagé lors de l'étape 290 pour le seul axe aéronef considéré.
Selon le deuxième mode de réalisation, les conditions d'engagement du deuxième mode M2 sont vérifiées lorsque l'une des conditions suivantes est vraie :
- la valeur de la grandeur mécanique acquise D, F est comprise dans le troisième intervalle 64 ou le quatrième intervalle 66 pour au moins l'un des organes primaires de commande 22, 23, 24 correspondant aux axes aéronef couplés, la valeur absolue de la grandeur mécanique acquise D, F est inférieure aux bornes maximales des troisième et quatrième intervalles 64, 66 pour les autres organes primaires de commande 22, 23, 24 correspondant aux axes aéronef couplés, et l'aéronef se trouve dans un domaine de vol compatible, par exemple avec une dynamique de l'aéronef 10 qui n'est pas trop importante suivant les axes couplés. Autrement dit, la sélection du deuxième mode M2 est possible si les dynamiques de l'aéronef 10 pour les différents axes couplés de l'aéronef ne sont pas supérieures à des seuils respectifs prédéfinis ; ou
- les organes primaires de commande 22, 23, 24 correspondant aux axes aéronef couplés sont tous en position neutre, l'aéronef 10 est stabilisé sur l'ensemble des axes couplés de pilotage et le premier mode M1 ou le quatrième mode M4 n'est pas actif pour les axes aéronefs couplés..
Selon le deuxième mode de réalisation, lorsque les conditions d'engagement précitées du deuxième mode M2 sont vérifiées, alors le deuxième mode M2 est engagé lors de l'étape 290 pour tous les axes couplés de l'aéronef.
À l'issue de l'étape 290, le dispositif de génération 30 passe à l'étape 240 d'affichage du niveau d'assistance actif, au cours de laquelle une information relative à la sélection du deuxième mode M2 est affichée à l'écran 32 par le logiciel d'affichage 50. Le niveau d'assistance actif affiché est alors le mode VECTEUR.
Si lors de l'étape 280, les conditions d'engagement du deuxième mode M2 ne sont pas vérifiées, alors le logiciel de sélection 42 passe à l'étape 300 au cours de laquelle les conditions d'engagement du quatrième mode M4 sont vérifiées.
Les conditions d'engagement du quatrième mode M4 sont les suivantes :
- l'organe primaire correspondant à l'axe considéré ou aux axes couplés est en position neutre suivant la ou les directions considérées; et
- l'équipage actionne un bouton spécifique, tel que le sélecteur de panneau de commande ou la touche tactile formant organe secondaire de commande 29, ou encore tel que l'organe annexe de commande 28.
Selon le premier mode de réalisation, lorsque les conditions d'engagement du quatrième mode M4 sont vérifiées pour l'axe aéronef considéré, alors le quatrième mode M4 est engagé lors de l'étape 310 pour le seul axe aéronef considéré.
Selon le deuxième mode de réalisation, lorsque les conditions d'engagement du quatrième mode M4 sont vérifiées, alors le quatrième mode M4 est engagé lors de l'étape 310 pour tous les axes couplés de l'aéronef..
À l'issue de l'étape 310, le dispositif de génération 30 passe à l'étape 240 d'affichage du niveau d'assistance actif, au cours de laquelle une information relative à la sélection du quatrième mode M4 est affichée à l'écran 32 par le logiciel d'affichage 50.
Si lors de l'étape 300, les conditions d'engagement du quatrième mode M4 ne sont pas vérifiées, alors le logiciel de sélection 42 passe à l'étape 320 au cours de laquelle les conditions d'engagement du premier mode M1 sont vérifiées. Selon le premier mode de réalisation, les conditions d'engagement du premier mode M1 sont vérifiées pour l'axe aéronef considéré lorsque l'une des conditions suivantes est vraie :
- la valeur de la grandeur mécanique acquise D, F pour l'organe primaire de commande 22, 23, 24 correspondant à l'axe aéronef considéré est nulle, i.e. l'organe primaire correspondant 22, 23, 24 est en position neutre, et l'équipage 26 presse un bouton spécifique, non représenté, également appelé « RESUME NOW », par exemple présent sur l'un des organes primaires 22, 23, 24 ; ou
- via la manipulation de l'organe primaire de commande 22, 23, 24 correspondant à l'axe aéronef considéré, l'équipage 26 a sélectionné une consigne correspondant au plan de vol sur l'axe aéronef considéré ; ou
- l'équipage 26 a sélectionné une consigne correspondant à la trajectoire préparée sur l'axe aéronef considéré via l'actionnement des organes secondaires de commandes.
Selon le premier mode de réalisation, lorsque les conditions d'engagement du premier mode M1 sont vérifiées pour l'axe aéronef considéré, alors le premier mode M1 est engagé lors de l'étape 330 pour le seul axe aéronef considéré.
Selon le deuxième mode de réalisation, les conditions d'engagement du premier mode M1 sont vérifiées lorsque l'une des conditions suivantes est vraie :
- les organes primaires de commande 22, 23, 24 correspondant aux axes couplés de l'aéronef sont tous en position neutre suivant la ou les directions considérées, et l'équipage 26 presse le bouton spécifique, dit « RESUME NOW » ; ou
- via la manipulation de l'un des organes primaires 22, 23, 24, l'équipage 26 a sélectionné une consigne correspondant au plan de vol sur l'un des axes aéronef, alors que tous les autres organes primaires 22, 23, 24 correspondant aux axes couplés sont en position neutre.
Selon le deuxième mode de réalisation, lorsque les conditions d'engagement précitées du premier mode M1 sont vérifiées, alors le premier mode M1 est engagé lors de l'étape 330 pour tous les axes couplés de l'aéronef.
À l'issue de l'étape 330, le dispositif de génération 30 passe à l'étape 240 d'affichage du niveau d'assistance actif, au cours de laquelle une information relative à la sélection du premier mode M1 est affichée à l'écran 32 par le logiciel d'affichage 50. Le niveau d'assistance actif affiché est alors le mode PLAN DE VOL.
Si lors de l'étape 320, les conditions d'engagement du premier mode M1 ne sont pas vérifiées, alors le logiciel de sélection 42 passe à l'étape 240. L'homme du métier comprendra alors que la notion d'engagement de mode correspond à la notion de sélection de mode combinée avec la notion de priorité entre les modes M1 , M2, M3, M4.
Il est précisé que le fonctionnement décrit est tel qu'au moins un mode de fonctionnement parmi les premier, deuxième, troisième et quatrième modes M1 , M2, M3, M4 est toujours sélectionné pour chacun des trois axes de l'aéronef. A l'initialisation du dispositif de génération 30, un mode de fonctionnement est sélectionné par défaut pour chaque axe aéronef, par exemple le premier mode M1 .
La génération de la trajectoire de consigne résultante est alors centralisée au sein du dispositif de génération 30 ce qui permet de réduire la complexité de l'interface homme-machine par rapport aux multiples interfaces des nombreux systèmes avioniques distincts de l'état de la technique.
Le dispositif de génération 30 et le procédé de génération selon l'invention permettent ainsi d'améliorer la sécurité du vol de l'aéronef 10 et de diminuer la charge de travail pour l'équipage 26.

Claims

REVENDICATIONS
1 . - Procédé de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef (10), à destination d'au moins un système destinataire parmi au moins un système (1 6) de guidage de l'aéronef, la trajectoire de consigne résultante comportant au moins un segment de trajectoire pour au moins un axe parmi un axe latéral (yi), un axe vertical (z-i ) et un axe longitudinal (xi ) associés à l'aéronef, le système de guidage (16) étant configuré pour asservir la trajectoire de l'aéronef (1 0) par rapport à ladite trajectoire de consigne résultante,
l'aéronef (10) comprenant un dispositif électronique (30) de génération de ladite trajectoire de consigne, un système de gestion du vol (1 7) et le système de guidage (16), le dispositif de génération (30) comprenant un module (40) de calcul de trajectoire,
le procédé étant mis en œuvre par ledit dispositif de génération (30) et comprenant les étapes suivantes :
- la sélection (1 10) d'au moins un mode de fonctionnement parmi une pluralité de modes de fonctionnement (M1 , M2, M3, M4),
- l'acquisition (120) d'une trajectoire de consigne préparée par le système de gestion du vol (17), la trajectoire de consigne préparée comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral (yi), l'axe vertical (z-i ) et l'axe longitudinal (xi ),
- l'obtention (1 30) d'une trajectoire de consigne alternative issue d'un élément parmi le module de calcul d'une trajectoire (40) et un système externe (1 8) de génération de trajectoire de consigne, ledit système externe de génération (18) étant distinct du système de gestion du vol (1 7), la trajectoire de consigne alternative comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral (yi), l'axe vertical {ζ ) et l'axe longitudinal (x^,
- la génération (140) de la trajectoire de consigne résultante, la trajectoire de consigne résultante comportant le ou les segments de la trajectoire de consigne préparée acquise pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un premier mode de fonctionnement (M1 ), et le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative obtenue pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un autre mode de fonctionnement (M2, M3, M4).
2. - Procédé selon la revendication 1 , dans lequel l'étape d'acquisition (120) est effectuée seulement lorsque le premier mode de fonctionnement (M1 ) est sélectionné.
3.- Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l'étape d'obtention (130) est effectuée seulement lorsque l'autre mode de fonctionnement (M2, M3, M4) est sélectionné.
4.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel lorsque plusieurs modes de fonctionnement (M1 , M2, M3, M4) sont sélectionnés, l'autre mode de fonctionnement (M2, M3, M4) est prioritaire par rapport au premier mode de fonctionnement (M1 ), et lors de l'étape de génération (140), la trajectoire de consigne résultante est formée, pour la période temporelle correspondant à la sélection de ces multiples modes de fonctionnement (M1 , M2, M3, M4), par le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative obtenue.
5. - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'aéronef (10) comporte en outre au moins un système (19A, 19B) de protection de l'aéronef, des organes primaires de commande, tels qu'un manche ou mini-manche (22), un palonnier (23) ou une manette des gaz (24), un ou plusieurs organes annexes de commande (28) et des organes secondaires de commande (29), tels qu'un sélecteur ou rotacteur d'un panneau de commande, une touche tactile d'un écran tactile, ou un système de commande vocale, et
dans lequel, lorsque l'autre mode de fonctionnement sélectionné est un deuxième mode de fonctionnement (M2), la trajectoire de consigne alternative est une trajectoire calculée par le module de calcul (40), en fonction d'au moins une consigne de guidage, chaque consigne de guidage étant élaborée à partir d'au moins une contrainte issue d'un système de protection (19A, 19B) correspondant ou étant sélectionnée par un équipage (26) de l'aéronef via l'un des organes de commande (22, 23, 24, 28, 29).
6. - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'aéronef (10) comporte en outre des organes primaires de commande, tels qu'un manche ou mini-manche (22), un palonnier (23) ou une manette des gaz (24),
dans lequel le procédé comprend en outre l'acquisition (100) d'une grandeur mécanique (D, F) relative à l'un des organes primaires de commande (22, 23, 24), et dans lequel, lorsque l'autre mode de fonctionnement sélectionné est un troisième mode de fonctionnement (M3), la trajectoire de consigne alternative est une trajectoire calculée par le module de calcul (40) en fonction de la grandeur mécanique acquise (D, F) pour l'un des organes primaires de commande (22, 23, 24).
7. - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, lorsque l'autre mode de fonctionnement sélectionné est un quatrième mode de fonctionnement (M4), la trajectoire de consigne alternative est une trajectoire de consigne reçue de la part du système externe de génération (18).
8. - Procédé selon les revendications 4 à 7, dans lequel le troisième mode de fonctionnement (M3) est plus prioritaire que le deuxième mode de fonctionnement (M2), le deuxième mode de fonctionnement (M2) étant plus prioritaire que le quatrième mode de fonctionnement (M4).
9. - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chaque mode de fonctionnement (M1 , M2, M3, M4) est sélectionnable de manière indépendante pour chaque axe parmi l'axe latéral (y^, l'axe vertical et l'axe longitudinal (x^.
10. - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, pour chaque segment de trajectoire, au moins une caractéristique aéronautique de l'aéronef (1 0) est constante, chaque caractéristique aéronautique étant choisie parmi le groupe consistant en : un rayon de virage, une route, une pente sol, une altitude, une vitesse sol, une vitesse verticale, un angle de roulis, une assiette longitudinale, un cap, un facteur de charge, une accélération latérale, un taux de roulis, un taux de variation d'assiette longitudinale, une accélération sur pente, un taux de variation d'accélération sur pente, un niveau d'énergie tel qu'un régime moteur spécifique, un niveau de performance tel qu'un meilleur taux de montée, un taux d'accélération et une vitesse relative à l'air (CAS, TAS, MACH), une position et un angle de dérapage.
1 1 . - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, au moins un segment de trajectoire comporte un ou plusieurs points prédéfinis de passage de l'aéronef (1 0).
1 2. - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'aéronef (10) comporte en outre des organes primaires de commande, tels qu'un manche ou mini-manche (22), un palonnier (23) ou une manette des gaz (24),
dans lequel le procédé comprend en outre l'acquisition (100) d'une grandeur mécanique (D, F) relative à l'un des organes primaires de commande (22, 23, 24), et dans lequel la sélection du mode de fonctionnement est effectuée en fonction de la grandeur mécanique acquise (D, F) pour l'organe primaire de commande (22, 23, 24) associé à l'axe considéré parmi l'axe latéral (yi), l'axe vertical (z^ et l'axe longitudinal (xi).
13.- Procédé selon la revendication 12, dans lequel, lors de l'étape de sélection
(1 10), la commutation vers le premier mode de fonctionnement (M1 ) est effectuée seulement lorsque l'organe primaire de commande (22, 23, 24) associé à l'axe considéré parmi l'axe latéral (y^, l'axe vertical et l'axe longitudinal (x^ est dans une position de repos, ladite position de repos étant une position correspondante de l'organe primaire (22, 23, 24) lorsqu'il n'est pas manipulé, ledit organe primaire (22, 23, 24) comportant une ou plusieurs positions de repos.
14. - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel lors de l'étape de sélection (1 1 0), la commutation vers le premier mode de fonctionnement (M1 ) est effectuée via un bouton spécifique, le bouton spécifique étant de préférence disposé contre un organe primaire de commande (22, 23, 24).
1 5. - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes prise avec la revendication 5, dans lequel la ou les consignes de guidage sont choisies parmi le groupe consistant en : une consigne de rayon de virage, une consigne de route, une consigne de pente sol, une consigne d'altitude, une consigne de vitesse sol, une consigne de vitesse verticale, une consigne de roulis, une consigne d'assiette longitudinale, une consigne de cap, une consigne de facteur de charge, une consigne d'accélération latérale, une consigne de taux de roulis, une consigne de taux de variation d'assiette longitudinale, une consigne d'accélération sur pente, une consigne de taux de variation d'accélération sur pente, une consigne de niveau d'énergie, une consigne de niveau de performance, une consigne de trajectoire sol associée à un point de passage, une consigne de vitesse relative à l'air (CAS, TAS, MACH), une consigne d'angle de dérapage et une consigne de position.
16. - Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'aéronef (1 0) comporte en outre au moins un système (19A, 19B) de protection de l'aéronef, au moins un système (20) d'affichage de données,
dans lequel le procédé comprend en outre la transmission (150) de la trajectoire de consigne résultante à au moins un système destinataire parmi au moins un système de guidage (16), au moins un système de protection (1 9A, 19B) et au moins un système d'affichage (20).
17. - Produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu'elles sont mises en œuvre par un ordinateur, mettent en œuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes.
18. - Dispositif électronique (30) de génération d'une trajectoire de consigne résultante d'un aéronef (10), à destination d'au moins un système destinataire parmi au moins un système (1 6) de guidage de l'aéronef, la trajectoire de consigne résultante comportant au moins un segment de trajectoire pour au moins un axe parmi un axe latéral (yi), un axe vertical {ζ ) et un axe longitudinal (x^ associés à l'aéronef (10), le système de guidage (1 6) étant configuré pour asservir la trajectoire de l'aéronef (10) par rapport à ladite trajectoire de consigne résultante,
le dispositif (30) comprenant :
- un module (40) de calcul d'une trajectoire,
- des moyens (42) de sélection d'au moins un mode de fonctionnement parmi une pluralité de modes de fonctionnement (M1 , M2, M3, M4),
- des moyens (44) d'acquisition d'une trajectoire de consigne préparée par un système de gestion du vol (17), la trajectoire de consigne préparée comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral (yi), l'axe vertical (z-i ) et l'axe longitudinal (xi ),
- des moyens (46) d'obtention d'une trajectoire de consigne alternative issue d'un élément parmi le module de calcul (40) et un système externe de génération (1 8), la trajectoire de consigne alternative comportant un ou plusieurs segments de trajectoire pour au moins un axe parmi l'axe latéral (y^, l'axe vertical {ζ ) et l'axe longitudinal (x^, ledit système externe de génération (18) étant distinct du système de gestion du vol (1 7),
- des moyens (48) de génération de la trajectoire de consigne résultante, la trajectoire de consigne résultante comportant le ou les segments de la trajectoire de consigne préparée acquise pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un premier mode de fonctionnement (M1 ), et le ou les segments de la trajectoire de consigne alternative obtenue pour la période temporelle correspondant à la sélection d'un autre mode de fonctionnement (M2, M3, M4).
1 9.- Aéronef (10), tel qu'un avion ou un hélicoptère, comprenant - un dispositif électronique (30) de génération d'une trajectoire de consigne résultante,
- un système de gestion du vol (17),
- un système externe (18) de génération de trajectoire de consigne, et
- un ou plusieurs systèmes (16) de guidages de l'aéronef, tels qu'un dispositif de pilotage automatique et/ou des commandes de vols électriques et/ou un dispositif d'auto- poussée,
caractérisé en ce que le dispositif de génération (30) est conforme à la revendication 18, la trajectoire de consigne résultante générée étant adaptée pour être transmise à au moins un système destinataire parmi le ou les systèmes de guidage (16).
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