WO2017097595A1 - Ensemble de gestion de vol d'un aeronef et procede de surveillance de consignes de guidage d'un tel ensemble - Google Patents

Ensemble de gestion de vol d'un aeronef et procede de surveillance de consignes de guidage d'un tel ensemble Download PDF

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WO2017097595A1
WO2017097595A1 PCT/EP2016/078645 EP2016078645W WO2017097595A1 WO 2017097595 A1 WO2017097595 A1 WO 2017097595A1 EP 2016078645 W EP2016078645 W EP 2016078645W WO 2017097595 A1 WO2017097595 A1 WO 2017097595A1
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WO
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aircraft
guidance
flight management
extrapolated
flight
Prior art date
Application number
PCT/EP2016/078645
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Inventor
Sylvain Raynaud
Jean-Claude Mere
Simon Sellem
Original Assignee
Airbus Operations (S.A.S.)
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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
    • G05D1/0077—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements using redundant signals or controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C13/02—Initiating means
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    • B64C13/18—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using automatic pilot
    • G—PHYSICS
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    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
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    • G08G5/003—Flight plan management
    • G08G5/0034—Assembly of a flight plan
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/0047—Navigation or guidance aids for a single aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a set of flight management of an aircraft, in particular of a transport aircraft, and a method for monitoring guidance instructions generated by such a flight management assembly.
  • RNP AR Required Navigation Performance with Authorization Required
  • RNAV aRea NAVigation
  • RNP Required Navigation Performance
  • RNP refers to a surface navigation, for which are added (on board the aircraft) monitoring and warning means that make it possible to ensure that the aircraft remains in a corridor, said RNP, around a reference trajectory. Outside this corridor is potentially relief or other aircraft.
  • the performance required for a type of RNP operation is defined by an RNP value which represents the half-width (in nautical miles: NM) of the corridor around the reference path, in which the aircraft must remain 95% of the time at during the operation.
  • a second corridor (around the reference path) of half width twice the RNP value is also defined. The probability of the aircraft leaving the second lane must be less than 10 "7 per flight hour.
  • RNP AR procedures are characterized by: - RNP values:
  • the present invention applies to a set of flight management comprising two guide channels each provided with a flight management system of the FMS type ("Flight Management System" in English). STATE OF THE ART
  • the equipment on board an aircraft and in particular the flight management set must make it possible to achieve the required level of safety, if the aircraft must implement operations with required navigation performance with the required authorization of RNP type AR.
  • the objective is to have the ability to fly RNP AR procedures with RNP values up to 0.1 NM, and this without restriction (in normal situation and in case of failure) at departure, approach and go-around.
  • the object of the present invention is to remedy this drawback. It relates to a method of monitoring at least one guidance set provided by a flight management set, said flight management set comprising two guide chains each provided with a flight management system, each of said systems flight management system being configured to calculate at least one guidance instruction for the aircraft.
  • the method comprises the following successive steps:
  • a reception step implemented by a reception unit, consisting in receiving a guidance setpoint to be monitored and at least one current position of the aircraft, the guidance setpoint to be monitored representing the guidance setpoint calculated by the one of said flight management systems;
  • a first calculation step implemented by a first calculation unit, consisting in calculating a plurality of so-called extrapolated positions of the aircraft, at least starting from said guidance instruction and from said current position of the aircraft;
  • a second computation step implemented by a calculation unit, consisting of calculating extrapolated deviations of the road, corresponding to deviations from said positions extrapolated to an active segment of a flight plan followed by the aircraft;
  • an analysis step carried out by an analysis unit, of analyzing the extrapolated route deviations to determine whether the guidance instruction is correct or incorrect, the analysis step comprising a main sub-step consisting of :
  • a second derivative of the extrapolated route deviations is positive; and the extrapolated positions are on the same side of the active segment as the current position of the aircraft;
  • the method makes it possible to determine whether the guidance setpoint is correct or incorrect.
  • correct here designates a guidance instruction which makes it possible to converge the aircraft towards the active segment of the flight plan.
  • corrected here means a guidance instruction that does not allow to converge the aircraft to the active segment of the flight plan.
  • the monitoring method is able to detect an incorrect guidance instruction (or order) and thus to identify a defective flight management system (namely that which has calculated this incorrect guidance instruction) in order to guide the flight control system.
  • aircraft using a non-defective flight management system which, as specified below, allows the aircraft to have the ability to fly RNP type operations as described above, and to overcome the aforementioned drawback.
  • the analysis step comprises a first auxiliary sub-step consisting, during a transition between a first and a second successive active segment:
  • the derivative of a current roll angle and the derivative of a target roll angle are of the same sign, the target roll angle being the sum of a nominal roll angle and a load-dependent correction term; road difference, the nominal roll angle being a roll angle relative to a segment of the current flight plan;
  • the target roll angle being different from the nominal roll angle, and the difference between the target roll angle and the nominal roll angle does not vary, the current rolling angle of the aircraft varies. ;
  • the analysis step comprises a second auxiliary sub-step consisting, during a transition between a first and a second successive active segments, of rectilinear type:
  • the road deviation with respect to the second segment extrapolated to an extrapolation time does not decrease, the extrapolation time corresponding to an estimated time until the transition;
  • the analysis step comprises a third auxiliary sub-step consisting, during a transition between a first and a second successive active segment, of rectilinear type:
  • a speed vector of the aircraft is not orthogonal to a radius vector
  • the analysis step comprises a fourth auxiliary sub-step consisting, during a transition between a first and a second successive active segment, of rectilinear type:
  • the aircraft does not fly inside a confinement zone depending on said first and second active segments;
  • the analysis step comprises a fifth auxiliary sub-step consisting of: - to check whether the following two conditions are met:
  • the extrapolated route deviation is greater than a predetermined value
  • the first calculation step (of extrapolated positions) consists in calculating an extrapolated position of the aircraft, using the following data:
  • the present invention also relates to a device for monitoring at least one guidance set (or order) provided (or generated) by a flight management set as described above.
  • said monitoring device comprises:
  • a reception unit configured to receive a guidance setpoint to be monitored and at least one current position of the aircraft, the guidance setpoint to be monitored representing the guidance setpoint calculated by one of said flight management systems;
  • a first calculation unit configured to calculate a plurality of so-called extrapolated positions of the aircraft, at least starting from said guidance instruction and from said current position of the aircraft;
  • a second calculation unit configured to calculate so-called extrapolated route deviations corresponding to deviations of said extrapolated positions with respect to an active segment of a flight plan followed by the aircraft;
  • an analysis unit configured to analyze extrapolated route deviations in order to determine whether the guidance instruction is correct or incorrect, the analysis unit comprising a main analysis module configured to: • check if the following three conditions are met:
  • the extrapolated positions are on the same side of the active segment as the current position of the aircraft.
  • the analysis unit comprises at least one auxiliary analysis module, and preferably a plurality of auxiliary analysis modules for implementing at least some of the aforementioned auxiliary analysis substeps.
  • the present invention also relates to an aircraft, in particular a transport aircraft, which is provided with a monitoring device and / or a flight management assembly such as those described above.
  • FIG. 1 is the block diagram of a particular embodiment of a flight management assembly of an aircraft
  • FIG. 2 is a block diagram of a particular embodiment of a monitoring device according to the invention.
  • FIG. 3 is a diagram showing an aircraft flying in an extrapolated trajectory, on which road deviations with respect to an active segment of a flight plan have been demonstrated.
  • FIGS. 4 and 5 are graphs illustrating a transition between two successive rectilinear segments of a flight plan, to explain the implementation of two different monitoring.
  • FIG. 1 schematically shows a flight management assembly 1 of an aircraft, in particular a transport aircraft, which makes it possible to illustrate the invention.
  • This set of flight management 1 which is embedded on the aircraft, includes two guide channels 2A and 2B each provided with a flight management system 3A and 3B of type FMS ("Flight Management System” in English) .
  • the two flight management systems 3A and 3B (“FMS1" and “FMS2") are independent and are housed in different equipment (“hardware” in English).
  • Each of said flight management systems 3A and 3B is configured to perform the calculations specified below, and in particular a calculation of guidance instructions for the aircraft.
  • the guidance of the aircraft is performed according to data (including guidance instructions) provided by only one of said two guide chains 2A and 2B, said active guide chain.
  • Said flight management set 1 also comprises at least one monitoring unit 4A, 4B ("MONITOR 1, 2" for "Monitoring” in English) configured to perform data monitoring generated by the flight management systems 3A and 3B .
  • monitoring unit 4A, 4B (“MONITOR 1, 2" for "Monitoring” in English) configured to perform data monitoring generated by the flight management systems 3A and 3B .
  • the monitoring unit 4A, 4B is housed in hardware ("hardware" in English) different from the equipment hosting the two flight management systems 3A and 3B.
  • the monitoring unit 4A, 4B is configured to monitor the guidance (or orders) calculated by the two flight management systems 3A and 3B so as to detect and identify, if necessary, a management system. defective flight, among the flight management systems 3A and 3B, as specified below.
  • a defective flight management system is understood to mean a flight management system that calculates and transmits at least one guidance instruction that is erroneous (or incorrect).
  • the monitoring unit 4A, 4B comprises a monitoring device 5 ("DEVICE” for "Monitoring Device”).
  • said monitoring device 5 comprises, as represented in FIG. 2:
  • a reception unit 9 (“RECEPT” for "Receiving Unit” in English) configured to receive a guidance setpoint to be monitored and at least the current position of the aircraft, the guide setpoint to be monitored representing the calculated guidance setpoint by one of said flight management systems 3A, 3B;
  • a calculation unit 10 ("COMP 1" for "Computation Unit” in English) which is connected via a link 11 to the reception unit 9 and which is configured to calculate a plurality of positions P1 at P4 said extrapolated from the aircraft AC ( Figure 3), at least from said guidance and said current position PO of the aircraft AC;
  • calculation unit 12 ("COMP 2" for "Computation Unit” in English) which is connected via a link 13 to the calculation unit 10 and which is configured to calculate E1 road deviations to E4 said extrapolated, corresponding to deviations of said extrapolated positions P1 to P4 relative to an active segment SA of a flight plan followed by the aircraft AC ( Figure 3); and
  • an analysis unit 14 ("ANALYSIS" for "Analysis Unit” in English) which is connected via a link 15 to the calculation unit 12 and which is configured to analyze E1 road deviations to E4 extrapolated, to determine if the guidance setpoint is correct or incorrect.
  • the extrapolation of the position being based on the setpoint alone (the position of the aircraft is extrapolated as if instantaneous rolling were going from the current roll to the setpoint value), the dynamics of the the aircraft does not intervene, and it is not necessary to extrapolate over several time horizons for a given instruction.
  • it is sufficient to analyze the time evolution of the extrapolation of the position to a single time horizon. This time horizon is finely defined for optimal detection (and is preferably parameterizable).
  • the analysis unit 14 comprises a main analysis module M1 configured:
  • a second derivative of the road deviations E1 to E4 is positive;
  • the extrapolated positions P1 to P4 lie on the same side of the active segment SA (which can be a straight segment or a curved (or curvilinear) segment) as the current position PO of the aircraft AC; and
  • the extrapolated route deviations must increase (positive first derivative) to ensure the existence of a divergence.
  • the derivative of these extrapolated route deviations must increase (positive second derivative) to be sure that the flight management system is not correcting the divergence.
  • the course deviation will cancel, and the aircraft will converge to the active segment (or current).
  • the monitoring device 5 of the monitoring unit 4A, 4B is thus able to isolate a defective flight management system in order to allow the crew to perform an RNP operation, with an acceptable response time.
  • the monitoring unit 4A, 4B is configured:
  • the flight management assembly 1 comprises two monitoring units 4A and 4B which are configured to perform the same monitoring, and each of which is provided with a monitoring device 5 This makes it possible, in case of failure of one of these monitoring units 4A and 4B in RNP operation, to still be able to detect, if necessary, a defective flight management system 3A or 3B, and thus to ensure the integrity required for this type of RNP operation.
  • the flight management assembly 1 comprises switching means configured for, in the event of detection by the monitoring unit 4A, 4B of a defective flight management system (for example the flight management system 3A) and if the active guide chain is that comprising this defective flight management system (the guide chain 2A in this example), generate a switch consisting in making the other one of said two guide chains 2A and 2B active (to know the guide chain 2B in this example).
  • a defective flight management system for example the flight management system 3A
  • the active guide chain is that comprising this defective flight management system (the guide chain 2A in this example)
  • the analysis unit 14 of the monitoring device 5 comprises an auxiliary analysis module M2 configured to:
  • the derivative of a current roll angle i.e., the actual roll angle, at the current time, of the aircraft
  • the derivative of a target roll angle (generated by a flight management system) are of the same sign, the target roll angle being the sum of a nominal roll angle and a correction term depending on the road deviation, the nominal roll angle being a roll angle relative to a segment of the current flight plan;
  • the target roll angle is different from the nominal roll angle, and the difference between the target roll angle and the nominal roll angle does not vary, the roll angle current of the aircraft varies;
  • the two analysis modules M1 and M2 are permanently active during the implementation of the surveillance carried out by the monitoring device 5.
  • the auxiliary analysis module M2 aims to avoid false alarms during roll anticipation distance, type RAD (for "Roll Anticipation Distance” in English). As the nominal roll angle changes directly from one flight plan segment to the next segment and as the aircraft dynamics (roll rate in the order of 3s generally) limits the ability to follow the angle roll nominal, each turn must be anticipated to follow the best way trajectory.
  • the course deviation will necessarily increase and additional checks must be made, based on the fact that, during the RAD distance, the target roll angle of the flight management system diverges from the current segment (to anticipate convergence to the next segment), but, as the track deviation and the TAE error (for "Track Angle Error") increase, the roll angle target tends to bring the aircraft back onto the trajectory and thus the derivative of the target roll angle of the flight management system is, under normal conditions, the opposite of the derivative of the current roll angle.
  • TAE error for "Track Angle Error”
  • a failure is thus detected if the derivatives of the target roll angle and the current roll angle are of the same sign (condition c1 above), or if the target roll angle is constant and different from the angle of nominal roll, the derivative of the current roll angle is not zero (condition c2 above).
  • the command is frozen.
  • the condition c2 is necessary to detect the particular case of a frozen error control at the output of the flight management system 3A, 3B, which condition c1 does not detect.
  • the flight management system recalculates a curved TR ("curvilinear") transition segment to avoid an overflight of the waypoint WPT ("waypoint") at the junction of these two straight segments TF1 and TF2.
  • the transition is recalculated based on the current state of the aircraft (ground speed, position) and course change.
  • the change of course is the angle between the direction of the two straight segments TF1 and TF2, namely ⁇ - ⁇ with the angle between the two straight segments TF1 and TF2.
  • the reference segment used by the monitoring device 5 (namely the TF1 segment of the consolidated flight plan) is different from the reference segment of the trajectory recalculated by the flight management system (the TR segment).
  • the monitoring device 5 would detect a divergence from the trajectory with the previous conditions.
  • the analysis unit 14 comprises various auxiliary analysis modules M3, M4 and M5 making it possible to carry out monitoring to avoid such false alarms.
  • auxiliary analysis module M5 a containment zone based on the size of the segments (with a fixed value, which is easy to find from a navigation database), implemented by the auxiliary analysis module M5.
  • This monitoring implemented by the auxiliary analysis module M5 is less precise than the two monitors implemented by the auxiliary analysis modules M3 and M4, but it is sufficient, robust and independent of the flight management systems.
  • the analyzes and monitoring implemented for the auxiliary analysis modules M3 and M4 are based on a potential TAD turn anticipation distance, and are very sensitive to small variations in this zone.
  • the analysis unit 14 comprises the auxiliary analysis module M4 which is configured for, during a transition between a first active segment TF1 and a second segment active TF2, which are successive and rectilinear:
  • This monitoring thus consists in testing the variations of the road difference from the instant of the extrapolation time T ex .
  • a second embodiment is based on the center of rotation ⁇ (FIG. 4), which is determined from the estimated turn anticipation distance TAD by analyzing the variation of the instantaneous course deviation.
  • the analysis unit 14 comprises an auxiliary analysis module M5 configured for, during a transition between a first active segment TF1 and a second active segment TF2, which are successive, and rectilinear: - Check if the following condition is fulfilled: the velocity vector of the aircraft is not orthogonal to the radius vector (passing through the center ⁇ of the segment TR having an arc of circle, and the position of the aircraft);
  • the beginning of the analysis is the same as that of the first embodiment, but from the estimated distance TAD, an estimated center ⁇ of the theoretical curve transition (TR) is calculated, and uses a scalar product to detect a problem.
  • TAD estimated distance
  • TR theoretical curve transition
  • the analysis unit 14 includes an auxiliary analysis module
  • M5 configured for, during a transition between two successive active segments TF1 and TF2, of rectilinear type:
  • the aircraft does not fly inside a confinement zone Z2 (shown hatched in Figure 5) dependent on said active segments TF1 and TF2.
  • Active segments TF1 and TF2 are defined by line segments, respectively, between waypoints W1 and WPT and between waypoints WPT and W2.
  • the confinement zone Z2 is a triangle presenting as vertices, respectively, the passage points W1, WPT and W2;
  • the points of passage W1 and W2 are defined according to the configuration of the flight plan.
  • the analysis unit 14 comprises an auxiliary analysis module M6 configured to:
  • the extrapolated route deviation is greater than a predetermined value
  • the monitoring device 5 implements the following successive steps ET1 to ET3:
  • a calculation step ET1 for calculating, from the guidance setpoint to be monitored, a plurality of positions P1, P2, P3 and P4 said to be extrapolated from the aircraft AC, as represented in FIG. 3, for durations given from the current moment;
  • an ET3 step for analyzing extrapolated route deviations E1 to E4, in order to determine whether they diverge or converge (with respect to the active segment SA), in order to be able to determine whether the guidance setpoint is correct or not, the flight management 3A, 3B calculating in principle a guidance instruction intended to converge the aircraft to the active segment SA.
  • Step ET1 consists of calculating an extrapolated position of the aircraft, for example in 1, 2, ..., 10 seconds, using the following data:
  • the monitoring implemented by the monitoring unit 4A, 4B, considers that the aircraft flies for a predefined period of time with a roll angle equal to the roll order provided by the management system. flight considered.
  • the ET2 step consists of calculating the road deviations E1 to E4 of the extrapolated positions, with respect to the validated active segment SA of the flight plan.
  • step ET3 performs an analysis of the extrapolated deviation values.
  • the evolution of extrapolated deviation values is analyzed to determine if they diverge or converge to detect and identify a defective flight management system.
  • the various analyzes mentioned above, implemented by the analysis modules M1 to M6, can be performed.
  • the flight management assembly 1 is therefore based on an architecture with two flight management systems 3A and 3B, which implements monitoring, in particular, the calculation of orders (or instructions) guidance.
  • the monitoring guidance guidance generated by a flight management system 3A, 3B is based on an extrapolation of the position of the aircraft.
  • each of the flight management systems 3A and 3B is configured to also perform, in addition to the development of guidance instructions to enslave the position of the aircraft on the trajectory, the calculations following:
  • each of the monitoring units 4A and 4B can be configured to perform, in addition to the monitoring of the orders (or instructions) for guidance, also the following monitoring calculations made by the management systems flight 3A and 3B:
  • NDB navigation database (“Navigation Data Base” in English)
  • the RNP procedure being stored in the navigation database of the flight management system, and loading of the procedure into a flight plan; and - a monitoring of a trajectory calculation.
  • each guide chain 2A, 2B comprises a set 6A, 6B of usual sensors for determining (measuring, calculating, ...) data ("DATA 1, 2"), namely the values of parameters related to the state (position, speed, ...) of the aircraft and its environment (temperature, 8) These values are provided via a link M A, M B of the set 6A, 6B to the corresponding flight management system 3A, 3B ("corresponding" meaning that part of the same guide chain 2A, 2B).
  • Each flight management system 3A, 3B calculates a position of the aircraft on the basis of values received from the corresponding sensor assembly 6A, 6B.
  • the flight management assembly 1 also comprises an auxiliary unit 7 ("AUX" for "Auxiliary Unit” in English) which calculates a third position on the basis of values received from the assemblies 6A and 6B via, respectively, I2A and I2B links.
  • This auxiliary unit 7 may in particular serve as a third data source for comparison and voting in the monitoring unit 4A, 4B.
  • This auxiliary unit 7 performs only the calculations and operations indicated and does not correspond to a (third) flight management system.
  • the monitoring unit 4A receives information from the flight management system 3A, the flight management system 3B and the auxiliary unit 7, respectively via links I4A, I5B and I6A, and can provide information to the flight control system. 3A corresponding flight management via an I7A link.
  • the monitoring unit 4B receives information from the flight management system 3A, the flight management system 3B and the auxiliary unit 7, respectively via links I5A, I4B, and I6B, and can provide information to the corresponding flight management system 3B via an I7B link.
  • the monitoring of the position calculation is implemented in the monitoring unit 4A, 4B (or in the flight management system 2A, 2B) by comparison and vote of the positions provided by the two management systems. 4A and 4B, with the position provided by the auxiliary unit 7. Furthermore, each of the flight management systems 3A and 3B calculates the guidance (or orders) guidance based on the validated position and validated active segment of the flight plan and sends it to the monitoring unit 4A, 4B which monitors the evolution of the extrapolation of the position of the aircraft, derived from these guidance instructions, and invalidates the calculation in case of detection of anomaly by setting a monitoring status to invalid.
  • each of the two guide chains 2A and 2B of the flight management assembly 1 comprises a guidance computer 8A, 8B ("FG 1, 2" for "Flight Guidance") linked by an I8A, I8B link to the flight management system 3A, 3B.
  • One of said guidance calculators 8A, 8B namely the guidance computer of the active guide chain, pilot servocontrols customary control surfaces of the aircraft to guide the aircraft in accordance with the guidance instructions.
  • the selection logic (depending on the monitoring status) between the guidance computer 8A and the guidance computer 8B, for controlling the servocontrols and guiding the aircraft, is implemented at these guidance computers 8A and 8B. usual way.

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Abstract

L'ensemble de gestion de vol (1) comprend deux chaînes de guidage (2A, 2B) pourvues, chacune, d'un système de gestion de vol (3A, 3B), chacun desdits systèmes de gestion de vol (3A, 3B) réalisant au moins un calcul de consignes de guidage pour l'aéronef, l'ensemble de gestion de vol (1) comprenant également au moins une unité de surveillance (4A, 4B) configurée pour réaliser une surveillance des consignes de guidage calculées par les deux systèmes de gestion de vol (3A, 3B) de manière à pouvoir détecter et identifier un système de gestion de vol défectueux, l'unité de surveillance (4A, 4B) comportant un dispositif de surveillance (5) vérifiant notamment si les trois conditions suivantes sont remplies: une dérivée première d'écarts de route extrapolés est positive, une dérivée seconde des écarts de route extrapolés est positive, et des positions extrapolées de l'aéronef se trouvent du même côté d'un segment actif du plan de vol suivi par l'aéronef que la position courante de l'aéronef.

Description

Ensemble de gestion de vol d'un aéronef et procédé de surveillance de consignes de guidage d'un tel ensemble
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne un ensemble de gestion de vol d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, et un procédé de surveillance de consignes de guidage générées par un tel ensemble de gestion de vol.
Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à un aéronef mettant en œuvre des opérations à performances de navigation requises avec autorisation requise, de type RNP AR (« Required Navigation Performance with Authorization Required » en anglais). Ces opérations RNP AR sont basées sur une navigation de surface de type RNAV (« aRea NAVigation » en anglais) et sur des opérations à performances de navigation requises de type RNP (« Required Navigation Performance » en anglais). Elles présentent la particularité de nécessiter une autorisation spéciale pour pouvoir être mises en œuvre sur un aéronef.
On sait que le concept RNP correspond à une navigation de surface, pour laquelle sont ajoutés (à bord de l'aéronef) des moyens de surveillance et d'alerte qui permettent d'assurer que l'aéronef reste dans un couloir, dit RNP, autour d'une trajectoire de référence. A l'extérieur de ce couloir se trouve potentiellement du relief ou d'autres aéronefs. La performance requise pour un type d'opération RNP est définie par une valeur RNP qui représente la demi-largeur (en milles nautiques : NM) du couloir autour de la trajectoire de référence, dans lequel l'aéronef doit rester 95% du temps au cours de l'opération. Un second couloir (autour de la trajectoire de référence) de demi-largeur deux fois la valeur RNP est également défini. La probabilité que l'aéronef sorte de ce second couloir doit être inférieure à 10"7 par heure de vol.
Le concept d'opérations RNP AR est plus contraignant encore. Les procédures RNP AR sont, en effet caractérisées par : - des valeurs RNP :
• qui sont inférieures ou égales à 0,3NM en approche, et qui peuvent descendre jusqu'à 0,1 NM ; et
• qui sont strictement inférieures à 1 NM au départ et lors d'une remise des gaz, et qui peuvent également descendre jusqu'à 0,1 NM ;
- un segment d'approche finale qui peut être courbe ; et
- des obstacles (montagnes, trafic .) qui peuvent être situés à deux fois la valeur RNP par rapport à la trajectoire de référence, alors que pour les opérations RNP usuelles, une marge supplémentaire par rapport aux obstacles est prévue.
Les autorités aériennes ont défini un niveau de sécurité visé TLS (« Target
Level of Safety » en anglais) de 10"7 par heure de vol. Dans le cas des opérations RNP AR, comme les valeurs RNP peuvent descendre jusqu'à 0,1 NM et les obstacles peuvent être situés à deux fois la valeur RNP de la trajectoire de référence, cet objectif se traduit par une probabilité que l'aéronef sorte du couloir de demi-largeur D=2.RNP qui ne doit pas excéder 10"7 par heure de vol.
La présente invention s'applique à un ensemble de gestion de vol comprenant deux chaînes de guidage pourvues, chacune, d'un système de gestion de vol, de type FMS (« Flight Management System » en anglais). ETAT DE LA TECHNIQUE
Les équipements embarqués à bord d'un aéronef et notamment l'ensemble de gestion de vol doivent permettre d'atteindre le niveau de sécurité visé, si l'aéronef doit mettre en œuvre des opérations à performances de navigation requises avec autorisation requise de type RNP AR.
L'objectif est d'avoir la capacité de voler les procédures RNP AR avec des valeurs RNP jusqu'à 0,1 NM, et ceci sans restriction (en situation normale et en cas de panne) en départ, approche et remise de gaz.
Or, pour qu'un aéronef ait la capacité de voler de telles procédures RNP AR, il est nécessaire notamment de pouvoir éliminer de la boucle de guidage une source erronée de calcul d'ordres (ou consignes) de guidage, afin de contrer ses éventuels effets sur la trajectoire de l'aéronef. Pour pouvoir mettre en œuvre une opération de type RNP 0,1 , l'ensemble de gestion de vol doit permettre de respecter une sévérité de type « hazardous » (dangereux) en cas de perte ou d'erreur des consignes de guidage. De plus, il faut que, en cas de détection d'un calcul erroné, notamment d'une consigne ou ordre de guidage (telle qu'un ordre de commande de roulis), l'aéronef puisse continuer à être guidé en mode automatique pour être maintenu dans le couloir RNP.
Avec un ensemble de gestion de vol à deux systèmes de gestion de vol, en cas de désaccord entre les deux systèmes de gestion de vol, l'ensemble n'est pas capable d'identifier celui qui est défectueux, et l'aéronef ne peut donc plus être guidé en mode automatique et n'est pas en mesure de mettre en œuvre de telles opérations RNP.
EXPOSÉ DE L'INVENTION La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un procédé de surveillance d'au moins une consigne de guidage fournie par un ensemble de gestion de vol, ledit ensemble de gestion de vol comprenant deux chaînes de guidage pourvues, chacune, d'un système de gestion de vol, chacun desdits systèmes de gestion de vol étant configuré pour calculer au moins une consigne de guidage pour l'aéronef.
Selon l'invention, le procédé comprend les étapes successives suivantes :
- une étape de réception, mise en œuvre par une unité de réception, consistant à recevoir une consigne de guidage à surveiller et au moins une position courante de l'aéronef, la consigne de guidage à surveiller représentant la consigne de guidage calculée par l'un desdits systèmes de gestion de vol ;
- une première étape de calcul, mise en œuvre par une première unité de calcul, consistant à calculer une pluralité de positions dites extrapolées de l'aéronef, au moins à partir de ladite consigne de guidage et de ladite position courante de l'aéronef ;
- une deuxième étape de calcul, mise en œuvre par une unité de calcul, consistant à calculer des écarts de route dits extrapolés, correspondant à des écarts desdites positions extrapolées par rapport à un segment actif d'un plan de vol suivi par l'aéronef ; et
- une étape d'analyse, mise en œuvre par une unité d'analyse, consistant à analyser les écarts de route extrapolés pour déterminer si la consigne de guidage est correcte ou incorrecte, l'étape d'analyse comprenant une sous-étape principale consistant :
• à vérifier si les trois conditions suivantes sont remplies :
- une dérivée première des écarts de route extrapolés est positive ;
- une dérivée seconde des écarts de route extrapolés est positive ; et - les positions extrapolées se trouvent du même côté du segment actif que la position courante de l'aéronef ; et
• à conclure que la consigne de guidage est incorrecte, si ces trois conditions sont remplies simultanément.
Le procédé permet de déterminer si la consigne de guidage est correcte ou incorrecte. Le terme « correcte » désigne ici une consigne de guidage qui permet de faire converger l'aéronef vers le segment actif du plan de vol. Le terme « incorrecte » désigne ici une consigne de guidage qui ne permet pas de faire converger l'aéronef vers le segment actif du plan de vol.
Ainsi, le procédé de surveillance est apte à détecter une consigne (ou ordre) de guidage incorrecte et ainsi à identifier un système de gestion de vol défectueux (à savoir celui qui a calculé cette consigne de guidage incorrecte) afin de permettre de guider l'aéronef à l'aide d'un système de gestion de vol non défectueux, ce qui, comme précisé ci-dessous, permet à l'aéronef d'avoir la capacité de voler des opérations de type RNP telles que décrites ci-dessus, et de remédier à l'inconvénient précité.
De façon avantageuse, l'étape d'analyse comprend une première sous- étape auxiliaire consistant, lors d'une transition entre un premier et un second segments actifs successifs :
- à vérifier si au moins l'une des deux conditions suivantes est remplie :
· la dérivée d'un angle de roulis courant et la dérivée d'un angle de roulis cible sont de même signe, l'angle de roulis cible étant la somme d'un angle de roulis nominal et d'un terme correctif dépendant de l'écart de route, l'angle de roulis nominal étant un angle de roulis relatif à un segment du plan de vol courant ;
• l'angle de roulis cible étant différent de l'angle de roulis nominal, et l'écart entre l'angle de roulis cible et l'angle de roulis nominal ne variant pas, l'angle de roulis courant de l'aéronef varie ; et
- à conclure que la consigne de guidage est incorrecte si l'une de ces deux conditions est remplie.
De plus, avantageusement, l'étape d'analyse comprend une deuxième sous-étape auxiliaire consistant, lors d'une transition entre un premier et un second segments actifs successifs, de type rectiligne :
- à vérifier si la condition suivante est remplie : l'écart de route par rapport au second segment extrapolé à un temps d'extrapolation ne baisse pas, le temps d'extrapolation correspondant à un temps estimé jusqu'à la transition ; et
- à conclure que la consigne de guidage est incorrecte si cette condition est remplie.
En outre, de façon avantageuse, l'étape d'analyse comprend une troisième sous-étape auxiliaire consistant, lors d'une transition entre un premier et un second segments actifs successifs, de type rectiligne :
- à vérifier si la condition suivante est remplie : un vecteur vitesse de l'aéronef n'est pas orthogonal à un vecteur rayon ;
- à conclure que la consigne de guidage est incorrecte si cette condition est remplie.
Par ailleurs, avantageusement, l'étape d'analyse comprend une quatrième sous-étape auxiliaire consistant, lors d'une transition entre un premier et un second segments actifs successifs, de type rectiligne :
- à vérifier si la condition suivante est remplie : l'aéronef ne vole pas à l'intérieur d'une zone de confinement dépendant desdits premier et un second segments actifs ;
- à conclure que la consigne de guidage est incorrecte si cette condition est remplie.
En outre, de façon avantageuse, l'étape d'analyse comprend une cinquième sous-étape auxiliaire consistant : - à vérifier si les deux conditions suivantes sont remplies :
• des conditions indiquant que la consigne de guidage est incorrecte ont été remplies au moins lors d'un nombre prédéterminé de traitements successifs ; et
· l'écart de route extrapolé est supérieur à une valeur prédéterminée ; et
- à conclure que la consigne de guidage est incorrecte uniquement si ces deux conditions sont remplies simultanément.
Par ailleurs, de façon avantageuse, la première étape de calcul (de positions extrapolées) consiste à calculer une position extrapolée de l'aéronef, à l'aide des données suivantes :
- les valeurs de paramètres de l'aéronef, dont au moins la position courante, préalablement validées, illustrant l'état de l'aéronef ;
- un ordre de roulis représentant la consigne de guidage à surveiller ;
- la valeur courante d'au moins un paramètre atmosphérique ; et
- un modèle de performance de l'aéronef.
La présente invention concerne également un dispositif de surveillance d'au moins une consigne (ou ordre) de guidage fournie (ou générée) par un ensemble de gestion de vol tel que décrit ci-dessus.
Selon l'invention, ledit dispositif de surveillance comporte :
- une unité de réception configurée pour recevoir une consigne de guidage à surveiller et au moins une position courante de l'aéronef, la consigne de guidage à surveiller représentant la consigne de guidage calculée par l'un desdits systèmes de gestion de vol ;
- une première unité de calcul configurée pour calculer une pluralité de positions dites extrapolées de l'aéronef, au moins à partir de ladite consigne de guidage et de ladite position courante de l'aéronef ;
- une deuxième unité de calcul configurée pour calculer des écarts de route dits extrapolés, correspondant à des écarts desdites positions extrapolées par rapport à un segment actif d'un plan de vol suivi par l'aéronef ; et
- une unité d'analyse configurée pour analyser des écarts de route extrapolés afin de déterminer si la consigne de guidage est correcte ou incorrecte, l'unité d'analyse comprenant un module d'analyse principale configuré pour : • vérifier si les trois conditions suivantes sont remplies :
- une dérivée première des écarts de route extrapolés est positive ;
- une dérivée seconde des écarts de route extrapolés est positive ; et
- les positions extrapolées se trouvent du même côté du segment actif que la position courante de l'aéronef ; et
• conclure que la consigne de guidage est incorrecte si ces trois conditions sont remplies simultanément.
Avantageusement, l'unité d'analyse comprend au moins un module d'analyse auxiliaire, et de préférence une pluralité de modules d'analyse auxiliaires pour mettre en œuvre au moins certaines des sous-étapes d'analyse auxiliaires précitées.
La présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est pourvu d'un dispositif de surveillance et/ou d'un ensemble de gestion de vol tels que ceux décrits ci-dessus.
BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES
Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. Plus particulièrement :
- la figure 1 est le schéma synoptique d'un mode de réalisation particulier d'un ensemble de gestion de vol d'un aéronef ;
- la figure 2 est le schéma synoptique d'un mode de réalisation particulier d'un dispositif de surveillance conforme à l'invention ;
- la figure 3 est un schéma montrant un aéronef volant suivant une trajectoire extrapolée, sur laquelle on a mis en évidence des écarts de route par rapport à un segment actif d'un plan de vol ; et
- les figures 4 et 5 sont des graphiques illustrant une transition entre deux segments rectilignes successifs d'un plan de vol, permettant d'expliquer la mise en œuvre de deux surveillances différentes. DESCRIPTION DÉTAILLÉE
La figure 1 montre schématiquement un ensemble de gestion de vol 1 d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, qui permet d'illustrer l'invention.
Cet ensemble de gestion de vol 1 qui est embarqué sur l'aéronef, comprend deux chaînes de guidage 2A et 2B pourvues, chacune, d'un système de gestion de vol 3A et 3B de type FMS (« Flight Management System » en anglais). Les deux systèmes de gestion de vol 3A et 3B (« FMS1 » et « FMS2 ») sont indépendants et sont hébergés dans des équipements (« hardware » en anglais) différents.
Chacun desdits systèmes de gestion de vol 3A et 3B est configuré pour réaliser des calculs précisés ci-dessous, et notamment un calcul de consignes de guidage pour l'aéronef.
Le guidage de l'aéronef est réalisé selon des données (et notamment les consignes de guidage) fournies par l'une seulement desdites deux chaînes de guidage 2A et 2B, dite chaîne de guidage active.
Ledit ensemble de gestion de vol 1 comprend également au moins une unité de surveillance 4A, 4B (« MONITOR 1 , 2 » pour « Monitoring » en anglais) configurée pour réaliser des surveillances de données générées par les systèmes de gestion de vol 3A et 3B.
L'unité de surveillance 4A, 4B est hébergée dans un équipement (« hardware » en anglais) différent des équipements hébergeant les deux systèmes de gestion de vol 3A et 3B. L'unité de surveillance 4A, 4B est configurée pour réaliser une surveillance des consignes (ou ordres) de guidage calculées par les deux systèmes de gestion de vol 3A et 3B de manière à pouvoir détecter et identifier, le cas échéant, un système de gestion de vol défectueux, parmi les systèmes de gestion de vol 3A et 3B, comme précisé ci-dessous.
On entend par système de gestion de vol défectueux, un système de gestion de vol qui calcule et émet au moins une consigne de guidage qui est erronée (ou incorrecte). Pour ce faire, l'unité de surveillance 4A, 4B comprend un dispositif de surveillance 5 (« DEVICE » pour « Monitoring Device » en anglais).
Selon l'invention, ledit dispositif de surveillance 5 comporte, comme représenté sur la figure 2 :
- une unité de réception 9 (« RECEPT » pour « Réception Unit » en anglais) configurée pour recevoir une consigne de guidage à surveiller et au moins la position courante de l'aéronef, la consigne de guidage à surveiller représentant la consigne de guidage calculée par l'un desdits systèmes de gestion de vol 3A, 3B ;
- une unité de calcul 10 (« COMP 1 » pour « Computation Unit » en anglais) qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 1 1 à l'unité de réception 9 et qui est configurée pour calculer une pluralité de positions P1 à P4 dites extrapolées de l'aéronef AC (figure 3), au moins à partir de ladite consigne de guidage et de ladite position courante PO de l'aéronef AC ;
- une unité de calcul 12 (« COMP 2 » pour « Computation Unit » en anglais) qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 13 à l'unité de calcul 10 et qui est configurée pour calculer des écarts de route E1 à E4 dits extrapolés, correspondant à des écarts desdites positions extrapolées P1 à P4 par rapport à un segment actif SA d'un plan de vol suivi par l'aéronef AC (figure 3) ; et
- une unité d'analyse 14 (« ANALYSIS » pour « Analysis Unit » en anglais) qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 15 à l'unité de calcul 12 et qui est configurée pour analyser des écarts de route E1 à E4 extrapolés, afin de déterminer si la consigne de guidage est correcte ou incorrecte.
Dans un mode de réalisation particulier, on considère plusieurs durées successives pour calculer les positions P1 à P4 extrapolées.
Toutefois, dans un mode de réalisation préféré, l'extrapolation de la position étant basée sur la consigne seule (on extrapole la position de l'aéronef comme si on passait instantanément du roulis courant à la valeur de la consigne), la dynamique de l'aéronef n'intervient pas, et il n'est pas nécessaire d'extrapoler sur plusieurs horizons de temps pour une consigne donnée. Dans ce mode de réalisation préféré, il suffit d'analyser l'évolution temporelle de l'extrapolation de la position à un seul horizon de temps. Cet horizon de temps est défini finement pour une détection optimale (et est de préférence paramétrable). Selon l'invention, l'unité d'analyse 14 comprend un module d'analyse principale M1 configuré :
- pour vérifier si les trois conditions suivantes sont remplies :
• une dérivée première des écarts de route E1 à E4, est positive ;
· une dérivée seconde des écarts de route E1 à E4, est positive ; et
• les positions extrapolées P1 à P4 se trouvent du même côté du segment actif SA (qui peut être un segment rectiligne ou un segment courbe (ou curviligne)) que la position courante PO de l'aéronef AC ; et
- pour conclure que la consigne de guidage est incorrecte, si ces trois conditions sont remplies simultanément.
En effet, les écarts de route extrapolés doivent augmenter (dérivée première positive) pour s'assurer de l'existence d'une divergence. De même, la dérivée de ces écarts de route extrapolés doit augmenter (dérivée seconde positive) pour être sûr que le système de gestion de vol n'est pas en train de corriger la divergence. En outre, si la troisième condition n'est pas remplie, l'écart de route va s'annuler, et l'aéronef va converger vers le segment actif (ou courant).
Le dispositif de surveillance 5 de l'unité de surveillance 4A, 4B est ainsi apte à isoler un système de gestion de vol défectueux afin de permettre à l'équipage de réaliser une opération RNP, avec un temps de réponse acceptable.
Dans un mode de réalisation particulier, l'unité de surveillance 4A, 4B est configurée :
- pour calculer la différence entre une consigne de guidage calculée par l'un desdits systèmes de gestion de vol 3A et 3B et une consigne de guidage correspondante calculée par l'autre desdits systèmes de gestion de vol 3A et 3B, et pour comparer cette différence à une marge prédéterminée ; et
- si ladite différence est supérieure à ladite marge, pour réaliser une vérification de cohérence en analysant les évolutions des extrapolations de la position de l'aéronef, déduites des consignes de guidage respectives, de manière à pouvoir détecter une consigne de guidage incohérente (c'est-à-dire erronée) et ainsi détecter comme défectueux le système de gestion de vol ayant calculé cette consigne de guidage incohérente. Dans un mode de réalisation préféré, représenté sur la figure 1 , l'ensemble de gestion de vol 1 comprend deux unités de surveillance 4A et 4B qui sont configurées pour réaliser les mêmes surveillances, et dont chacune est pourvue d'un dispositif de surveillance 5. Ceci permet, en cas de panne de l'une de ces unités de surveillance 4A et 4B en opération RNP, de pouvoir quand même détecter, le cas échéant, un système de gestion de vol 3A ou 3B défectueux, et donc d'assurer l'intégrité requise pour ce type d'opération RNP.
Par ailleurs, l'ensemble de gestion de vol 1 comprend des moyens de commutation configurés pour, en cas de détection par l'unité de surveillance 4A, 4B d'un système de gestion de vol défectueux (par exemple le système de gestion de vol 3A) et si la chaîne de guidage active est celle comprenant ce système de gestion de vol défectueux (la chaîne de guidage 2A dans cet exemple), générer une commutation consistant à rendre active l'autre desdites deux chaînes de guidage 2A et 2B (à savoir la chaîne de guidage 2B dans cet exemple).
Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, l'unité d'analyse 14 du dispositif de surveillance 5 comprend un module d'analyse auxiliaire M2 configuré pour :
- permettre de vérifier si au moins l'une des deux conditions suivantes (lors d'une transition de type TF-TF entre un premier et un second segments rectilignes successifs), est remplie :
c1 ) la dérivée d'un angle de roulis courant (c'est-à-dire l'angle de roulis effectif, à l'instant courant, de l'aéronef) et la dérivée d'un angle de roulis cible (généré par un système de gestion de vol) sont de même signe, l'angle de roulis cible étant la somme d'un angle de roulis nominal et d'un terme correctif dépendant de l'écart de route, l'angle de roulis nominal étant un angle de roulis relatif à un segment considéré du plan de vol courant ; c2) l'angle de roulis cible étant différent de l'angle de roulis nominal, et l'écart entre l'angle de roulis cible et l'angle de roulis nominal ne variant pas, l'angle de roulis courant de l'aéronef varie ; et
- conclure que la consigne de guidage est incorrecte, si l'une de ces deux conditions est remplie. Les deux modules d'analyse M1 et M2 sont actifs en permanence, lors de la mise en œuvre de la surveillance réalisée par le dispositif de surveillance 5.
Le module d'analyse auxiliaire M2 a pour but d'éviter de fausses alarmes durant la distance d'anticipation de roulis, de type RAD (pour « Roll Anticipation Distance », en anglais). Comme l'angle de roulis nominal change directement d'un segment de plan de vol vers le segment suivant et comme la dynamique de l'aéronef (taux de roulis de l'ordre de 3 s généralement) limite la capacité de suivre l'angle de roulis nominal, chaque virage doit être anticipé pour suivre de la meilleure manière la trajectoire.
En raison d'un taux de roulis maximal admissible pour l'aéronef, il n'est pas possible d'obtenir instantanément la nouvelle commande en roulis à chaque séquencement de segment. Durant la distance RAD, l'aéronef n'a pas encore séquencé le segment courant, mais l'angle de roulis nominal est celui du segment suivant.
Pour cette raison, en volant suivant la distance RAD, l'écart de route va nécessairement augmenter et des vérifications supplémentaires doivent être réalisées, basées sur le fait que, durant la distance RAD, l'angle de roulis cible du système de gestion de vol diverge du segment courant (pour anticiper la convergence vers le segment suivant), mais, comme l'écart de route et l'erreur d'angle de route TAE (pour « Track Angle Error » en anglais) augmentent, l'angle de roulis cible tend à ramener l'aéronef sur la trajectoire et ainsi la dérivée de l'angle de roulis cible du système de gestion de vol est, dans des conditions normales, l'opposée de la dérivée de l'angle de roulis courant.
Une panne est donc détectée si les dérivés de l'angle de roulis cible et de l'angle de roulis courant sont de même signe (condition c1 précédente), ou si l'angle de roulis cible étant constant et différent de l'angle de roulis nominal, la dérivée de l'angle de roulis courant n'est pas nulle (condition c2 précédente).
On notera que, si l'angle de roulis cible diffère de l'angle de roulis nominal (écart de route à résorber) et que l'écart entre les deux valeurs (l'angle de roulis cible et l'angle de roulis nominal), proportionnel à l'écart de route à résorber, ne varie pas, alors que l'angle de roulis courant de l'aéronef varie, la commande est gelée. La condition c2 est nécessaire pour détecter le cas particulier d'une commande erronée gelée en sortie du système de gestion de vol 3A, 3B, cas que la condition c1 ne permet pas de détecter.
Par ailleurs, de façon usuelle, lorsque l'existence de deux segments rectil ignés TF1 et TF2 consécutifs est détectée, comme représenté sur la figure 4, le système de gestion de vol recalcule un segment de transition TR courbe (« curviligne ») pour éviter un survol du point de passage WPT (« waypoint », en anglais) au niveau de la jonction de ces deux segments rectilignes TF1 et TF2.
La transition est recalculée sur la base de l'état courant de l'aéronef (vitesse sol, position) et du changement de cap. Le changement de cap est l'angle entre la direction des deux segments rectilignes TF1 et TF2, à savoir π - α avec a l'angle entre les deux segments rectilignes TF1 et TF2.
Pour de telles transitions TF-TF (telles que TF1 -TF2 de la figure 4), le segment de référence utilisé par le dispositif de surveillance 5 (à savoir le segment TF1 du plan de vol consolidé) est différent du segment de référence de la trajectoire recalculée par le système de gestion de vol (le segment TR).
Ainsi, si l'aéronef AC est à l'extérieur du segment TF1 ou dans le segment TR courbe, calculé par le système de gestion de vol, le dispositif de surveillance 5 détecterait une divergence par rapport à la trajectoire avec les conditions précédentes.
A chaque fois que l'aéronef vole dans la zone entre le segment TR, recalculé par le système de gestion de vol, et la partie TF-TF du plan de vol (zone Z1 de la figure 4), une situation normale de contrôle, consistant à écarter l'aéronef du plan de vol pour converger vers le segment TR, serait détectée comme erronée.
L'unité d'analyse 14 comprend différents modules d'analyse auxiliaires M3, M4 et M5 permettant de réaliser des surveillances pour éviter de telles fausses alertes.
Différentes surveillances sont possibles en prenant en compte :
a) soit, des conditions basées sur la détection d'une distance d'anticipation de virage TAD (« Turn Anticipation Distance » en anglais), réalisée par analyse de la variation de l'écart de route instantané, et mises en œuvre par des modules d'analyse auxiliaires M3 et M4 précisés ci-après ;
b) soit, une zone de confinement basée sur la taille des segments (avec une valeur fixe, qui est facile à trouver à partir d'une base de données de navigation), mise en œuvre par le module d'analyse auxiliaire M5. Cette surveillance mise en œuvre par le module d'analyse auxiliaire M5 est moins précise que les deux surveillances mises en œuvre par les modules d'analyse auxiliaires M3 et M4, mais elle est suffisante, robuste et indépendante des systèmes de gestion de vol .
Les analyses et surveillances mises en œuvre pour les modules d'analyse auxiliaires M3 et M4 sont basées sur une distance d'anticipation de virage TAD potentielle, et sont très sensibles à de petites variations dans cette zone.
Pour ce faire, dans un premier mode de réalisation basé sur le temps, l'unité d'analyse 14 comprend le module d'analyse auxiliaire M4 qui est configuré pour, lors d'une transition entre un premier segment actif TF1 et un second segment actif TF2, qui sont successifs et rectilignes :
- vérifier si la condition suivante est remplie : l'écart de route extrapolé par rapport au segment TF2 jusqu'à la transition entre les deux segments TF1 et TF2 à un temps d'extrapolation Tex ne baisse pas, ledit temps d'extrapolation Tex correspondant à un temps estimé jusqu'à la transition entre les deux segments TF1 et TF2 ; et
- conclure que la consigne de guidage est incorrecte, si cette condition est remplie (à savoir si l'écart de route extrapolé ne baisse pas comme il devrait le faire).
Cette surveillance consiste ainsi à tester les variations de l'écart de route à partir de l'instant du temps d'extrapolation Tex.
En outre, un second mode de réalisation est basé sur le centre de rotation Ω (figure 4), qui est déterminé à partir de la distance d'anticipation de virage TAD estimée par analyse de la variation de l'écart de route instantané.
Dans ce second mode de réalisation, l'unité d'analyse 14 comprend un module d'analyse auxiliaire M5 configuré pour, lors d'une transition entre un premier segment TF1 actif et un second segment actif TF2, qui sont successifs, et rectilignes : - vérifier si la condition suivante est remplie : le vecteur vitesse de l'aéronef n'est pas orthogonal au vecteur rayon (passant par le centre Ω du segment TR présentant un arc de cercle, et la position de l'aéronef) ;
- conclure que la consigne de guidage est incorrecte, si cette condition est remplie (le vecteur vitesse de l'aéronef n'est pas orthogonal au vecteur rayon).
Dans ce second mode de réalisation, le début de l'analyse est le même que celui du premier mode de réalisation, mais à partir de la distance TAD estimée, on calcule un centre Ω estimé de la transition courbe théorique (TR), et on utilise un produit scalaire pour détecter un problème.
Par ailleurs, l'unité d'analyse 14 comprend un module d'analyse auxiliaire
M5 configuré pour, lors d'une transition entre deux segments actifs TF1 et TF2 successifs, de type rectiligne :
- vérifier si la condition suivante est remplie : l'aéronef ne vole pas à l'intérieur d'une zone de confinement Z2 (représentée en hachures sur la figure 5) dépendant desdits segments actifs TF1 et TF2. Les segments actifs TF1 et TF2 sont définis par des segments de droite, respectivement, entre des points de passage W1 et WPT et entre des points de passage WPT et W2. La zone de confinement Z2 est un triangle présentant comme sommets, respectivement, les points de passage W1 , WPT et W2 ; et
- conclure que la consigne de guidage est incorrecte si la condition précitée est remplie.
Les points de passage W1 et W2 sont définis en fonction de la configuration du plan de vol.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, l'unité d'analyse 14 comprend un module d'analyse auxiliaire M6 configuré pour :
- vérifier si les deux conditions suivantes sont remplies :
• des conditions indiquant que la consigne de guidage est incorrecte, ont été remplies au moins lors d'un nombre prédéterminé de traitements successifs ; et
· l'écart de route extrapolé est supérieur à une valeur prédéterminée ; et
- conclure que la consigne de guidage est incorrecte uniquement si ces deux conditions sont remplies simultanément. Le dispositif de surveillance 5, tel que décrit ci-dessus, met en œuvre les étapes ET1 à ET3 successives suivantes :
- une étape ET1 de calcul pour calculer à partir de la consigne de guidage à surveiller, une pluralité de positions P1 , P2, P3 et P4 dites extrapolées de l'aéronef AC, comme représenté sur la figure 3, pour des durées données à partir de l'instant courant ;
- une étape ET2 de calcul d'écarts de route E1 , E2, E3, E4 dits extrapolés, correspondant respectivement à des écarts des positions extrapolées P1 , P2, P3, P4 de l'aéronef AC, qui forment une trajectoire extrapolée TE (dont le sens de vol est montré par une flèche F sur la figure 3) par rapport à un segment actif SA du plan de vol (figure 3) ; et
- une étape ET3 d'analyse des écarts de route extrapolés E1 à E4, pour déterminer s'ils divergent ou convergent (par rapport au segment actif SA), afin de pouvoir déterminer si la consigne de guidage est correcte ou non, le système de gestion de vol 3A, 3B calculant par principe une consigne de guidage destinée à faire converger l'aéronef vers le segment actif SA.
On obtient ainsi un procédé (mis en œuvre par l'ensemble de gestion de vol 1 ) de surveillance des consignes de guidage en sortie d'un système de gestion du vol 3A, 3B, qui est rapide, simple, pas coûteux et efficace.
On précise ci-après les étapes ET1 à ET3 dudit procédé de surveillance.
L'étape ET1 consiste à calculer une position extrapolée de l'aéronef, par exemple dans 1 , 2, ... , 10 secondes, à l'aide des données suivantes :
- les valeurs courantes de paramètres (position, vitesse,...) de l'aéronef illustrant l'état courant de l'aéronef. Ces valeurs doivent être validées par une surveillance de position (comparaison de données de trois sources pour vérifier si la source utilisée est correcte ou non) ;
- un ordre de roulis (ou ordre de commande de roulis) représentant la consigne de guidage dont la validité est à évaluer ;
- les valeurs courantes de paramètres atmosphériques (vent, altitude, température, ...) ; et
- un modèle usuel de performance de l'aéronef. Dans cette étape ET1 , la surveillance, mise en œuvre par l'unité de surveillance 4A, 4B, considère que l'aéronef vole pendant une durée prédéfinie avec un angle de roulis égal à l'ordre de roulis fourni par le système de gestion de vol considéré.
L'étape ET2 consiste à calculer les écarts de route E1 à E4 des positions extrapolées, par rapport au segment actif SA validé du plan de vol.
Par ailleurs, l'étape ET3 réalise une analyse des valeurs d'écart de route extrapolées. L'évolution des valeurs d'écart de route extrapolées est analysée afin de déterminer s'ils divergent ou convergent pour pouvoir détecter et identifier un système de gestion de vol défectueux. Pour ce faire, les différentes analyses précitées, mises en œuvre par les modules d'analyse M1 à M6, peuvent être réalisées.
L'ensemble de gestion de vol 1 repose donc sur une architecture à deux systèmes de gestion de vol 3A et 3B, qui met en œuvre une surveillance, notamment, du calcul des ordres (ou consignes) de guidage. La surveillance des consignes de guidage générées par un système de gestion de vol 3A, 3B se base sur une extrapolation de la position de l'aéronef.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, chacun des systèmes de gestion de vol 3A et 3B est configuré pour réaliser également, en plus de l'élaboration des consignes de guidage pour asservir la position de l'aéronef sur la trajectoire, les calculs suivants :
- un calcul de la position de l'aéronef ;
- un calcul de la trajectoire de l'aéronef ; et
- un calcul de l'écart entre la position et la trajectoire de l'aéronef.
De plus, dans un mode de réalisation particulier, chacune des unités de surveillance 4A et 4B peut être configurée pour réaliser, en plus de la surveillance des ordres (ou consignes) de guidage, également les surveillances suivantes de calculs réalisés par les systèmes de gestion de vol 3A et 3B :
- une surveillance d'un calcul d'une position de l'aéronef ;
- une surveillance d'une extraction d'une procédure RNP à partir d'une base de données de navigation de type NDB (« Navigation Data Base » en anglais), la procédure RNP étant stockée dans la base de données de navigation du système de gestion de vol, et d'un chargement de la procédure dans un plan de vol ; et - une surveillance d'un calcul de trajectoire.
Comme représenté sur la figure 1 , chaque chaîne de guidage 2A, 2B comprend un ensemble 6A, 6B de capteurs usuels pour déterminer (mesurer, calculer, ...) des données (« DATA 1 , 2 »), à savoir les valeurs de paramètres liés à l'état (position, vitesse, ...) de l'aéronef et à son environnement (température, ...). Ces valeurs sont fournies via une liaison M A, M B de l'ensemble 6A, 6B au système de gestion de vol 3A, 3B correspondant (« correspondant » signifiant qui fait partie de la même chaîne de guidage 2A, 2B).
Chaque système de gestion de vol 3A, 3B calcule une position de l'aéronef sur la base de valeurs reçues de l'ensemble 6A, 6B de capteurs correspondant. Dans le mode de réalisation particulier représenté sur la figure 1 , l'ensemble de gestion de vol 1 comporte également une unité auxiliaire 7 (« AUX » pour « Auxiliary Unit »en anglais) qui calcule une troisième position sur la base de valeurs reçues des ensembles 6A et 6B via, respectivement, des liaisons I2A et I2B. Cette unité auxiliaire 7 peut notamment servir de troisième source de données en vue d'une comparaison et d'un vote dans l'unité de surveillance 4A, 4B. Cette unité auxiliaire 7 réalise uniquement les calculs et opérations indiqués et ne correspond pas à un (troisième) système de gestion de vol.
L'unité de surveillance 4A reçoit des informations du système de gestion de vol 3A, du système de gestion de vol 3B et de l'unité auxiliaire 7, respectivement via des liaisons I4A, I5B et I6A, et peut fournir des informations au système de gestion de vol 3A correspondant, via une liaison I7A. De façon similaire, l'unité de surveillance 4B reçoit des informations du système de gestion de vol 3A, du système de gestion de vol 3B et de l'unité auxiliaire 7, respectivement via des liaisons I5A, I4B, et I6B, et peut fournir des informations au système de gestion de vol 3B correspondant, via une liaison I7B.
La surveillance du calcul de position est mise en œuvre dans l'unité de surveillance 4A, 4B (ou dans le système de gestion de vol 2A, 2B) par comparaison et vote des positions fournies par les deux systèmes de gestion de vol 4A et 4B, avec la position fournie par l'unité auxiliaire 7. Par ailleurs, chacun des systèmes de gestion de vol 3A et 3B calcule les consignes (ou ordres) de guidage sur la base de la position validée et du segment actif validé du plan de vol et l'envoie à l'unité de surveillance 4A, 4B qui surveille l'évolution de l'extrapolation de la position de l'aéronef, dérivée de ces consignes de guidage, et invalide le calcul en cas de détection d'anomalie en positionnant un statut de surveillance à invalide.
Comme représenté sur la figure 1 , chacune des deux chaînes de guidage 2A et 2B de l'ensemble de gestion de vol 1 comporte un calculateur de guidage 8A, 8B (« FG 1 , 2 » pour « Flight Guidance » en anglais) lié par une liaison I8A, I8B au système de gestion de vol 3A, 3B. L'un desdits calculateurs de guidage 8A, 8B, à savoir le calculateur de guidage de la chaîne de guidage active, pilote des servocommandes usuelles de gouvernes de l'aéronef pour guider l'aéronef conformément aux consignes de guidage. La logique de sélection (en fonction du statut de surveillance) entre le calculateur de guidage 8A et le calculateur de guidage 8B, pour piloter les servocommandes et guider l'aéronef, est mise en œuvre au niveau de ces calculateurs de guidage 8A et 8B de façon usuelle.
L'ensemble de gestion de vol 1 , tel que décrit ci-dessus, présente donc une architecture à base de deux systèmes de gestion de vol 3A et 3B et de surveillances (mises en œuvre notamment par les unités de surveillance 4A et 4B), dont une surveillance des consignes de guidage, pour pouvoir mettre en œuvre des opérations de type RNP 0,1 .
Cette architecture permet :
- d'éviter d'avoir à installer un troisième système de gestion de vol (pour servir de troisième source de vote), ce qui serait cher et compliqué ;
- d'obtenir un temps de réponse rapide ;
- d'identifier le cas échéant un système de gestion de vol défectueux (en cas de calcul de consignes de guidage erronées) permettant d'invalider le système de gestion de vol défectueux et de poursuivre l'opération sur le système de gestion de vol restant non en panne, et si possible de resynchroniser le système de gestion de vol défectueux sur le système de gestion de vol non défectueux ; - d'éviter le calcul d'une trajectoire de vol par le dispositif de surveillance (qui devrait être validée par un algorithme au préalable), par le fait de comparer la position extrapolée de l'aéronef avec le plan de vol validé, et non pas avec la trajectoire de vol ; et
- d'éviter de fausses alertes (ou alarmes), notamment pendant les transitions, en mettant en œuvre les surveillances précitées (réalisées par les modules d'analyse M1 à M6).

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé de surveillance d'au moins une consigne de guidage fournie par un ensemble de gestion de vol, ledit ensemble de gestion de vol (1 ) comprenant deux chaînes de guidage (2A, 2B) pourvues, chacune, d'un système de gestion de vol (3A, 3B), chacun desdits systèmes de gestion de vol (3A, 3B) étant configuré pour calculer au moins une consigne de guidage pour l'aéronef (AC),
caractérisé en ce qu'il comprend les étapes successives suivantes :
- une étape de réception, mise en œuvre par une unité de réception (9), consistant à recevoir une consigne de guidage à surveiller et au moins la position courante de l'aéronef (AC), la consigne de guidage à surveiller représentant la consigne de guidage calculée par l'un desdits systèmes de gestion de vol (3A, 3B) ;
- une première étape de calcul, mise en œuvre par une première unité de calcul (10), consistant à calculer une pluralité de positions (P1 à P4) dites extrapolées de l'aéronef (AC), au moins à partir de ladite consigne de guidage et de ladite positon courante de l'aéronef (AC) ;
- une deuxième étape de calcul, mise en œuvre par une deuxième unité de calcul (12), consistant à calculer des écarts de route (E1 à E4) dits extrapolés, correspondant à des écarts desdites positions extrapolées (P1 à P4) par rapport à un segment actif d'un plan de vol suivi par l'aéronef ; et
- une étape d'analyse, mise en œuvre par une unité d'analyse (14), consistant à analyser les écarts de route (E1 à E4) extrapolés pour déterminer si la consigne de guidage est une consigne de guidage dite correcte, permettant de faire converger l'aéronef vers le segment actif du plan de vol, ou une consigne de guidage dite incorrecte, ne permettant pas de faire converger l'aéronef vers le segment actif du plan de vol, l'étape d'analyse comprenant une sous-étape principale consistant :
• à vérifier si les trois conditions suivantes sont remplies :
- une dérivée première des écarts de route extrapolés (E1 à E4) est positive ; - une dérivée seconde des écarts de route extrapolés (E1 à E4) est positive ; et
- les positions extrapolées (P1 à P4) se trouvent du même côté du segment actif (SA) que la position courante (PO) de l'aéronef (AC) ; et
• à conclure que la consigne de guidage est incorrecte, si ces trois conditions sont remplies simultanément.
2. Procédé selon la revendication 1 ,
caractérisé en ce que l'étape d'analyse comprend une première sous-étape auxiliaire consistant, lors d'une transition entre un premier et un second segments actifs successifs, pendant une distance d'anticipation de roulis :
- à vérifier si au moins l'une des deux conditions suivantes est remplie :
• la dérivée d'un angle de roulis courant et la dérivée d'un angle de roulis cible sont de même signe, l'angle de roulis cible étant la somme d'un angle de roulis nominal et d'un terme correctif dépendant de l'écart de route, l'angle de roulis nominal étant un angle de roulis relatif à un segment du plan de vol courant ;
• l'angle de roulis cible étant différent de l'angle de roulis nominal, et l'écart entre l'angle de roulis cible et l'angle de roulis nominal ne variant pas, l'angle de roulis courant de l'aéronef (AC) varie ; et
- à conclure que la consigne de guidage est incorrecte si l'une de ces deux conditions est remplie.
3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que l'étape d'analyse comprend une deuxième sous-étape auxiliaire consistant, lors d'une transition entre un premier et un second segments actifs successifs (TF1 , TF2), de type rectiligne :
- à vérifier si la condition suivante est remplie : l'écart de route par rapport au second segment extrapolé à un temps d'extrapolation ne baisse pas, le temps d'extrapolation correspondant à un temps estimé jusqu'à la transition ; et
- à conclure que la consigne de guidage est incorrecte si cette condition est remplie.
4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'étape d'analyse comprend une troisième sous-étape auxiliaire consistant, lors d'une transition entre un premier et un second segments actifs successifs (TF1 et TF2), de type rectiligne :
- à vérifier si la condition suivante est remplie : un vecteur vitesse de l'aéronef (AC) n'est pas orthogonal à un vecteur rayon ;
- à conclure que la consigne de guidage est incorrecte si cette condition est remplie.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape d'analyse comprend une quatrième sous-étape auxiliaire consistant, lors d'une transition entre un premier et un second segments actifs successifs (TF1 , TF2), de type rectiligne :
- à vérifier si la condition suivante est remplie : l'aéronef AC ne vole pas à l'intérieur d'une zone de confinement (Z2) dépendant desdits premier et un second segments actifs (TF1 , TF2) ;
- à conclure que la consigne de guidage est incorrecte si cette condition est remplie.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape d'analyse comprend une cinquième sous-étape auxiliaire consistant :
- à vérifier si les deux conditions suivantes sont remplies :
• des conditions indiquant que la consigne de guidage est incorrecte ont été remplies au moins lors d'un nombre prédéterminé de traitements successifs ; et
• l'écart de route extrapolé est supérieur à une valeur prédéterminée ; et - à conclure que la consigne de guidage est incorrecte uniquement si ces deux conditions sont remplies simultanément.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la première étape de calcul consiste à calculer une position extrapolée (P1 à P4) de l'aéronef (AC), à l'aide des données suivantes :
- les valeurs de paramètres de l'aéronef (AC), dont au moins la position courante, préalablement validées, illustrant un état de l'aéronef (AC) ;
- un ordre de roulis représentant la consigne de guidage à surveiller ; - la valeur courante d'au moins un paramètre atmosphérique ; et
- un modèle de performance de l'aéronef (AC).
8. Dispositif de surveillance d'au moins une consigne de guidage fournie par un ensemble de gestion de vol, ledit ensemble de gestion de vol (1 ) comprenant deux chaînes de guidage (2A, 2B) pourvues, chacune, d'un système de gestion de vol (3A, 3B), chacun desdits systèmes de gestion de vol (3A, 3B) étant configuré pour calculer au moins une consigne de guidage pour l'aéronef (AC),
caractérisé en ce qu'il comporte :
- une unité de réception (9) configurée pour recevoir une consigne de guidage à surveiller et au moins la position courante de l'aéronef (AC), la consigne de guidage à surveiller représentant la consigne de guidage calculée par l'un desdits systèmes de gestion de vol (3A, 3B) ;
- une première unité de calcul (10) configurée pour calculer une pluralité de positions (P1 à P4) dites extrapolées de l'aéronef (AC), au moins à partir de ladite consigne de guidage et de ladite position courante de l'aéronef (AC) ;
- une deuxième unité de calcul (12) configurée pour calculer des écarts de route (E1 à E4) dits extrapolés, correspondant à des écarts desdites positions extrapolées (P1 à P4) par rapport à un segment actif d'un plan de vol suivi par l'aéronef ; et
- une unité d'analyse (14) configurée pour analyser des écarts de route (E1 à E4) extrapolés afin de déterminer si la consigne de guidage est une consigne de guidage dite correcte, permettant de faire converger l'aéronef vers le segment actif du plan de vol, ou une consigne de guidage dite incorrecte, ne permettant pas de faire converger l'aéronef vers le segment actif du plan de vol, l'unité d'analyse (14) comprenant un module d'analyse principale (M1 ) configuré pour :
• vérifier si les trois conditions suivantes sont remplies :
- une dérivée première des écarts de route extrapolés (E1 à E4) est positive ;
- une dérivée seconde des écarts de route extrapolés (E1 à E4) est positive ; et - les positions extrapolées (P1 à P4) se trouvent du même côté du segment actif (SA) que la position courante (PO) de l'aéronef (AC) ; et
• conclure que la consigne de guidage est incorrecte si ces trois conditions sont remplies simultanément.
9. Dispositif selon la revendication 8,
caractérisé en ce que l'unité d'analyse (14) comprend au moins un module d'analyse auxiliaire (M2 à M6).
10. Ensemble de gestion de vol d'un aéronef, ledit ensemble de gestion de vol (1 ) comprenant deux chaînes de guidage (2A, 2B) pourvues, chacune, d'un système de gestion de vol (3A, 3B), chacun desdits systèmes de gestion de vol (3A, 3B) étant configuré pour réaliser au moins un calcul de consignes de guidage pour l'aéronef (AC), ledit ensemble de gestion de vol (1 ) comprenant également au moins une unité de surveillance (4A, 4B) configurée pour réaliser des surveillances de données générées par les systèmes de gestion de vol (3A, 3B), caractérisé en ce que l'unité de surveillance (4A, 4B) comprend un dispositif de surveillance (5) selon l'une des revendications 8 et 9.
1 1 . Aéronef,
caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de surveillance (5) selon l'une des revendications 8 et 9.
12. Aéronef,
caractérisé en ce qu'il comprend un ensemble de gestion de vol (1 ) selon la revendication 10.
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3072815B1 (fr) 2017-10-19 2019-09-27 Airbus Operations Ensemble de gestion de vol pour aeronef
US10490091B1 (en) * 2018-09-21 2019-11-26 Rockwell Collins, Inc. Systems and methods for avoidance traversal analysis for flight-plan routing
FR3089375B1 (fr) * 2018-12-04 2020-11-20 Airbus Operations Sas Procédé et système de protection d’un aéronef contre une instruction de commande incohérente
EP3719777A1 (fr) * 2019-04-03 2020-10-07 Honeywell International Inc. Systèmes et procédés pour la surveillance et l'identification de défaillance dans des systèmes de gestion de vol double
US11386069B2 (en) 2019-12-17 2022-07-12 Honeywell Interational Inc. System and method for offboard validation of variable parameters
CN115597703A (zh) * 2022-09-19 2023-01-13 四川巴斯德环境保护科技有限责任公司（Cn） 一种基于物联网的城市声环境质量监测系统及方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1273987A2 (fr) * 2001-07-02 2003-01-08 The Boeing Company Dispositif, programme d'ordinateur et méthode d'affichage de la deviation de trajectoire de vol basée sur la performance de navigation
FR2983598A1 (fr) * 2011-12-06 2013-06-07 Airbus Operations Sas Procede de surveillance automatique d'operations aeriennes necessitant une garantie de performance de navigation et de guidage.
US20130245862A1 (en) * 2012-03-13 2013-09-19 Thales Navigation Assistance Method Based on Anticipation of Linear or Angular Deviations

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6678588B2 (en) * 2002-04-12 2004-01-13 Honeywell International Inc. Terrain augmented 3D flight path display for flight management systems
FR2901893B1 (fr) * 2006-06-06 2008-09-12 Airbus France Sas Dispositif de surveillance d'informations de commande d'un aeronef
FR2930053B1 (fr) * 2008-04-14 2013-09-20 Airbus France Procede et dispositif de guidage d'un aeronef
FR2930987B1 (fr) * 2008-05-06 2010-05-28 Airbus France Dispositif d'aide a la navigation et au guidage d'un aeronef, et systeme comportant un tel dispositif
CN101788822B (zh) * 2010-01-18 2012-03-28 北京航空航天大学 一种无人机侧向控制方法
FR2959835B1 (fr) * 2010-05-10 2012-06-15 Airbus Operations Sas Systeme de commande de vol et aeronef le comportant
FR2966259B1 (fr) * 2010-10-18 2012-11-30 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'aide a la conduite d'operations aeriennes necessitant une garantie de performance de navigation et de guidage.
FR2970093B1 (fr) * 2011-01-05 2013-12-13 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de surveillance automatique d'operations aeriennes necessitant une garantie de performance de navigation et de guidage.
US8914165B2 (en) * 2011-03-29 2014-12-16 Hamilton Sundstrand Corporation Integrated flight control and cockpit display system
US9097529B2 (en) * 2012-07-12 2015-08-04 Honeywell International Inc. Aircraft system and method for improving navigation performance
FR3030095B1 (fr) * 2014-12-10 2021-06-04 Airbus Operations Sas Ensemble de gestion de vol d'un aeronef et procede de surveillance de consignes de guidage d'un tel ensemble.
CN104807457A (zh) * 2015-04-29 2015-07-29 广州快飞计算机科技有限公司 飞行器航线的生成方法、装置及终端设备
FR3044116B1 (fr) * 2015-11-25 2017-11-17 Airbus Operations Sas Ensemble de gestion de vol d'un aeronef et procede de surveillance d'un tel ensemble.

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1273987A2 (fr) * 2001-07-02 2003-01-08 The Boeing Company Dispositif, programme d'ordinateur et méthode d'affichage de la deviation de trajectoire de vol basée sur la performance de navigation
FR2983598A1 (fr) * 2011-12-06 2013-06-07 Airbus Operations Sas Procede de surveillance automatique d'operations aeriennes necessitant une garantie de performance de navigation et de guidage.
US20130245862A1 (en) * 2012-03-13 2013-09-19 Thales Navigation Assistance Method Based on Anticipation of Linear or Angular Deviations

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Publication number Publication date
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