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WO2021239696A1 - Procédé et système d'aide à l'approche d'un aéronef en vue de l'atterrissage - Google Patents

Procédé et système d'aide à l'approche d'un aéronef en vue de l'atterrissage Download PDF

Info

Publication number
WO2021239696A1
WO2021239696A1 PCT/EP2021/063827 EP2021063827W WO2021239696A1 WO 2021239696 A1 WO2021239696 A1 WO 2021239696A1 EP 2021063827 W EP2021063827 W EP 2021063827W WO 2021239696 A1 WO2021239696 A1 WO 2021239696A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
modification
trajectory
approach
aircraft
speed
Prior art date
Application number
PCT/EP2021/063827
Other languages
English (en)
Inventor
Johan Boyer
Sabine TAINTURIER
Geoffrey Durand
Original Assignee
Thales
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Thales filed Critical Thales
Priority to DE112021002992.4T priority Critical patent/DE112021002992T5/de
Priority to US17/927,683 priority patent/US20230206774A1/en
Publication of WO2021239696A1 publication Critical patent/WO2021239696A1/fr

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/02—Automatic approach or landing aids, i.e. systems in which flight data of incoming planes are processed to provide landing data
    • G08G5/025—Navigation or guidance aids
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/0017—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information
    • G08G5/0021—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information located in the aircraft
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/003—Flight plan management
    • G08G5/0039—Modification 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 the field of aid in approaching an aircraft, in particular a transport aircraft, with a view to landing the aircraft on a landing zone such as a runway. landing at an airport or on any other land or area allowing the aircraft to land.
  • an aircraft During a descent and / or approach phase preceding landing, an aircraft must reduce its total energy, which is the sum of its potential energy (function of the altitude of the aircraft) and its energy kinetics (function of the speed of the aircraft), while putting oneself in a landing configuration adapted to allow the landing of the aircraft (extension of the high-lift devices, extension of the landing gear, etc.)
  • the crew determines a flight plan, which includes for example a starting point, a departure procedure, an arrival point, an arrival procedure, waypoints (or "waypoints »In English), that is to say points over which the aircraft must pass during its flight, and / or trajectory segments.
  • a flight plan which includes for example a starting point, a departure procedure, an arrival point, an arrival procedure, waypoints (or "waypoints »In English), that is to say points over which the aircraft must pass during its flight, and / or trajectory segments.
  • the flight plan is recorded in an electronic system which is configured to allow the aircraft to follow the flight plan, and in particular to calculate a trajectory respecting the flight plan, taking into account constraints, including for example aerodynamic performance aircraft, meteorological conditions and rules for flying over areas overflown (air corridors, overflight prohibited areas).
  • constraints including for example aerodynamic performance aircraft, meteorological conditions and rules for flying over areas overflown (air corridors, overflight prohibited areas).
  • the electronic system is for example a flight management system (or FMS for “Flight Management System”) which is an on-board computer, present in particular in aircraft such as transport planes.
  • FMS flight Management System
  • the flight management system With a view to the descent and / or approach phase, ie the phase between the cruising phase and landing, the flight management system periodically calculates a trajectory known as “approach trajectory”, intended to be followed by the aircraft to descend and / or approach and land.
  • the approach trajectory comprises a lateral trajectory which corresponds to all the points over which the aircraft must pass, and a vertical profile (also called “vertical trajectory”), which defines in particular the altitude and the expected speed. of the aircraft at each point of the lateral trajectory, as well as points for setting the aircraft to configuration for landing and possibly segments with airbrakes during which the airbrakes are activated to slow the aircraft.
  • the approach path must join an approach axis at the latest from a fixed point of final approach (or FAF for "Final Approach Fix” according to the English terminology), located on the approach axis and from which the aircraft begins its final approach to the airstrip, and must allow the aircraft to be “stabilized” at a stabilizing altitude.
  • stabilized is meant that the aircraft is in the landing configuration and within a predetermined speed range making it possible to guarantee landing, with a vertical speed and a level of thrust suitable for a possible go-around if necessary. If the aircraft is not stabilized at stabilization altitude, the landing is aborted, the pilot having to "go around". The abortion of the landing is costly, especially in fuel and time.
  • the stabilization altitude depends on the landing zone and / or recommendations made by the airline operating the aircraft and followed by the pilot.
  • the position and altitude of the final approach fixed point generally depends on the landing zone.
  • the final approach fixed point altitude is higher than the stabilization altitude.
  • the stabilization point (the point at which stabilization altitude is reached) is between the final approach fixed point and the landing zone.
  • the descent and / or approach phase is carried out under the supervision of air traffic control. It can be carried out in managed mode, i.e. by following the initial flight plan, or in selected mode, i.e. by following air traffic control instructions.
  • the selected mode may be made necessary, for example, due to the presence of other aircraft to respond to traffic separation issues.
  • the aircraft may find itself out of the approach path, and in particular outside the vertical profile of the approach path provided from the initial flight plan.
  • One of the aims of the invention is to provide an approach aid method for an aircraft with a view to its landing, facilitating the management of the descent and / or approach phase of the aircraft, in particular when 'it becomes necessary to determine a new approach course.
  • the invention provides a method of assisting the approach of an aircraft with a view to its landing in a landing zone, the method being implemented by computer, the method comprising:
  • each modification step comprising the calculation of a modification of the reference trajectory according to predefined modification rules specific to this modification step, and the application of the stabilization test at the modified reference trajectory;
  • a transmission step comprising the transmission of the reference trajectory, to the human pilot (s), to an automatic pilot and / or to a traffic management system, in particular a traffic management system on the ground, the transmission step being implemented as soon as the reference trajectory calculated in the initial calculation step or modified after one or more modification steps satisfies the stabilization test.
  • the approach aid method includes one or more of the following optional characteristics, taken individually or in any technically possible combination:
  • it comprises the iterative repetition of at least one of the modification steps before moving on to the next modification step, so as to modify the trajectory by applying several times the modification rules specific to said modification step repeated several times, the repetition being stopped as a function of a stop criterion specific to the modification step repeated several times;
  • sequence of modification steps by adjusting the vertical profile comprises:
  • step of modification by adjusting the vertical profile in which the modification is carried out by modifying the point of exit of the landing gear; the steps of modification by adjustment of the vertical profile of the sequence of modification steps by adjustment of the vertical profile are carried out in the order indicated above;
  • the stabilization test includes the calculation of a distance required for landing, and the comparison of the distance required to the length of the reference trajectory, the reference trajectory being validated if its length is greater than the required distance;
  • the stabilization test includes the verification of one or more of the following validation conditions, each validation condition being applied to the point of the reference trajectory at which the aircraft must be at stabilization altitude:
  • the predicted speed is lower than the approach speed recommended by the aircraft flight manual, increased by a predefined validation speed margin
  • the approach aid method is implemented periodically and comprises the application of an invalidation test to the last reference trajectory validated and transmitted, and the resumption of the calculation of a reference trajectory if the last transmitted reference path is invalidated by the invalidation test;
  • each validation condition of the stabilization test is associated an invalidation condition applying to the same parameter as the validation condition, the validation condition and the invalidation condition being provided to apply a hysteresis to said parameter;
  • the invalidation test comprises the comparison of the difference between a distance required for landing and the length of the reference trajectory with a predefined deviation threshold, the reference trajectory being invalidated if the deviation is greater than the deviation threshold;
  • the invalidation test includes one or more of the following invalidation conditions, each invalidation condition being applied to the point of the reference trajectory at which the aircraft must be at stabilization altitude:
  • the predicted speed is greater than the approach speed increased by a predefined invalidation speed margin strictly greater than the validation speed margin;
  • the predicted vertical deviation is greater than a predefined invalidation vertical deviation strictly greater than the validation vertical deviation
  • the predicted vertical speed is greater than the vertical speed corresponding to the reference slope plus an invalidation vertical speed margin strictly greater than the validation vertical speed margin;
  • the invention also relates to an electronic system, in particular an aircraft flight management system, configured for the implementation of an approach aid method as defined above.
  • the invention also relates to a computer program product recordable in a memory and containing software code instructions for the implementation of an approach aid method as defined above when they are executed by. a processor.
  • FIG. 1 is a schematic view of an aircraft comprising a flight management system configured for the implementation of an approach aid method
  • FIG. 2 is a diagram illustrating the steps of the approach aid process
  • FIG. 3 is a diagram illustrating the calculation of a lateral trajectory in an initial calculation step and first step of modifying the approach aid method
  • FIG. 4 is a graph illustrating a vertical profile for the aircraft, including an altitude profile and a speed profile; - Figure 5 and a graph illustrating a modification of an aircraft speed profile to include an initial acceleration;
  • FIGS. 6 to 9 are diagrams illustrating successive steps for modifying an approach path.
  • an aircraft 2 has an electronic flight management system 4 configured for the implementation of a method for assisting the approach of the aircraft 2 with a view to its landing in an area of 'landing.
  • the landing zone is for example an airport landing strip, or a land or an area allowing the landing of the aircraft, without it being a landing strip of a airport.
  • the flight management system 4 (or FMS for “Flight Management System”) is a computer which is on board the aircraft 2 and which is configured to record a flight plan and to allow the aircraft 2 to follow this flight plan.
  • the flight management system 4 comprises a geolocation module 6 configured to determine the geographical location of the aircraft 2 as a function of data provided by one or more geolocation device (s) 8.
  • Each geolocation device 8 is for example a satellite geolocation receiver, a radiofrequency beacon, in particular a very high frequency radiofrequency beacon (or VHF for “Very High Frequency”) or an inertial unit.
  • the flight management system 4 includes a flight plan module 10 for storing the flight plan (departure procedure, waypoints, arrival procedure, etc.).
  • the flight management system 4 comprises a navigation database 12 notably containing data relating to the navigation constraints.
  • These navigation constraints are, for example, altitudes to be respected as a function of the geographic areas flown over, air lanes to be respected as a function of the geographic areas flown over, etc.
  • the flight management system 4 comprises a performance database 14 containing data relating to the performance of the aircraft 2. These data include for example the aerodynamic parameters of the aircraft 2 and the engine parameters of the aircraft 2. These data make it possible to determine the possibilities for the aircraft 2 to follow a determined trajectory.
  • the flight management system 4 comprises a lateral trajectory module 16 configured to calculate a continuous lateral trajectory from the constraints defined in the flight plan, in particular respecting the performance of the aircraft 2 and the navigation constraints.
  • the flight management system 4 comprises a prediction module 18 configured to build a vertical profile from the lateral trajectory determined by the lateral trajectory module.
  • the vertical profile contains an altitude profile defining the altitude of the aircraft 2 at each point of the lateral trajectory, a speed profile defining the speed of the aircraft 2 at each point of the lateral trajectory, possibly a point start of deceleration corresponding to the start of deceleration towards the approach speed, configuration setting points, each configuration setting point corresponding to a maneuver of the high-lift devices of the aircraft 2, a point of exit of the train of landing, and, optionally, one or more segment (s) with airbrakes, each segment with airbrakes being a segment of the trajectory on which the airbrakes are activated to increase the aerodynamic drag of the aircraft 2.
  • the aircraft's high-lift devices 2 are expandable devices for increasing lift when extended. These high lift devices are for example retracted in cruising flight. They usually include shutters and slats.
  • the flight management system 4 comprises a guidance module 20 configured to guide the aircraft 2 on the trajectory defined by the lateral trajectory and the vertical profile.
  • the guidance module 20 is for example in communication with an automatic pilot 22 of the aircraft.
  • the flight management system 4 comprises a communication module 24 configured to communicate with the air traffic control 26 and the other aircraft.
  • the flight management system 4 is in communication with a man-machine interface device 28 usable by the pilot (s).
  • the man-machine interface device 28 comprises at least one image display device readable by the pilot (s) for displaying images containing information, for example a trajectory, a lateral trajectory and / or a vertical profile.
  • the man-machine interface device 28 allows the pilot (s) to enter commands.
  • the image display device is, for example, tactile.
  • the flight management system 4 is configured to implement an approach aid method for providing assistance to the pilot of the aircraft in determining an approach path for making the landing.
  • the aircraft 2 is initially on a so-called “active” trajectory, which was selected by the pilot (s) and which the aircraft 2 follows.
  • the active trajectory is for example the trajectory calculated from the initial flight plan. It may be another trajectory, if the pilot (s) have modified the initial flight plan.
  • the approach aid method is designed to be implemented periodically when the aircraft 2 is approaching its destination, and more particularly when the aircraft 2 is in the descent and / or approach phase or when the aircraft is still in cruising phase but at a distance from the destination less than an activation distance.
  • the activation distance is for example 150 nautical miles (NM).
  • the approach aid method aims to calculate a reference approach trajectory (hereinafter “reference trajectory”) as short as possible allowing the landing to be made, and to transmit this trajectory to the pilot (s) ( s) as well as the assumptions of piloting used by computation.
  • the pilot (s) can thus choose to follow this reference trajectory, follow a longer approach trajectory which will a priori make it possible to land, or even use this reference trajectory to discuss with the air traffic control if the latter offers a longer approach path, and therefore more expensive in terms of time and fuel.
  • the approach support process includes:
  • an initial calculation step E1 comprising the calculation of a reference trajectory connecting the current position of the aircraft to the landing zone, the reference trajectory including a lateral trajectory and a vertical profile, the vertical profile comprising a profile altitude defining the altitude of the aircraft 2 at each point of the lateral trajectory, a speed profile defining the speed of the aircraft 2 at each point of the lateral trajectory, optionally, a start point of deceleration corresponding to the start of the deceleration towards the approach speed, of the configuration points, each configuration point corresponding to a configuration maneuver of the high-lift devices, a landing gear exit point, and, optionally, a or more segment (s) with airbrakes, each segment with airbrakes being a path segment on which the airbrakes are activated, and the application of a st abilisation to the reference trajectory to determine if the reference trajectory allows the landing to be made;
  • each modification step E2, E31, E32, E33, E34, E4 comprising the modification of the reference trajectory as a function of predefined modification rules specific to this modification step, and the application of the stabilization test to the modified reference trajectory;
  • a transmission step E5 comprising the transmission of the reference trajectory to the pilot and / or to an air traffic management system, the transmission step being implemented as soon as the reference trajectory calculated in the calculation step initial or modified after one or more modification step (s) satisfies the stabilization test, the modification sequence being interrupted, as illustrated by the arrow T.
  • Each modification step E2, E31, E32, E33, E34, E4 is implemented after the initial calculation step E1 if the reference trajectory calculated at the initial calculation step E1 does not meet the stabilization test or after the previous modification step if the reference trajectory calculated in the previous modification step does not satisfy the stabilization test.
  • the transmission of the reference trajectory comprises for example a transmission of the reference trajectory to an image display device which can be consulted by a human pilot for the display of the reference trajectory by the image display device, transmitting the reference trajectory to an automatic pilot, and / or to an air traffic management system, in particular an air traffic management system on the ground.
  • the approach aid method optionally comprises the iterative repetition of at least one of the modification steps E2, E31, E32, E33, E34, E4 before going on to the next modification step, as illustrated by the arrows. R, so as to modify the reference trajectory by applying several times the modification rules specific to said modification step repeated several times, the repetition being stopped according to a stopping criterion specific to each modification step repeated several times .
  • the aircraft 2 must land on a landing zone 30 by aligning itself in the final approach phase on an approach axis AA at the latest at a fixed point of final approach FAF located on the AA approach axis.
  • Aircraft 2 must reach a point of stabilization PS, located at a stabilization altitude AS (eg 1000 feet) while being at approach speed VAPP.
  • the stabilization point PS is generally located along the AA approach axis, between the FAF final approach fixed point and the landing zone 30.
  • Compliance with these criteria should allow the aircraft 2 to land in good safety conditions, still having the possibility to cancel the landing procedure and to go around in the event of a problem.
  • the initial calculation step E1 comprises the calculation of a lateral trajectory TL connecting the current position of the aircraft 2 to the landing zone 30 by determining a lateral trajectory TL that is as direct as possible, taking into account as the only constraint the operational constraint of aligning with the AA approach axis at the FAF final approach fixed point and the calculation of a vertical profile respecting as the only constraint the altitude constraint and / or speed at the FAF final approach fixed point, if this altitude and / or speed constraint exists.
  • the lateral trajectory TL is calculated for example by the lateral trajectory module 16, as a function of the flight plan recorded in the flight plan module 10, of the data of the navigation database 12 and of the data of the database performance 14.
  • the lateral trajectory TL is determined by connecting the current position of the aircraft 2 to the landing zone 30 using the following successive lateral trajectory elements:
  • the end point of the second V2 turn is the FAF final approach fixed point.
  • the heading of the aircraft 2 does not intersect the approach axis AA at the fixed point of final approach FAF but slightly upstream along the approach axis AA, to make it possible to carry out the second turn V2 before the fixed point of final approach FAF, according to the predicted speed of the aircraft 2.
  • Each turn of the lateral trajectory TL (ie the first turn V1 and the second turn V2) can be formed from a single arc of a circle or broken down into several arcs, possibly having different radii to best adapt to variations in speed and altitude of the aircraft 2 modifying its roll capacity.
  • the initial calculation step E1 comprises the calculation of a vertical profile PV corresponding to the lateral trajectory TL.
  • the vertical profile PV is calculated for example by the prediction module 18 of the flight management system 4, as a function of the lateral trajectory TL, of the flight plan recorded in the flight plan module 10, of the data from the database. 12 navigation data and 14 performance database data.
  • Figure 4 shows a vertical PV profile in the form of a first graph representing a PALT altitude profile and a second graph representing a PSPD speed profile.
  • the vertical PV profile calculated during the initial calculation step E1 includes a PALT altitude profile comprising one or more of the following elements:
  • the initiation of the descent at idle may include acceleration to a speed that allows a better rate of descent, which is a more efficient energy dissipation strategy.
  • the descent at idle speed may include decelerating the aircraft to comply with any speed constraints such as descent speed limits, for example;
  • the approach descent optionally includes deceleration segments, during which the speed of the aircraft 2 is slowed down until it reaches the approach speed.
  • the vertical profile PV also defines configuration points C1, C2, C3, C4, an exit point of the landing gear TA, and, possibly a deceleration start point D. These points can be represented along the vertical profile PV (in particular on the PSPD speed profile) or of the corresponding lateral trajectory TL, as will be done subsequently.
  • the aircraft 2 possibly includes several possible landing configurations.
  • a predefined sequence of setups makes it possible to reach the landing configuration chosen by the pilot.
  • the initial calculation step E1 comprises the application of the stabilization test to the reference trajectory calculated during the initial calculation step E1.
  • the stabilization test makes it possible to determine whether the reference trajectory makes it possible to stabilize the aircraft 2 at the stabilization altitude AS required at the stabilization point PS shown in Figure 3.
  • the stabilization test includes calculating a distance required for landing, and comparing the distance required for landing to the length of the reference path.
  • the distance required for landing is a minimum length required for a sufficient reduction of the total energy of the aircraft 2 so as to allow its landing, possibly increased by a margin of distance.
  • the total energy of aircraft 2 is the sum of its potential energy, which is a function of the altitude of aircraft 2, and its kinetic energy, which is a function of the speed of aircraft 2.
  • This distance required for landing is calculated for example in a known manner by the flight management system 4, taking into account the performance of the aircraft 2 and the flight conditions (meteorological conditions, etc.).
  • the stabilization test is validated or positive (i.e. the reference trajectory considered is “stable” or “valid”) if the length of the trajectory is greater than the required distance. If the required distance includes a distance margin, this is relatively small, the aim being to provide the shortest possible reference path.
  • the possible distance margin is, for example, less than 5 nautical miles, and in particular between 1 nautical mile and 2 nautical miles.
  • This stabilization test using the distance required for landing allows a quick and simple calculation and uses a feature already known in transport aircraft flight management systems, namely the calculation of the distance required for landing.
  • the stabilization test comprises the verification of one or more validation condition (s), each validation condition comparing the predicted value of a parameter of the aircraft 2 (the value of this parameter in the predicted vertical profile) to a reference value.
  • the stabilization test comprises for example the verification of one or more of the following validation conditions, each validation condition being applied to the point of the trajectory at which the aircraft 2 is at the stabilization altitude AS: - the predicted speed is lower than the approach speed recommended by the aircraft flight manual, increased by a predefined speed margin (for example 5 knots);
  • the predicted vertical deviation is less than a reference vertical deviation (eg 10 feet);
  • the predicted vertical speed is consistent with a reference slope increased by a predefined vertical speed margin (for example 10 feet / min);
  • - thrust is not at idle speed at stabilization altitude plus an altitude margin (eg 100 feet).
  • the approach assistance process goes to the next modification step or, where appropriate, to the next iteration of the current modification step.
  • the approach aid method passes to the first modification step E2 of the modification sequence.
  • the sequence of modifications comprises for example a first modification step E2 which is a modification step by angular adjustment of the lateral trajectory TL (hereinafter “angular adjustment step of the lateral trajectory”). , comprising a modification of the reference trajectory by modifying the lateral trajectory TL then by calculating again a corresponding vertical profile PV.
  • angular adjustment step of the lateral trajectory comprising a modification of the reference trajectory by modifying the lateral trajectory TL then by calculating again a corresponding vertical profile PV.
  • the lateral trajectory TL is modified by modifying the angle of the first turn V1 so as to move the end point of the second turn V2 along the approach axis AA upstream of the fixed point FAF final approach.
  • the lateral path angular adjustment step E2 includes applying the stabilization test to the modified reference path.
  • the approach assistance method comprises the iterative repetition of the step of angular adjustment of the lateral trajectory E2, until the trajectory benchmark satisfies the stabilization test or a switch-off criterion has been reached. If the modified reference path does not not satisfy the stabilization test but the stopping criterion is reached, the approach aid method passes to the next modification step.
  • the angle of the first turn is modified at each iteration so as to progressively move back the end point of the second turn V2 along the axis d AA approach.
  • the angle of the first turn V1 is changed by a constant pitch between iterations (e.g. a 10 ° pitch), with a last pitch less than the constant pitch, adjusted so that the last iteration is performed with the set heading of the aircraft 2, ie with a first zero angle turn if the aircraft is stabilized on its lateral set point, which is consistent with the trajectory followed by the aircraft.
  • a constant pitch between iterations e.g. a 10 ° pitch
  • Figure 3 illustrates reference trajectories calculated successively by angular adjustment, with end points of the second turn PF1, PF2, PF3, PF4 gradually retreating along the approach axis AA, up to the lateral trajectory TL calculated with the set heading of the aircraft 2, joining the approach axis at the end point of the second turn PF4.
  • the lateral trajectory is modified by calculating a first turn angle V1 defining a point of intersection of the heading of the aircraft 2 at the end of the first turn with the approach axis AA, such that the sum of the distance between the current position of the aircraft 2 and this point of intersection and the distance between this point of intersection and the landing runway 30 is equal to the distance required for landing .
  • the stabilization test taking into account the TL lateral trajectory and in addition the vertical PV profile and the flight conditions, is not necessarily positive.
  • the sequence of modifications then comprises at least one modification step by adjusting the vertical profile E31, E32, E33, E34.
  • the vertical profile PV is modified according to the rules for modifying the predefined vertical profile PV, possibly adapting the lateral trajectory (TL) to take account of the modification of the vertical PV profile.
  • the modification of the vertical profile PV can lead to a modification of the PSPD speed profile of the aircraft 2 making the realization of the lateral trajectory TL calculated previously difficult to achieve. This is why it may be necessary to adapt the lateral trajectory TL according to the modification of the vertical profile PV. Such an adaptation is nevertheless minor.
  • the sequence of modifications comprises a sub-sequence of several modification steps by adjusting the vertical profile E31, E32, E33, E34.
  • the sub-sequence of modification steps by adjusting the vertical profile comprises, sequentially:
  • step of adjusting the configuration positions a modification step by adjusting the vertical profile E32 in which the modification is carried out by modifying the configuration positions
  • segment adjustment step with airbrakes a modification step by adjusting the vertical profile E33 in which the modification is carried out only by modifying the segments with airbrakes
  • the calculation can be carried out in reverse (or “backward” according to the English terminology), ie from the landing zone 30 to the aircraft 2 , or forward (or “forward” in the English terminology), ie from the aircraft to the landing zone.
  • a forward calculation presents the difficulty of knowing the start point of descent to reach the FAF final approach fixed point and the landing zone 30, which is immediate with a backward calculation.
  • a backward calculation does not make it possible to calculate an acceleration segment at the start of the trajectory directly, but nevertheless allows it iteratively.
  • the step of adjusting the speed profile E31 comprises modifying the speed profile by providing for the acceleration of the aircraft 2 (increase in speed) on a segment of the reference trajectory, in particular on an initial segment of the reference trajectory starting from the current position of the aircraft 2.
  • the PSPD speed profile shown in Figure 4 shows an initial phase of acceleration.
  • the acceleration of the aircraft 2 is carried out for example until reaching one of:
  • a predefined speed variation eg 10 knots in conventional speed (or CAS for "Calibrated Air Speed" or the equivalent in MACH.
  • the acceleration of the aircraft 2 is carried out for example until reaching one of:
  • speed limit the maximum authorized speed value (speed limit) applicable according to the navigation data, increased by a predetermined speed variation (eg 10 knots) when the airplane is below the maximum authorized speed altitude (the maximum authorized speed is generally 250 knots under 10,000 feet);
  • the maximum operational speed is equal to VMAX - AVMAX, where VMAX is the maximum speed of the aircraft 2 in the current aerodynamic configuration, and AVMAX is a safety margin.
  • the maximum target speed VT aimed at after the initial acceleration is that corresponding to the intersection of an acceleration segment SACC of the current speed of the aircraft up to the maximum operational speed VMAX - AVMAX and of a deceleration segment SDEC from the maximum operational speed VMAX -AVMAX until an end of a speed level at the current speed of the aircraft 2 .
  • the step of adjusting the speed profile E31 is repeated iteratively, increasing the acceleration or the length of the segment on which the acceleration is performed at each iteration, until a criterion is reached. stop, which is for example reaching the intersection.
  • the stabilization test is performed so that if the reference trajectory is valid, the approach assistance method passes to the transmission step E5, without performing the next iteration.
  • the acceleration is calculated by an estimator configured to determine the acceleration capability of the aircraft 2.
  • the goal is not to create any discontinuities along the PSPD speed profile.
  • the step of adjusting configuration setting points E32 comprises the displacement of at least one of the setting points C1, C2, C3, C4 so that the setting in configuration is carried out earlier, and therefore for a period of time. speed of the aircraft 2 higher, without however exceeding the maximum speed authorized for this configuration C1, C2, C3, C4.
  • the trajectory is calculated by default by using the associated minimum speed for each configuration.
  • the possible adjustment range for each configuration is between the minimum speed associated with this configuration and the maximum speed for maneuvering and using the high-lift devices, known as VFE.
  • VFE the maximum speed for maneuvering and using the high-lift devices
  • the adjustment of the configuration points C1, C2, C3, C4 is carried out without exceeding a maximum safe speed corresponding to the maximum speed of maneuver and use of the high-lift devices (VFE) reduced by a safety margin (for example 5 knots).
  • the step of adjusting the configuration points E32 is for example repeated iteratively, by modifying the position of only one of the configuration points C1, C2, C3, C4 at each iteration, so that the Configuration points C1, C2, C3, C4 are moved one by one and following a sequence.
  • Figure 6 illustrates an adjustment of the configuration points C1, C2, C3, C4.
  • the adjustment of the configuration points C1, C2, C3, C4 is carried out starting with the last configuration point C4 and going up to the first configuration point C1.
  • the adjustment of the configuration points C1, C2, C3, C4 is carried out for example by an estimator executed by a computer, the estimator being configured to determine the optimum speed for each adjustment point. in configuration C1, C2, C3, C4 to maximize the reduction in total energy.
  • the aircraft 2 has four configurations C1, C2, C3, C4 for its high-lift devices, as is the case for a large majority of current transport aircraft.
  • the aircraft 2 could have a maximum number of configurations less than four or greater than four.
  • it could have a single configuration, two configurations, three configurations or more than four configurations.
  • the step of adjusting setup points E32 would apply in a similar fashion.
  • the airbrakes are used to slow down the aircraft 2.
  • the airbrakes are used by trajectory segment, a trajectory segment on which the airbrakes are activated then being a segment with airbrakes.
  • the E33 speed brake adjustment step includes adding at least one segment with speed brakes, in particular a single segment with speed brakes.
  • the step of adjusting the airbrakes E33 is repeated iteratively, so that the number of segments with airbrakes increases as the iterations progress. At each iteration, a segment with airbrakes is added.
  • Figure 7 illustrates the gradual adjustment of the use of airbrakes, trajectory segment by trajectory segment, from the aircraft to the landing strip, the segments with airbrakes SF1, SF2 added being materialized by a continuous line along of the lateral trajectory TL shown in dotted lines.
  • the iterative adjustment of the segments with airbrakes is carried out trajectory segment by trajectory segment, starting from the aircraft 2 and progressing towards the landing runway 30.
  • This solution is preferred because it is more operational and allowing to keep a margin later during the flight.
  • the iterative adjustment of the use of the airbrakes is carried out trajectory segment by trajectory segment, starting from the stabilization point PS and progressing towards the aircraft 2.
  • This solution is generally more efficient in terms of energy dissipation, the efficiency of the speed brakes increasing with the density of the air.
  • the trajectory segments considered for the activation of the airbrakes are, for example, the trajectory segments resulting from the calculation of the trajectory (straight segment, turn segment, segment between two control points, etc.).
  • the trajectory segments considered are trajectory segments obtained by redistributing the trajectory into trajectory segments having a predefined length (for example 5 nautical miles).
  • the predefined length is for example chosen as a function of the distance or by altitude slice depending on the fineness of the desired result.
  • the use of airbrakes is done, for example, with a maximum percentage of use along the trajectory.
  • the maximum utilization percentage is for example 50% of the length of the trajectory (current maximum value on certain aircraft making it possible to keep the autopilot engaged) and could be 100% in the case of a completely autonomous aircraft presenting new capabilities.
  • the landing gear extension adjustment step E34 comprises, for example, the modification of the trajectory by anticipating the exit of the landing gear, ie by raising the exit point of the landing gear TA along the trajectory .
  • the early extension of the landing gear is an effective way to absorb excess energy.
  • the landing gear exit point TA is for example provided between the third point of configuration C3 and the fourth point of configuration C4, which is a solution. conservative.
  • VLE - AVLE VLE representing the maximum speed of extension of the landing gear specific to the aircraft considered and AVLE representing the associated margin to guard against the structural effects of a possible gust.
  • AVLE is an adjustable value, which can be set at 5 knots for example.
  • the adjustment of the output of the landing gear is performed in a discrete and iterative manner.
  • the step of adjusting the output of the landing gear E34 is repeated iteratively, raising the landing gear output point TA at each iteration, for example by constant steps (for example by moving up the position). at a previous position at which the speed of the aircraft 2 is 10 knots greater) or by dichotomy.
  • the landing gear output adjustment step E34 is repeated until the reference trajectory is valid, in which case the approach aid method passes to the transmission step E5, or that a repetition stopping criterion is reached, in which case the approach aid method passes to a next modification step.
  • the step of adjusting the output of the landing gear E34 is implemented by an estimator configured to calculate a new landing gear output point TA allowing a total reduction in energy. , and preferably optimizing the reduction in total energy, taking into account the speed constraints for the landing gear output.
  • FIG. 8 illustrates an example of landing gear output adjustment, according to which the landing gear output point TA is raised from the path segment located between the configuration point C3 in the third configuration and the configuration point C4 in the fourth configuration, to the path segment located between the configuration point in the first configuration C1 and the configuration point in the second configuration C2.
  • the use of a computer such as the flight management system makes it possible, for example, to guarantee that the only optimized use of the high-lift devices downstream makes it possible not to use the speedbrakes upstream, nor to anticipate the exit of the train. 'landing.
  • This anticipation capacity generates fuel savings, reduces flight time, and optimizes passenger comfort and maintenance operations thanks to reduced use of actuators.
  • the steps of modification by adjustment of the vertical profile E31, E32, E33, E34 have been described in a particular order which is considered to be preferred.
  • the modification steps by adjusting the vertical profile E31, E32, E33, E34 can be carried out in a different order to adapt to the effectiveness of each of the modifications (speed profile, times of use of the speedbrakes, times of setting in aerodynamic configuration, instant of landing gear extension) depending on the type of aircraft, the flight conditions or even the usual practices of each airline.
  • the approach aid method optionally comprises a modification step by "paperclip” adjustment of the lateral trajectory E4 (hereinafter “paper clip adjustment step”).
  • This E4 paperclip adjustment step is preferably the last step in the sequence of modifications.
  • the paperclip adjustment step E4 consists in again adjusting the lateral trajectory TL so as to obtain a “paperclip” shape, thus lengthening the lateral trajectory TL previously obtained at the end of the process. 'lateral trajectory adjustment step.
  • paperclip shape is understood to mean a general “U” shape, comprising two rectilinear segments of trombone SRT 1, SRT2 connected by a trombone bend VT2 at approximately 180 °.
  • the two rectilinear segments are substantially parallel to each other.
  • the VT2 trombone turn may include a single arc of a circle or possibly two quarter circles connected by an intermediate straight segment, if the two straight segments of the trombone SRT 1, SRT2 are very far from each other.
  • the paperclip adjustment consists in making the aircraft 2 follow a portion of trajectory in the form of a paper clip, the second rectilinear segment SRT2 of which is aligned with the approach axis AA, so that at the end of this portion of trajectory, the aircraft 2 is aligned with the approach axis AA and flies towards the landing zone 30.
  • the paperclip adjustment includes calculating a VT1 orienting turn to orient the heading of aircraft 2 substantially parallel to the AA approach axis, followed by the paperclip shape.
  • the paper clip adjustment is achieved by calculating a VT1 orientation turn made immediately from the current position of the aircraft 2. This can lead to a large VT2 paper clip turn.
  • This solution has the advantage of being more stable and continuous and therefore easier to implement. Although less operationally realistic, it seems sufficient to allow the crew to apprehend the situation.
  • the paper clip adjustment is performed by calculating a VT1 orientation turn performed "at the latest", i.e. allowing a VT2 paper clip turn to be performed with the smallest radius possible.
  • the lateral trajectory obtained at the end of the trombone adjustment step E4 must be longer than that obtained previously.
  • the transmission step E5 is implemented.
  • the transmission step E5 comprises the transmission to the pilot (s) and / or to an air traffic management system, in particular an air traffic management system on the ground, of the calculated and validated reference trajectory.
  • the transmission step E5 comprises the display of the reference trajectory on a display device readable by the pilot (s), by example on a display device located in the cockpit of the aircraft 2.
  • the display device comprises for example a lateral trajectory display screen, for example of the “Navigation Display” type, and a vertical profile display screen, for example of the “Vertical Display” type.
  • the lateral trajectory and the vertical profile can be displayed on a three-dimensional display device allowing simultaneous visualization of the lateral trajectory and the vertical profile.
  • the display device is preferably configured so that the reference trajectory is displayed by default or at the request of the pilot, in a configurable manner. In both cases, this reference trajectory must be available for display preferably when the current phase of flight is the descent and / or approach phase, and / or when the airplane is still in cruising phase but at a distance from the active destination less than a predetermined threshold (for example 150 nautical miles) and this, whether the airplane is in managed lateral mode (following the flight plan) or in selected lateral mode (following air traffic control instructions).
  • a predetermined threshold for example 150 nautical miles
  • the display of the reference path and the display of the active path are carried out simultaneously in superposition, with different lines making it possible to distinguish them.
  • the display of the reference path preferably comprises the display, separately, of the following elements:
  • At least one of the aforementioned elements is exclusive of the corresponding element of the active trajectory.
  • the display of the element of the displayed reference path causes the display of the corresponding element of the active path to be suppressed. This makes it possible to declutter the display to make it easier for the crew to understand.
  • an evolution circumstances for example an action by the pilot, a modification of the meteorological conditions, etc.
  • the approach aid method is implemented periodically, so as to determine whether the calculation of a new reference trajectory is necessary, and to recalculate this new reference trajectory.
  • the method of assisting the approach implemented periodically includes checking the validity of the current reference trajectory (i.e. the last reference trajectory validated and transmitted).
  • the verification of the current reference trajectory includes the application of an invalidation test to verify whether the current reference trajectory remains valid.
  • the invalidation test is for example applied periodically, in order to periodically verify that the current reference trajectory remains valid.
  • the verification period is for example between 1 and 20 seconds, in particular between 1 and 5 seconds.
  • the current reference trajectory is used, for example by remaining displayed on a display device readable by the pilot (s).
  • the approach assistance method includes resuming the calculation of a reference trajectory.
  • the resumption of the calculation of a reference trajectory is carried out by starting again at the initial calculation step E1.
  • the resumption of the calculation of a reference trajectory is carried out starting from the current reference trajectory and resuming the calculation at the step at the end of which the current reference trajectory has been validated.
  • the calculation step implemented by the approach aid method is then a new iteration of this calculation step or the following calculation step.
  • the invalidation test is preferably different from the stabilization test.
  • the stabilization test and the invalidation test are provided so that the validation and invalidation of a reference trajectory occur with an effect of hysteresis.
  • the stabilization test comprises the comparison of the length of the trajectory with a distance required for landing.
  • the invalidation test comprises the comparison of the difference between the required distance and the length of the reference trajectory with a deviation threshold, the reference trajectory being invalidated if the deviation is greater than the deviation threshold.
  • the deviation threshold is for example between 1 and 2 nautical miles.
  • the stabilization test comprises the verification of one or more validation conditions, each validation condition taking into account a parameter and being applied to the point of the trajectory at which the aircraft 2 is. at the stabilization altitude AS, ie by taking the value of this parameter at the point of the trajectory at which the aircraft 2 is at the stabilization altitude AS.
  • the invalidation test preferably comprises a respective invalidation condition associated with each validation condition, using the same parameter as the associated validation condition, with an invalidation margin different from the validation margin when a validation margin is used, so as to apply a hysteresis to this parameter.
  • the invalidation test comprises, for each validation condition, the associated invalidation condition taken from among the following invalidation conditions, each invalidation condition being applied to the point of the trajectory at which the aircraft 2 is at stabilization altitude AS:
  • the predicted speed is greater than the approach speed plus a predefined invalidation speed margin (for example 10 knots) strictly greater than the validation speed margin;
  • the predicted vertical deviation is greater than a predefined invalidation vertical deviation margin (for example 100 feet) strictly greater than the validation vertical deviation margin;
  • the predicted vertical speed is greater than the vertical speed corresponding to the reference slope plus an invalidation vertical speed margin (for example 100 feet / minute) strictly greater than the validation vertical speed margin;
  • the thrust is not idling at the stabilization altitude increased by an invalidation altitude margin (for example a zero margin) strictly lower than the validation altitude margin.
  • an invalidation altitude margin for example a zero margin
  • the approach aid method is implemented by an FMS type flight management system.
  • the approach aid method is implemented by computer, in particular by an electronic system configured for the implementation of the approach aid method.
  • each module of the electronic system for example flight plan module 10, lateral trajectory module 16, prediction module 18 of a flight management system
  • each module of the electronic system for example flight plan module 10, lateral trajectory module 16, prediction module 18 of a flight management system
  • At least one of the modules is provided in the form of a programmable logic component (eg an FPGA) or a dedicated electronic circuit (or ASIC).
  • a programmable logic component eg an FPGA
  • ASIC dedicated electronic circuit
  • a computer program product containing software code instructions executable by a computer when they are stored in a memory, and making it possible to implement the approach aid method.
  • Such a computer program product makes it possible, for example, to update an electronic system, in particular a flight management system or an electronic flight bag, so that this electronic system can henceforth implement the method of assisting in flight. 'approach.
  • the electronic system is not necessarily on board the aircraft. Indeed, the electronic system could be located in a remote cockpit, located for example on the ground or in another vehicle such as another aircraft or a ship. This applies in particular in the case where the aircraft is a remotely piloted drone.
  • the approach aid method could also be implemented in an aircraft with a pilot on board or without a pilot on board, having an autopilot sufficiently autonomous to carry out the descent and approach phase and the landing autonomously, possibly following air traffic control instructions.
  • the transmission step includes transmitting the trajectory to the autopilot, without a display.
  • the approach aid method calculates an effective strategy to stabilize the aircraft at stabilization altitude, to facilitate on-board decision making and discussions with air traffic control in preparation for landing.
  • the approach aid process significantly reduces the workload for the crew. In the event of crew failure, it allows the system to land the aircraft independently and safely.
  • the approach aid method can advantageously be coupled to a ground / on-board data exchange system to allow air traffic control to take into account the energy situation and the actual performance of the aircraft in the instructions given to it. sent. It can also be coupled with systems for securing the trajectory such as TAWS (“Terrain Avoidance Warning System”), TCAS (“Traffic Collision Avoidance System”) or others so as to warn the crew of a possible conflict with an obstacle (weather, terrain, traffic, closed air sector, etc.). Considering the environment and the external constraints can also make it possible to automatically propose an alternative trajectory making it possible to intelligently avoid obstacles when coupled with a solver.
  • TAWS Traffic Avoidance Warning System
  • TCAS Traffic Collision Avoidance System

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Abstract

Procédé et système d'aide à l'approche d'un aéronef en vue de l'atterrissage Le procédé d'aide à l'approche comprend : - une étape de calcul initiale (E1) de calcul d'une trajectoire de référence et l'application d'un test de stabilisation pour déterminer si la trajectoire de référence permet de réaliser l'atterrissage; - des étapes de modification (E2, E31, E32, E33, E34, E4) mises en œuvre suivant une séquence et en appliquant de règles de modification prédéfinies et en appliquant le test de stabilisation après chaque modification; - une étape de transmission (E5) comprenant la transmission de la trajectoire de référence au(x) pilote(s) humain(s), à un pilote automatique et/ou à un système de gestion du trafic, dès que la trajectoire de référence satisfait au test de stabilisation.

Description

Procédé et système d’aide à l’approche d’un aéronef en vue de l’atterrissage
La présente invention concerne le domaine de l’aide à l’approche d’un aéronef, en particulier d’un avion de transport, en vue de l’atterrissage de l’aéronef sur une zone d’atterrissage telle qu’une piste d’atterrissage d’un aéroport ou sur tout autre terrain ou étendue permettant de poser l’aéronef.
Au cours d’une phase de descente et/ou d’approche précédent l’atterrissage, un aéronef doit diminuer son énergie totale, qui est la somme de son énergie potentielle (fonction de l’altitude de l’aéronef) et de son énergie cinétique (fonction de la vitesse de l’aéronef), tout en se mettant dans une configuration d’atterrissage adaptée pour permettre l’atterrissage de l’aéronef (extension des dispositifs hypersustentateurs, sortie du train d’atterrissage...)
Lors de la préparation du vol, l’équipage détermine un plan de vol, qui comprend par exemple un point de départ, une procédure de départ, un point d’arrivée, une procédure d’arrivée, des points de passage (ou « waypoints » en anglais), c’est-à-dire des points à la verticale desquels l’aéronef doit passer au cours de son vol, et/ou des segments de trajectoire.
Le plan de vol est enregistré dans un système électronique qui est configuré pour permettre à l’aéronef de suivre le plan de vol, et notamment pour calculer une trajectoire respectant le plan de vol, en tenant compte de contraintes, incluant par exemple les performances aérodynamiques de l’aéronef, les conditions météorologiques et les règles de survol des zones survolées (couloirs aériens, zones de survol interdit).
Le système électronique est par exemple un système de gestion de vol (ou FMS pour « Flight Management System » en anglais) qui est un calculateur embarqué, présent en particulier dans les aéronefs tels que les avions de transport.
En vue de la phase de descente et/ou d’approche, i.e. la phase entre la phase de croisière et l’atterrissage, le système de gestion de vol calcule périodiquement une trajectoire dite « trajectoire d’approche », destinée à être suivie par l’aéronef pour réaliser sa descente et/ou son approche et effectuer son atterrissage.
La trajectoire d’approche comprend une trajectoire latérale qui correspond à l’ensemble des points à la verticale desquels l’aéronef doit passer, et un profil vertical (aussi appelé « trajectoire verticale »), qui définit notamment l’altitude et la vitesse prévue de l’aéronef en chaque point de la trajectoire latérale, ainsi que des points de mise en configuration de l’aéronef pour l’atterrissage et éventuellement des segments avec aérofreins au cours desquels les aérofreins sont activés pour ralentir l’aéronef. La trajectoire d’approche doit rejoindre un axe d’approche au plus tard à partir d’un point fixe d’approche finale (ou FAF pour « Final Approach Fix » selon la terminologie anglaise), situé sur l’axe d’approche et à partir duquel l’aéronef commence son approche finale vers la piste d’atterrissage, et doit permettre à l’aéronef d’être « stabilisé » à une altitude de stabilisation.
Par « stabilisé », on entend que l’aéronef est en configuration d’atterrissage et dans une plage de vitesse prédéterminée permettant de garantir l’atterrissage, avec une vitesse verticale et un niveau de poussée adaptés à une éventuelle remise de gaz si nécessaire. Si l’aéronef n’est pas stabilisé à l’altitude de stabilisation, l’atterrissage est avorté, le pilote devant « remettre les gaz ». L’avortement de l’atterrissage est coûteux, notamment en carburant et en temps.
L’altitude de stabilisation dépend de la zone d’atterrissage et/ou de recommandations émises par la compagnie aérienne exploitant l’aéronef et suivies par le pilote.
La position et l’altitude du point fixe d’approche finale dépend généralement de la zone d’atterrissage. Généralement, l’altitude du point fixe d’approche finale est supérieure à l’altitude de stabilisation. Ainsi, généralement, le point de stabilisation (le point auquel l’altitude de stabilisation est atteinte) se situe entre le point fixe d’approche finale et la zone d’atterrissage.
La phase de descente et/ou d’approche est effectuée sous la surveillance du contrôle aérien. Elle peut être effectuée en mode managé, i.e. en suivant le plan du vol initial, ou en mode sélecté, i.e. en suivant des consignes du contrôle aérien. Le mode sélecté peut être rendu nécessaire par exemple du fait de la présence d’autres aéronefs pour répondre à des problématiques d’espacement du trafic.
Or, pour diverses raisons (instruction du contrôle aérien, conditions météorologiques, mauvaise modélisation des performances de l’aéronef, action tardive du pilote de l’aéronef...), l’aéronef peut se retrouver hors de la trajectoire d’approche, et en particulier hors du profil vertical de la trajectoire d’approche prévue à partir du plan de vol initial.
Ceci peut contraindre l’équipage de l’aéronef à rechercher une nouvelle trajectoire d’approche modifiée pour répondre aux contraintes rencontrées, tout en permettant de stabiliser l’aéronef en configuration d’atterrissage.
Cela représente une charge de travail et un stress supplémentaire pour l’équipage, et ce dans une phase du vol qui requiert déjà une attention particulière de l’équipage, compte tenu notamment des manœuvres à effectuer en vue de l’atterrissage, de l’altitude relativement basse, et du trafic aérien généralement dense autour des aéroports. Un des buts de l’invention est de proposer un procédé d’aide à l’approche pour un aéronef en vue de son atterrissage, facilitant la gestion de la phase de descente et/ou d’approche de l’aéronef, en particulier lorsqu’il devient nécessaire de déterminer une nouvelle trajectoire d’approche.
A cet effet, l’invention propose un procédé d’aide à l’approche d’un aéronef en vue de son atterrissage sur une zone d’atterrissage, le procédé étant mis en œuvre par ordinateur, le procédé comprenant:
- une étape de calcul initiale de calcul d’une trajectoire de référence reliant la position courante de l’aéronef à la zone d’atterrissage, la trajectoire de référence incluant une trajectoire latérale et un profil vertical, le profil vertical comprenant un profil d’altitude, un profil de vitesse, des points de mise en configuration, un point de sortie du train d’atterrissage, et, éventuellement, un ou plusieurs segment(s) avec aérofreins, et l’application d’un test de stabilisation à la trajectoire de référence pour déterminer si la trajectoire de référence permet de réaliser l’atterrissage ;
- des étapes de modification mises en œuvre successivement suivant une séquence de modifications, chaque étape de modification comprenant le calcul d’une modification de la trajectoire de référence en fonction de règles de modification prédéfinies propres à cette étape de modification, et l’application du test de stabilisation à la trajectoire de référence modifiée ;
- une étape de transmission comprenant la transmission de la trajectoire de référence, au(x) pilote(s) humain(s), à un pilote automatique et/ou à un système de gestion du trafic, en particulier un système de gestion du trafic au sol, l’étape de transmission étant mise en œuvre dès que la trajectoire de référence calculée à l’étape de calcul initiale ou modifiée après une ou plusieurs étapes de modification satisfait au test de stabilisation.
Selon des modes de mise en œuvre particuliers, le procédé d’aide à l’approche comprend une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes, prises individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles :
- il comprend la répétition itérative d’au moins une des étapes de modification avant de passer à l’étape de modification suivante, de façon à modifier la trajectoire en appliquant plusieurs fois les règles de modifications propres à ladite étape de modification répétée plusieurs fois, la répétition étant arrêtée en fonction d’un critère d’arrêt propre à l’étape de modification répétée plusieurs fois ;
- il comprend au moins une étape de modification par ajustement angulaire de la trajectoire latérale comprenant la modification de la trajectoire latérale, et le calcul d’un nouveau profil vertical en fonction de la trajectoire latérale modifiée ; - il comprend au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, chaque étape de modification par ajustement du profil vertical comprenant la modification du profil vertical, et une éventuelle adaptation de la trajectoire latérale effectuée pour tenir compte de la modification du profil vertical ;
- il comprend au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification du profil de vitesse ;
- il comprend au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification des positions de mise en configuration des dispositifs hypersustentateurs ;
- il comprend au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par ajout de segments avec aérofreins ;
- il comprend au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification de la position de sortie du train d’atterrissage ;
- il comprend une étape de modification par ajustement en trombone de la trajectoire latérale ;
- la séquence de modifications comprend séquentiellement :
- une étape de modification par ajustement angulaire de la trajectoire latérale comprenant la modification de la trajectoire latérale, et le calcul d’un profil vertical en fonction de la trajectoire latérale modifiée ; puis
- une séquence d’étapes de modification par ajustement du profil vertical comprenant au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, chaque étape de modification par ajustement du profil vertical comprenant la modification du profil vertical et l’adaptation éventuelle de la trajectoire latérale pour tenir compte de la modification du profil vertical ;
- lequel ladite séquence d’étapes de modification par ajustement du profil vertical comprend :
- une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification du profil de vitesse ;
- une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification des positions de mise en configuration des dispositifs hypersustentateurs ;
- une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par ajout de segments avec aérofreins ;
- une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification du point de sortie des trains d’atterrissage ; - les étapes de modification par ajustement du profil vertical de la séquence d’étapes de modifications par ajustement du profil vertical sont effectuées dans l’ordre indiqué ci- dessus ;
- il comprend une étape de modification par ajustement en trombone de la trajectoire latérale, mise en œuvre après la(les) étape(s) de modification par ajustement du profil vertical ;
- le test de stabilisation comprend le calcul d’une distance requise pour l’atterrissage, et la comparaison de la distance requise à la longueur de la trajectoire de référence, la trajectoire de référence étant validée si sa longueur est supérieure à la distance requise ;
- le test de stabilisation comprend la vérification d’une ou plusieurs des conditions de validation suivantes, chaque condition de validation étant appliquée au point de la trajectoire de référence auquel l’aéronef doit être à l’altitude de stabilisation :
- la vitesse prédite est inférieure à la vitesse d’approche recommandée par le manuel de vol de l’aéronef, augmentée d’une marge de vitesse de validation prédéfinie ;
- la déviation verticale prédite est inférieure à une déviation verticale de validation prédéfinie ;
- la vitesse verticale prédite est cohérente d’une pente de référence augmentée d’une marge de vitesse verticale de validation prédéfinie ;
- le train d’atterrissage est prédit sorti ;
- la configuration d’atterrissage est prédite étendue ;
- la poussée n’est pas au régime de ralenti à l’altitude de stabilisation augmentée d’une marge d’altitude de validation ;
- le procédé d’aide à l’approche est mise en œuvre périodiquement et comprend l’application d’un test d’invalidation à la dernière trajectoire de référence validée et transmise, et la reprise du calcul d’une trajectoire de référence si la dernière trajectoire de référence transmise est invalidée par le test d’invalidation ;
- à chaque condition de validation du test de stabilisation est associée une condition d’invalidation s’appliquant au même paramètre que la condition de validation, la condition de validation et la condition d’invalidation étant prévues pour appliquer une hystérésis audit paramètre ;
- le calcul d’une trajectoire de référence est repris à l’étape de calcul initiale ou est repris en partant de la dernière trajectoire de référence transmise et en reprenant à l’étape de modification suivant l’étape ayant permis de déterminer la dernière trajectoire de référence transmise ; - le test d’invalidation comprend la comparaison de l’écart entre une distance requise pour l’atterrissage et la longueur de la trajectoire de référence à un seuil d’écart prédéfini, la trajectoire de référence étant invalidée si l’écart est supérieur au seuil d’écart ;
- le test d’invalidation comprend une ou plusieurs des conditions d’invalidation suivantes, chaque condition d’invalidation étant appliquée au point de la trajectoire de référence auquel l’aéronef doit être à l’altitude de stabilisation:
- la vitesse prédite est supérieure à la vitesse d’approche augmentée d’une marge de vitesse d’invalidation prédéfinie strictement supérieure à la marge de vitesse de validation ;
- la déviation verticale prédite est supérieure à une déviation verticale d’invalidation prédéfinie strictement supérieure à la déviation verticale de validation ;
- la vitesse verticale prédite est supérieure à la vitesse verticale correspondant à la pente de référence augmentée d’une marge de vitesse verticale d’invalidation strictement supérieure à la marge de vitesse verticale de validation ;
- le train d’atterrissage n’est pas prédit sorti ;
- la configuration d’atterrissage n’est pas prédite étendue ;
- la poussée n’est pas au ralenti à l’altitude de stabilisation augmentée d’une marge d’altitude d’invalidation strictement inférieure à la marge d’altitude de validation.
L’invention concerne aussi un système électronique, en particulier système de gestion de vol d’un aéronef, configuré pour la mise en œuvre d’un procédé d’aide à l’approche tel que défini ci-dessus.
L’invention concerne encore un produit programme d’ordinateur enregistrable dans une mémoire et contenant des instructions de code logiciel pour la mise en œuvre d’un procédé d’aide à l’approche tel que défini ci-dessus lorsqu’elles sont exécutées par un processeur.
L’invention et ses avantages seront mieux compris 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 vue schématique d’un aéronef comprenant un système de gestion de vol configuré pour la mise en œuvre d’un procédé d’aide à l’approche ;
- la Figure 2 est un diagramme illustrant des étapes du procédé d’aide à l’approche ;
- la Figure 3 est un schéma illustrant le calcul d’une trajectoire latérale dans une étape de calcul initiale et première étape de modification du procédé d’aide à l’approche ;
- la Figure 4 est un graphique illustrant un profil vertical pour l’aéronef, incluant un profil d’altitude et un profil de vitesse ; - la Figure 5 et un graphique illustrant une modification d’un profil de vitesse de l’aéronef pour inclure une accélération initiale ;
- les Figures 6 à 9 sont des schémas illustrant des étapes de modification d’une trajectoire d’approche effectuées successivement.
Comme illustré sur la Figure 1 , un aéronef 2 possède un système électronique de gestion de vol 4 configuré pour la mise en œuvre d’un procédé d’aide à l’approche de l’aéronef 2 en vue de son atterrissage sur une zone d’atterrissage.
La zone d’atterrissage est par exemple une piste d’atterrissage d’un aéroport, ou un terrain ou une étendue permettant l’atterrissage de l’aéronef, sans qu’il s’agisse d’une piste d’atterrissage d’un aéroport.
Le système de gestion de vol 4 (ou FMS pour « Flight Management System » en anglais) est un calculateur qui est embarqué dans l’aéronef 2 et qui est configuré pour enregistrer un plan de vol et pour permettre à l’aéronef 2 de suivre ce plan de vol.
Le système de gestion de vol 4 comprend un module de géolocalisation 6 configuré pour déterminer la localisation géographique de l’aéronef 2 en fonction de données fournies par un ou plusieurs dispositif(s) de géolocalisation 8. Chaque dispositif de géolocalisation 8 est par exemple un récepteur de géolocalisation par satellite, une balise radiofréquence, en particulier une balise radiofréquence à très haute fréquence (ou VHF pour « Very High Frequency ») ou une centrale inertielle.
Le système de gestion de vol 4 comprend un module de plan de vol 10 pour le stockage du plan de vol (procédure de départ, points de passages, procédure d’arrivée...).
Le système de gestion de vol 4 comprend une base de données de navigation 12 contenant notamment des données relatives aux contraintes de navigation. Ces contraintes de navigation sont par exemple des altitudes à respecter en fonction des zones géographiques survolées, des couloirs aériens à respecter en fonction des zones géographiques survolées...
Le système de gestion de vol 4 comprend une base de données de performances 14 contenant des données relatives aux performances de l’aéronef 2. Ces données incluent par exemple les paramètres aérodynamiques de l’aéronef 2 et les paramètres moteurs de l’aéronef 2. Ces données permettent de déterminer les possibilités pour l’aéronef 2 de suivre une trajectoire déterminée.
Le système de gestion de vol 4 comprend un module de trajectoire latérale 16 configuré pour calculer une trajectoire latérale continue à partir des contraintes définies dans le plan de vol, en respectant notamment les performances de l’aéronef 2 et les contraintes de navigation. Le système de gestion de vol 4 comprend un module de prédiction 18 configuré pour construire un profil vertical à partir de la trajectoire latérale déterminée par le module de trajectoire latérale. Le profil vertical contient un profil d’altitude définissant l’altitude de l’aéronef 2 en chaque point de la trajectoire latérale, un profil de vitesse définissant la vitesse de l’aéronef 2 en chaque point de la trajectoire latérale, éventuellement, un point début de décélération correspondant au début de la décélération vers la vitesse d’approche, des points de mise en configuration, chaque point de mise en configuration correspondant à une manœuvre des dispositifs hypersustentateurs de l’aéronef 2, un point de sortie du train d’atterrissage, et, éventuellement, un ou plusieurs segment(s) avec aérofreins, chaque segment avec aérofreins étant un segment de la trajectoire sur lequel les aérofreins sont activés pour augmenter la traînée aérodynamique de l’aéronef 2.
Les dispositifs hypersustentateurs de l’aéronef 2 sont des dispositifs extensibles permettant d’augmenter la portance lorsqu’ils sont étendus. Ces dispositifs hypersustentateurs sont par exemple rétractés en vol de croisière. Ils comprennent généralement les volets et les becs.
Le système de gestion de vol 4 comprend un module de guidage 20 configuré pour guider l’aéronef 2 sur la trajectoire définie par la trajectoire latérale et le profil vertical. Le module de guidage 20 est par exemple en communication avec un pilote automatique 22 de l’aéronef.
Le système de gestion de vol 4 comprend un module de communication 24 configuré pour communiquer avec le contrôle aérien 26 et les autres aéronefs.
Le système de gestion de vol 4 est en communication avec un dispositif d’interface homme-machine 28 utilisable par le(s) pilote(s). Le dispositif d’interface homme- machine 28 comprend au moins un dispositif d’affichage d’image lisible par le(s) pilote(s) pour l’affichage d’images contenant des informations, par exemple une trajectoire, une trajectoire latérale et/ou un profil vertical. Le dispositif d’interface homme-machine 28 permet au(x) pilote(s) de saisir des commandes. A cet effet, le dispositif d’affichage d’image est par exemple tactile.
Le système de gestion de vol 4 est configuré pour mettre en œuvre un procédé d’aide à l’approche permettant de fournir une assistance au pilote de l’aéronef en déterminant une trajectoire d’approche permettant de réaliser l’atterrissage.
L’aéronef 2 est initialement sur une trajectoire dite « active », qui a été sélectionnée par le(s) pilote(s) et que l’aéronef 2 suit. La trajectoire active est par exemple la trajectoire calculée à partir du plan de vol initial. Il peut s’agir d’une autre trajectoire, si le(s) pilote(s) a(ont) modifié le plan de vol initial. Le procédé d’aide à l’approche est prévu pour être mis en œuvre périodiquement lorsque l’aéronef 2 approche de sa destination, et plus particulièrement lorsque l’aéronef 2 est en phase de descente et/ou d’approche ou lorsque l’aéronef est encore en phase de croisière mais à une distance de la destination inférieure à une distance d’activation. La distance d’activation est par exemple de 150 miles nautiques (NM).
Le procédé d’aide à l’approche vise à calculer une trajectoire d’approche de référence (ci-après « trajectoire de référence ») la plus courte possible permettant de réaliser l’atterrissage, et transmettre cette trajectoire au(x) pilote(s) ainsi que les hypothèses de pilotage utilisées par le calcul. Le(s) pilote(s) peut(peuvent) ainsi choisir de suivre cette trajectoire de référence, suivre une trajectoire d’approche plus longue qui permettra a priori de réaliser l’atterrissage, ou encore utiliser cette trajectoire de référence pour discuter avec le contrôle aérien si ce dernier propose une trajectoire d’approche plus longue, et donc plus coûteuse en temps et en carburant.
Comme illustré sur la Figure 2, le procédé d’aide à l’approche comprend:
- une étape de calcul initiale E1 comprenant le calcul d’une trajectoire de référence reliant la position courante de l’aéronef à la zone d’atterrissage, la trajectoire de référence incluant une trajectoire latérale et un profil vertical, le profil vertical comprenant un profil d’altitude définissant l’altitude de l’aéronef 2 en chaque point de la trajectoire latérale, un profil de vitesse définissant la vitesse de l’aéronef 2 en chaque point de la trajectoire latérale, éventuellement, un point début de décélération correspondant au début de la décélération vers la vitesse d’approche, des points de mise en configuration, chaque point de mise en configuration correspondant à une manœuvre de mise en configuration des dispositifs hypersustentateurs, un point de sortie du train d’atterrissage, et, éventuellement, un ou plusieurs segment(s) avec aérofreins, chaque segment avec aérofreins étant un segment de trajectoire sur lequel les aérofreins sont activés, et l’application d’un test de stabilisation à la trajectoire de référence pour déterminer si la trajectoire de référence permet de réaliser l’atterrissage ;
- des étapes de modification E2, E31 , E32, E33, E34, E4 successives, mises en œuvre suivant une séquence de modifications, chaque étape de modification E2, E31 , E32, E33, E34, E4 comprenant la modification de la trajectoire de référence en fonction de règles de modification prédéfinies propres à cette étape de modification, et l’application du test de stabilisation à la trajectoire de référence modifiée ; et
- une étape de transmission E5 comprenant la transmission de la trajectoire de référence au pilote et/ou à un système de gestion du trafic aérien, l’étape de transmission étant mise en œuvre dès que la trajectoire de référence calculée à l’étape de calcul initiale ou modifiée après une ou plusieurs étape(s) de modification satisfait au test de stabilisation, la séquence de modifications étant interrompue, comme illustré par la flèche T.
Chaque étape de modification E2, E31 , E32, E33, E34, E4 est mise en œuvre après l’étape de calcul initiale E1 si la trajectoire de référence calculée à l’étape de calcul initiale E1 ne satisfait pas au test de stabilisation ou après l’étape de modification précédente si la trajectoire de référence calculée à l’étape de modification précédente ne satisfait pas au test de stabilisation.
La transmission de la trajectoire de référence comprend par exemple une transmission de la trajectoire de référence à un dispositif d’affichage d’image consultable par un pilote humain pour l’affichage de la trajectoire de référence par le dispositif d’affichage d’images, la transmission de la trajectoire de référence à un pilote automatique, et/ou à un système de gestion du trafic aérien, en particulier un système de gestion du trafic aérien au sol.
Le procédé d’aide à l’approche comprend éventuellement la répétition itérative d’au moins une des étapes de modification E2, E31 , E32, E33, E34, E4 avant de passer à l’étape de modification suivante, comme illustré par les flèches R, de façon à modifier la trajectoire de référence en appliquant plusieurs fois les règles de modifications propres à ladite étape de modification répétée plusieurs fois, la répétition étant arrêtée en fonction d’un critère d’arrêt propre à chaque étape de modification répétée plusieurs fois.
Des exemples de mises en œuvre de répétitions itératives d’étapes de modification seront décrits par la suite.
Comme illustré sur la Figure 3, l’aéronef 2 doit atterrir sur une zone d’atterrissage 30 en s’alignant en phase finale d’approche sur un axe d’approche AA au plus tard à un point fixe d’approche finale FAF situé sur l’axe d’approche AA.
L’aéronef 2 doit atteindre un point de stabilisation PS, situé à une altitude de stabilisation AS (par exemple 1000 pieds) en étant à une vitesse d’approche VAPP. Le point de stabilisation PS est généralement situé le long de l’axe d’approche AA, entre le point fixe d’approche finale FAF et la zone d’atterrissage 30.
Le respect de ces critères doit permettre à l’aéronef 2 d’atterrir dans de bonnes conditions de sécurité, en ayant encore la possibilité d’annuler la procédure d’atterrissage et de remettre les gaz en cas de problème.
L’étape de calcul initiale E1 comprend le calcul d’une trajectoire latérale TL reliant la position courante de l’aéronef 2 à la zone d’atterrissage 30 en déterminant une trajectoire latérale TL la plus directe possible, en prenant en compte comme seule contrainte la contrainte opérationnelle de s’aligner sur l’axe d’approche AA au point fixe d’approche finale FAF et le calcul d’un profil vertical respectant comme seule contrainte la contrainte d’altitude et /ou de vitesse au point fixe d’approche finale FAF, si cette contrainte d’altitude et/ou de vitesse existe.
La trajectoire latérale TL est calculée par exemple par le module de trajectoire latérale 16, en fonction du plan de vol enregistré dans le module de plan de vol 10, des données de la base de données de navigation 12 et des données de la base de données de performances 14.
Dans un exemple de réalisation, la trajectoire latérale TL est déterminée en reliant la position courante de l’aéronef 2 à la zone d’atterrissage 30 à l’aide des éléments de trajectoire latérale successifs suivants :
- un premier virage V1 pour rapprocher le cap de l’aéronef 2 du point fixe d’approche finale FAF, le premier virage V1 reliant la position courante de l’aéronef 2 à un point de fin de premier virage V1 ,
- un premier segment rectiligne SR1 reliant le point de fin de premier virage V1 à un point de début de deuxième virage V2,
- un deuxième virage V2 pour aligner le cap de l’aéronef sur l’axe d’approche AA, le deuxième virage V2 reliant le point de début de deuxième virage V2 à un point de fin de deuxième virage situé sur l’axe d’approche AA, le cap de l’aéronef 2 étant aligné sur l’axe d’approche AA, et
- un deuxième segment rectiligne SR2 reliant le point de fin du deuxième virage V2 à la zone d’atterrissage 30.
Le point de fin du deuxième virage V2 est le point fixe d’approche finale FAF. A la fin du premier virage V1 et le long du premier segment rectiligne SR1 , le cap de l’aéronef 2 ne coupe pas l’axe d’approche AA au point fixe d’approche finale FAF mais légèrement en amont le long de l’axe d’approche AA, pour permettre de réaliser le deuxième virage V2 avant le point fixe d’approche finale FAF, selon la vitesse prédite de l’aéronef 2.
Chaque virage de la trajectoire latérale TL (i.e. le premier virage V1 et le deuxième virage V2) peut être formé d’un seul arc de cercle ou décomposé en plusieurs arcs de cercle, présentant éventuellement des rayons différents pour s’adapter au mieux à des variations de vitesse et d’altitude de l’aéronef 2 modifiant sa capacité en roulis.
L’étape de calcul initiale E1 comprend le calcul d’un profil vertical PV correspondant à la trajectoire latérale TL.
Le profil vertical PV est calculé par exemple par le module de prédiction 18 du système de gestion de vol 4, en fonction de la trajectoire latérale TL, du plan de vol enregistré dans le module de plan de vol 10, des données de la base de données de navigation 12 et des données de la base de données de performances 14. La Figure 4 représente un profil vertical PV sous la forme d’un premier graphique représentant un profil d’altitude PALT et un deuxième graphique représentant un profil de vitesse PSPD.
Dans un exemple de réalisation, le profil vertical PV calculé lors de l’étape de calcul initiale E1 inclut un profil d’altitude PALT comprenant un ou plusieurs des éléments suivants :
- un palier à l’altitude courante de l’aéronef 2 si la distance totale entre le point courant de l’aéronef 2 et le point de stabilisation PS est supérieure à celle requise pour se stabiliser ;
- une descente au régime de ralenti depuis l’altitude courante de l’aéronef 2 jusqu’à une altitude d’approche correspondant par exemple à une contrainte d’altitude au point fixe d’approche finale FAF, si cette contrainte d’altitude existe, ou à une altitude d’approche par défaut, par exemple une altitude de 1.500 pieds. Le début de la descente au régime de ralenti peut comprendre une accélération vers une vitesse permettant un meilleur taux de descente, ce qui constitue une stratégie de dissipation d’énergie plus efficace. La descente au régime de ralenti peut comprendre une décélération de l’aéronef pour respecter d’éventuelles contraintes de vitesse comme des limites de vitesse de descente par exemple ;
- un palier à l’altitude d’approche PAA. Ce palier à l’altitude d’approche permet à l’aéronef 2 de décélérer de la vitesse de descente jusqu’à une vitesse plus faible ;
- une descente à pente constante depuis le point fixe d’approche finale FAF jusqu’à la destination (il s’agit de l’approche « finale »), basée sur une pente d’approche finale spécifiée dans la procédure d’arrivée sélectionnée, ou sur une pente d’approche finale par défaut, qui peut être égale par exemple à -3°. La descente d’approche inclut optionnellement des segments de décélérations, au cours desquels la vitesse de l’aéronef 2 est ralentie jusqu’à atteindre la vitesse d’approche.
Le profil vertical PV définit également des points de mise en configuration C1 , C2, C3, C4, un point de sortie du train d’atterrissage TA, et, éventuellement un point de début de décélération D. Ces points peuvent être représentés le long du profil vertical PV (en particulier sur le profil de vitesse PSPD) ou de la trajectoire latérale TL correspondante, comme cela sera fait par la suite.
L’aéronef 2 comprend éventuellement plusieurs configurations d’atterrissage possibles. Une séquence prédéfinie de mises en configuration permet d’atteindre la configuration d’atterrissage choisie par le pilote.
L’étape de calcul initiale E1 comprend l’application du test de stabilisation à la trajectoire de référence calculée au cours de l’étape de calcul initiale E1 . Le test de stabilisation permet de déterminer si la trajectoire de référence permet de stabiliser l’aéronef 2 à l’altitude de stabilisation AS requise au point de stabilisation PS représenté sur la Figure 3.
Le même test de stabilisation est mis en œuvre à la fin de l’étape de calcul initiale E1 et à la fin de chaque itération des étapes de modification E2, E31 , E32, E33, E34, E4 de la trajectoire de référence.
Dans un exemple de réalisation, le test de stabilisation comprend le calcul d’une distance requise pour l’atterrissage, et la comparaison de la distance requise pour l’atterrissage à la longueur de la trajectoire de référence.
La distance requise pour l’atterrissage est une longueur minimale requise pour une réduction suffisante de l’énergie totale de l’aéronef 2 de manière à permettre son atterrissage, éventuellement augmentée d’une marge de distance.
L’énergie totale de l’aéronef 2 correspond à la somme de son énergie potentielle, qui est fonction de l’altitude de l’aéronef 2, et de son énergie cinétique, qui est fonction de la vitesse de l’aéronef 2.
Cette distance requise pour l’atterrissage est calculée par exemple de manière connue par le système de gestion de vol 4, en tenant compte des performances de l’aéronef 2 et des conditions de vols (conditions météorologiques...).
Selon un exemple de mise en œuvre, le test de stabilisation est validé ou positif (i.e. la trajectoire de référence considérée est « stable » ou « valide ») si la longueur de la trajectoire est supérieure à la distance requise. Si la distance requise inclut une marge de distance, celle-ci est relativement faible, le but étant de proposer une trajectoire de référence la plus courte possible. L’éventuelle marge de distance est par exemple inférieur à 5 miles nautiques, et en particulier comprise entre 1 mile nautique et 2 miles nautiques.
Ce test de stabilisation utilisant la distance requise pour l’atterrissage permet un calcul simple et rapide et utilise une fonctionnalité déjà connue des systèmes de gestion de vol des avions de transport, à savoir le calcul de la distance requise pour l’atterrissage.
Dans un autre exemple de réalisation, le test de stabilisation comprend la vérification d’une ou plusieurs condition(s) de validation, chaque condition de validation comparant la valeur prédite d’un paramètre de l’aéronef 2 (la valeur de ce paramètre dans le profil vertical prédit) à une valeur de référence.
Le test de stabilisation comprend par exemple la vérification d’une ou plusieurs des conditions de validation suivantes, chaque condition de validation étant appliquée au point de la trajectoire auquel l’aéronef 2 est à l’altitude de stabilisation AS : - la vitesse prédite est inférieure à la vitesse d’approche recommandée par le manuel de vol de l’aéronef, augmentée d’une marge de vitesse prédéfinie (par exemple 5 nœuds) ;
- la déviation verticale prédite est inférieure à une déviation verticale de référence (par ex. 10 pieds) ;
- la vitesse verticale prédite est cohérente d’une pente de référence augmentée d’une marge de vitesse verticale prédéfinie (par exemple 10 pieds/min) ;
- le train d’atterrissage est prédit sorti ;
- la configuration d’atterrissage est prédite étendue ; et/ou
- la poussée n’est pas au régime de ralenti à l’altitude de stabilisation augmentée d’une marge d’altitude (par ex. 100 pieds).
De manière générale, si la trajectoire de référence est validée (test de stabilisation positif), le procédé d’aide à l’approche passe à l’étape de transmission E5.
Si la trajectoire de référence n’est pas validée, le procédé d’assistance à l’approche passe à l’étape de modification suivante ou, le cas échéant, à l’itération suivante de l’étape de modification courante.
Dans le cas de l’étape de calcul initiale E1 , si la trajectoire de référence calculée à l’étape de calcul initiale E1 n’est pas validée par le test de stabilisation, le procédé d’aide à l’approche passe à la première étape de modification E2 de la séquence de modifications.
Comme illustré sur la Figure 2, la séquence de modifications comprend par exemple une première étape de modification E2 qui est une étape de modification par ajustement angulaire de la trajectoire latérale TL (ci-après « étape d’ajustement angulaire de la trajectoire latérale »), comprenant une modification de la trajectoire de référence en modifiant la trajectoire latérale TL puis en calculant à nouveau un profil vertical PV correspondant.
Dans un exemple de mise en œuvre, la trajectoire latérale TL est modifiée en modifiant l’angle du premier virage V1 de manière à déplacer le point de fin du deuxième virage V2 le long de l’axe d’approche AA en amont du point fixe d’approche finale FAF.
L’étape d’ajustement angulaire de la trajectoire latérale E2 comprend l’application du test de stabilisation à la trajectoire de référence modifiée.
Si le test de stabilisation est positif, le procédé d’aide à l’approche passe à l’étape de transmission E5.
Si le test de stabilisation est négatif, dans un exemple de mise en œuvre, le procédé d’assistance à l’approche comprend la répétition itérative de l’étape d’ajustement angulaire de la trajectoire latérale E2, jusqu’à ce que la trajectoire de référence satisfasse au test de stabilisation ou qu’un critère d’arrêt soit atteint. Si la trajectoire de référence modifiée ne satisfait pas au test de stabilisation mais que le critère d’arrêt est atteint, le procédé d’aide à l’approche passe à l’étape de modification suivante.
Au cours de la répétition itérative de l’étape d’ajustement angulaire de la trajectoire latérale E2, l’angle du premier virage est modifié à chaque itération de manière à reculer progressivement le point final du deuxième virage V2 le long de l’axe d’approche AA.
Dans un exemple de réalisation, l’angle du premier virage V1 est modifié d’un pas constant entre les itérations (par ex. un pas de 10°), avec un dernier pas inférieur au pas constant, ajusté pour que la dernière itération soit effectuée avec le cap consigne de l’aéronef 2, i.e. avec un premier virage d’angle nul si l’avion est stabilisé sur sa consigne latérale, qui est cohérent de la trajectoire suivie par l’avion.
La Figure 3 illustre des trajectoires de références calculées successivement par ajustement angulaire, avec des points finaux de deuxième virage PF1 , PF2, PF3, PF4 reculant progressivement le long de l’axe d’approche AA, jusqu’à la trajectoire latérale TL calculée avec le cap consigne de l’aéronef 2, rejoignant l’axe d’approche au point final de de deuxième virage PF4.
Dans un autre exemple de mise en œuvre, la trajectoire latérale est modifiée en calculant un angle de premier virage V1 définissant un point d’intersection du cap de l’aéronef 2 à la fin du premier virage avec l’axe d’approche AA, de telle sorte que la somme de la distance entre la position courante de l’aéronef 2 et ce point d’intersection et la distance entre ce point d’intersection et la piste d’atterrissage 30 soit égale à la distance requise pour l’atterrissage.
Bien que la trajectoire latérale TL ainsi calculée tienne compte de la distance requise, le test de stabilisation, prenant en compte la trajectoire latérale TL et en outre le profil vertical PV et les conditions de vol, n’est pas nécessairement positif.
Dans un mode de mise en œuvre, la séquence de modifications comprend ensuite au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical E31 , E32, E33, E34.
Dans chaque étape d’ajustement du profil vertical E31 , E32, E33, E34, le profil vertical PV est modifié selon des règles de modifications du profil vertical PV prédéfinies, en adaptant éventuellement la trajectoire latérale (TL) pour tenir compte de la modification du profil vertical PV.
La modification du profil vertical PV peut entraîner une modification du profil de vitesse PSPD de l’aéronef 2 rendant la réalisation de la trajectoire latérale TL calculée précédemment difficile à réaliser. C’est pourquoi il peut être nécessaire d’adapter la trajectoire latérale TL en fonction de la modification du profil vertical PV. Une telle adaptation est néanmoins mineure. Dans un exemple de mise en œuvre, la séquence de modifications comprend une sous-séquence de plusieurs étapes de modification par ajustement du profil vertical E31 , E32, E33, E34.
Dans un exemple de réalisation, la sous-séquence d’étapes de modification par ajustement du profil vertical comprend, séquentiellement :
- une étape de modification par ajustement du profil vertical E31 dans laquelle la modification est réalisée uniquement par modification du profil de vitesse (ci-après « étape d’ajustement du profil de vitesse »);
- une étape de modification par ajustement du profil vertical E32 dans laquelle la modification est réalisée par modification des positions de mise en configuration (ci-après « étape d’ajustement des positions de mise en configuration »);
- une étape de modification par ajustement du profil vertical E33 dans laquelle la modification est réalisée uniquement par modification des segments avec aérofreins (ci- après « étape d’ajustement des segments avec aérofreins »); puis
- une étape de modification par ajustement du profil vertical E34 dans laquelle la modification est réalisée uniquement par modification de la position de sortie des trains d’atterrissage (ci-après « étape d’ajustement de sortie des trains d’atterrissage »).
L’ordre des étapes de modification dans la sous-séquence présentée ci-dessus est préférée mais toutes les étapes de modification de cette sous-séquence peuvent être permutées selon les performances de l’aéronef 2 et les conditions environnementales du vol, de manière à toujours appliquer la sous-séquence qui sera la plus efficace opérationnellement, permettant d’obtenir le meilleur compromis en termes de temps de vol, de consommation carburant, de confort passager, et d’opérations de maintenance.
Dans chacune des étapes de modification du profil vertical E31 , E32, E33, E34, le calcul peut être réalisé à rebours (ou « backward » selon la terminologie anglaise), i.e. depuis la zone d’atterrissage 30 jusqu’à l’aéronef 2, ou vers l’avant (ou « forward » selon la terminologie anglaise), i.e. depuis l’aéronef jusqu’à la zone d’atterrissage. Un calcul vers l’avant présente la difficulté de connaître le point de début de descente pour rallier le point fixe d’approche finale FAF et la zone d’atterrissage 30, ce qui est immédiat avec un calcul à rebours. A l’inverse, un calcul à rebours ne permet pas de calculer un segment d’accélération en début de trajectoire de manière directe, mais le permet néanmoins de manière itérative.
Dans un exemple de réalisation, l’étape d’ajustement du profil de vitesse E31 comprend la modification du profil de vitesse en prévoyant l’accélération de l’aéronef 2 (augmentation de la vitesse) sur un segment de la trajectoire de référence, en particulier sur un segment initial de la trajectoire de référence partant de la position courante de l’aéronef 2.
Paradoxalement, bien qu’accélérer entraîne une augmentation de l’énergie totale du fait de l’augmentation de l’énergie cinétique qui en résulte, une vitesse plus importante permet ensuite un gradient de descente plus important, ce qui permet in fine une meilleure dissipation de l’énergie totale. En effet, augmenter l’énergie cinétique permet de descendre plus vite et de dissiper à nouveau l’énergie cinétique à plus faible altitude, dans une masse d’air plus dense. Au global, il est donc plus efficace de commencer par accélérer lorsque l’aéronef 2 est trop haut et a une marge en vitesse par rapport à la vitesse opérationnelle maximale.
Le profil de vitesse PSPD illustré sur la Figure 4 présente une phase initiale d’accélération.
Lorsque l’aéronef 2 est en mode de vitesse sélecté (c’est-à-dire par exemple lorsqu’il suit une contrainte du contrôle aérien, par exemple parce qu’il est intégré dans un flux d’aéronefs sans grande marge de manœuvre en vitesse), l’accélération de l’aéronef 2 est réalisée par exemple jusqu’à atteindre l’un parmi:
- l’altitude du palier de décélération ;
- la vitesse avion courante augmentée d’une variation de vitesse prédéfinie (par ex 10 nœuds en vitesse conventionnelle (ou CAS pour « Calibrated Air Speed ») ou l’équivalent en MACH.
Lorsque l’avion est mode de vitesse managé (c’est-à-dire qu’il suit une vitesse définie par le système de gestion de vol, libre de toute contrainte du contrôle aérien), l’accélération de l’aéronef 2 est réalisée par exemple jusqu’à atteindre l’un parmi:
- l’altitude du palier de décélération ;
- le minimum entre :
- la valeur de la dernière contrainte applicable et séquencée dans le plan de vol de type « à » (ou « at » selon la terminologie anglaise) ou « à ou sous » (ou « at or below » selon la terminologie anglaise) augmentée d’une variation de vitesse prédéfinie (par exemple 10 nœuds) ;
- la valeur de vitesse maximale autorisée (« speed limit ») applicable selon les données de navigation, augmentée d’une variation de vitesse prédéterminée (par ex. 10 nœuds) lorsque l’avion se situe sous l’altitude de vitesse maximale autorisée (la vitesse maximale autorisée est généralement de 250 nœuds sous 10 000 pieds) ;
- la vitesse maximale opérationnelle de l’aéronef 2. La vitesse maximale opérationnelle est égale à VMAX - AVMAX, où VMAX est la vitesse maximale de l’aéronef 2 dans la configuration aérodynamique courante, et AVMAX est une marge de sécurité.
Dans l’hypothèse où le calcul est fait à rebours, l’accélération se fera jusqu’à atteindre la vitesse définie ci-dessus bornée par la vitesse maximale que l’aéronef 2 est capable d’atteindre.
Ainsi, vu de l’aéronef 2, comme illustré sur la Figure 5, la vitesse maximale cible VT visée à l’issue de l’accélération initiale est celle correspondant à l’intersection d’un segment d’accélération SACC de la vitesse courante de l’aéronef jusqu’à la vitesse maximale opérationnelle VMAX - AVMAX et d’un segment de décélération SDEC depuis la vitesse maximale opérationnelle VMAX -AVMAX jusqu’à une fin d’un palier de vitesse à la vitesse courante de l’aéronef 2.
Dans un exemple de réalisation, l’étape d’ajustement du profil de vitesse E31 est répétée de manière itérative, en augmentant l’accélération ou la longueur du segment sur lequel l’accélération est réalisée à chaque itération, jusqu’à atteindre un critère d’arrêt, qui est par exemple l’atteinte de l’intersection.
A chaque itération, le test de stabilisation est réalisé de sorte que si la trajectoire de référence est valide, le procédé d’aide à l’approche passe à l’étape de transmission E5, sans effectuer l’itération suivante.
En variante, l’accélération est calculée par un estimateur configuré pour déterminer la capacité d’accélération de l’aéronef 2.
Dans tous les cas, l’objectif est de ne pas créer de discontinuités le long du profil de vitesse PSPD.
L’étape d’ajustement de points de mise en configuration E32 comprend le déplacement d’au moins un des points de mise en configuration C1 , C2, C3, C4 de manière que la mise en configuration soit réalisée plus tôt, et donc pour une vitesse de l’aéronef 2 plus élevée, sans toutefois dépasser la vitesse maximale autorisée pour cette mise en configuration C1 , C2, C3, C4.
Généralement, et notamment dans les systèmes de gestion de vol de type FMS, la trajectoire est calculée par défaut en utilisant pour chaque mise en configuration la vitesse minimale associée.
Pour dissiper plus d’énergie, il est possible de modifier la trajectoire de référence en déclenchant au moins une des mises en configuration plus tôt.
La plage d’ajustement possible de chaque mise en configuration se situe entre la vitesse minimale associée à cette mise en configuration et la vitesse maximale de manœuvre et d’utilisation des dispositifs hypersustentateurs, dite VFE. De préférence, selon le procédé d’aide à l’approche, l’ajustement des points de mises en configuration C1 , C2, C3, C4 est effectué sans dépasser une vitesse maximale sécuritaire correspondant à la vitesse maximale de manœuvre et d’utilisation des dispositifs hypersustentateurs (VFE) diminuée d’une marge de sécurité (par exemple de 5 nœuds).
Ceci permet de se prémunir d’une éventuelle rafale de vent et des effets indésirables sur la structure.
L’étape d’ajustement des points de mise en configuration E32 est par exemple répétée de manière itérative, en modifiant la position d’un seul des points de mise en configuration C1 , C2, C3, C4 à chaque itération, de sorte que les points de mise en configuration C1 , C2, C3, C4 soient déplacés un par un et en suivant une séquence.
La Figure 6 illustre un ajustement des points de mise en configuration C1 , C2, C3, C4.
Dans un exemple de réalisation, l’ajustement des points de mises en configuration C1 , C2, C3, C4 est effectué en commençant par le dernier point de mise en configuration C4 et en remontant vers le premier point de mise en configuration C1 .
Dans un autre exemple de réalisation, l’ajustement des points de mises en configuration C1 , C2, C3, C4 est réalisé par exemple par un estimateur exécuté par un calculateur, l’estimateur étant configuré pour déterminer la vitesse optimale pour chaque point de mise en configuration C1 , C2, C3, C4 pour maximiser la réduction de l’énergie totale.
Dans l’exemple illustré, on a supposé que l’aéronef 2 possède quatre configurations C1 , C2, C3, C4 pour ses dispositifs hypersustentateurs, comme c’est le cas pour une grande majorité des avions de transports actuels. Bien entendu, l’aéronef 2 pourrait avoir un nombre maximal de configurations inférieur à quatre ou supérieur à quatre. En particulier, il pourrait avoir une seule configuration, deux configurations, trois configurations ou plus de quatre configurations. L’étape d’ajustement des points de mise en configuration E32 s’appliquerait de manière analogue.
Lors de la phase de descente et/ou d’approche, les aérofreins sont utilisés pour ralentir l’aéronef 2. L’utilisation des aérofreins est effectuée par segment de trajectoire, un segment de trajectoire sur lequel les aérofreins sont activés étant alors un segment avec aérofreins.
L’étape d’ajustement des aérofreins E33 comprend l’ajout d’au moins un segment avec aérofreins, en particulier d’un seul segment avec aérofreins.
Dans un exemple de réalisation, l’étape d’ajustement des aérofreins E33 est répétée de manière itérative, de manière que le nombre de segments avec aérofreins augmente au fur et à mesure des itérations. A chaque itération, un segment avec aérofreins est ajouté. La Figure 7 illustre l’ajustement progressif de l’utilisation des aérofreins, segment de trajectoire par segment de trajectoire, depuis l’aéronef vers la piste d’atterrissage, les segments avec aérofreins SF1 , SF2 ajoutés étant matérialisés par un trait continue le long de la trajectoire latérale TL représentée en pointillés.
Dans un exemple de réalisation, l’ajustement itératif des segments avec aérofreins est effectué segment de trajectoire par segment de trajectoire, en partant de l’aéronef 2 et en progressant vers la piste d’atterrissage 30. Cette solution est privilégiée car plus opérationnelle et permettant de conserver une marge ultérieurement au cours du vol.
Sur la Figure 7, un premier segment avec aérofreins SF1 et un deuxième segment avec aérofreins SF2 ont été ajoutés successivement, lors d’itérations respectives de l’étape d’ajustement des aérofreins E33.
Dans un exemple de réalisation, l’ajustement itératif de l’utilisation des aérofreins est effectué segment de trajectoire par segment de trajectoire, en partant du point de stabilisation PS et en progressant vers l’aéronef 2. Cette solution est généralement plus efficace en termes de dissipation d’énergie, l’efficacité des aérofreins augmentant avec la densité de l’air.
Dans un exemple de réalisation, les segments de trajectoire considérés pour l’activation des aérofreins sont par exemple les segments de trajectoire résultant du calcul de la trajectoire (segment rectiligne, segment de virage, segment entre deux points de commande...).
Dans un exemple de réalisation, les segments de trajectoire considérés sont des segments de trajectoire obtenus par un redécoupage de la trajectoire en segments de trajectoire présentant une longueur prédéfinie (par exemple 5 miles nautiques). Dans un exemple de réalisation, la longueur prédéfinie est par exemple choisie en fonction de la distance ou par tranche d’altitude selon la finesse du résultat souhaité.
L’utilisation des aérofreins se fait par exemple avec un pourcentage d’utilisation maximal le long de la trajectoire. Le pourcentage d’utilisation maximal est par exemple de 50% de la longueur de la trajectoire (valeur maximale actuelle sur certains aéronefs permettant de conserver le pilote automatique engagé) et pourrait être de 100% dans le cas d’aéronef totalement autonome présentant de nouvelles capacités.
Bien entendu, la prédiction d’utilisation des aérofreins prend en compte toutes les restrictions opérationnelles classiquement utilisées (et parfois propres au type d’avion) comme par exemple (liste non exhaustive) :
- la non compatibilité avec une configuration des dispositifs hypersustentateurs ;
- une contrainte de bruit, empêchant par exemple une utilisation sur la pente d’approche finale ; - une panne de calculateur ;
- une panne d’actionneur pouvant causer une inhibition partielle des aérofreins pour des raisons structurelles et de manœuvrabilité, et éviter les dissymétries ;
- une protection d’angle d’attaque ;
- une position de la manette des gaz ;
- une priorisation au roulis commandé en cas de conflit ; et/ou
- un taux d’extension dépendant de la vitesse pour des raisons structurelles.
L’étape d’ajustement de sortie des trains d’atterrissage E34 comprend par exemple la modification de la trajectoire en anticipant la sortie des trains d’atterrissage, i.e. en remontant le point de sortie des trains d’atterrissage TA le long de la trajectoire.
L’extension anticipée des trains d’atterrissage est un moyen efficace de résorber un surplus d’énergie.
Dans un avion de transport possédant quatre configurations des dispositifs hypersustentateurs, le point de sortie des trains d’atterrissage TA est par exemple prévu entre le troisième point de mise en configuration C3 et le quatrième point de mise en configuration C4, ce qui est une solution conservative.
La plage de variation possible pour anticiper la position de la sortie des trains d’atterrissage s’étend donc de cette solution actuelle à une vitesse dite « VLE - AVLE », VLE représentant la vitesse maximale d’extension des trains d’atterrissage propre à l’aéronef considéré et AVLE représentant la marge associée pour se prémunir des effets structurels d’une éventuelle rafale. AVLE est une valeur ajustable, qui peut être fixée à 5 nœuds par exemple.
Dans un exemple de réalisation, l’ajustement de la sortie des trains d’atterrissage est réalisé de manière discrète et itérative. L’étape d’ajustement de la sortie des trains d’atterrissage E34 est répétée de manière itérative, en remontant le point de sortie des trains d’atterrissage TA à chaque itération, par exemple par pas constants (par ex. en remontant la position à une position précédente à laquelle la vitesse de l’aéronef 2 est supérieure de 10 nœuds) ou par dichotomie.
L’étape d’ajustement de la sortie des trains d’atterrissage E34 est répétée jusqu’à ce que la trajectoire de référence soit valide, auquel cas le procédé d’aide à l’approche passe à l’étape de transmission E5, ou qu’un critère d’arrêt de répétition soit atteint, auquel cas le procédé d’aide à l’approche passe à une étape de modification suivante.
Dans un autre exemple de réalisation, l’étape d’ajustement de la sortie des trains d’atterrissage E34 est mise en œuvre par un estimateur configuré pour calculer un nouveau point de sortie des trains d’atterrissage TA permettant une diminution d’énergie totale, et de préférence optimisant la diminution d’énergie totale, compte tenu des contraintes de vitesse pour la sortie de train d’atterrissage.
La figure 8 illustre un exemple d’ajustement de sortie des trains d’atterrissage, selon lequel le point de sortie des trains d’atterrissage TA est remonté du segment de trajectoire situé entre le point de mise en configuration C3 dans la troisième configuration et le point de mise en configuration C4 dans la quatrième configuration, au segment de trajectoire situé entre le point de mise en configuration dans la première configuration C1 et le point de mise en configuration dans la deuxième configuration C2.
Les étapes de modification du profil vertical E31 , E32, E33, E34 réalisées automatiquement par calcul permettent l’anticipation du résultat d’une action plus tardive pour en éviter une immédiate.
Ainsi, l’utilisation d’un calculateur comme le système de gestion de vol permet par exemple de garantir que la seule utilisation optimisée des dispositifs hypersustentateurs en aval permet de ne pas utiliser les aérofreins en amont, ni d’anticiper la sortie du train d’atterrissage.
Cette capacité d’anticipation est génératrice de gain de carburant, de réduction du temps de vol, et permet d’optimiser le confort passager et les opérations de maintenance grâce à une utilisation réduite des actionneurs.
Les étapes de modification par ajustement du profil vertical E31 , E32, E33, E34 ont été décrites dans un ordre particulier qui est considéré comme étant préféré. Les étapes de modification par ajustement du profil vertical E31 , E32, E33, E34 peuvent être réalisées dans un ordre différent pour s’adapter à l’efficacité de chacune des modifications (profil de vitesse, instants d’utilisation des aérofreins, instants de mise en configuration aérodynamique, instant de sortie des trains d’atterrissage) selon le type d’aéronef, les conditions de vol ou encore les pratiques habituelles de chaque compagnie aérienne.
Le procédé d’aide à l’approche comprend en option une étape de modification par ajustement « en trombone » de la trajectoire latérale E4 (ci-après « étape d’ajustement en trombone »). Cette étape d’ajustement en trombone E4 est de préférence la dernière étape de la séquence de modifications.
Comme illustré sur la Figure 9, l’étape d’ajustement en trombone E4 consiste à ajuster à nouveau la trajectoire latérale TL de manière à obtenir une forme en « trombone », rallongeant ainsi la trajectoire latérale TL précédemment obtenue à l’issue de l’étape d’ajustement de trajectoire latérale.
Par forme en « trombone », on entend une forme générale en « U », comprenant deux segments rectilignes de trombone SRT 1 , SRT2 reliés par un virage de trombone VT2 à sensiblement 180°. Les deux segments rectilignes sont sensiblement parallèles entre eux. Le virage de trombone VT2 peut inclure un seul arc de cercle ou éventuellement deux quarts de cercles reliés par un segment rectiligne intermédiaire, si les deux segments rectilignes de trombone SRT 1 , SRT2 sont très éloignés l’un de l’autre.
L’ajustement en trombone consiste à faire suivre à l’aéronef 2 une portion de trajectoire en forme de trombone dont le deuxième segment rectiligne SRT2 est aligné sur l’axe d’approche AA, de sorte qu’à la fin de cette portion de trajectoire, l’aéronef 2 est aligné sur l’axe d’approche AA et vole vers la zone d’atterrissage 30.
L’ajustement en trombone comprend le calcul d’un virage d’orientation VT1 pour orienter le cap de l’aéronef 2 sensiblement parallèlement à l’axe d’approche AA, suivi de la forme en trombone.
Dans un exemple de réalisation, l’ajustement en trombone est réalisé en calculant un virage d’orientation VT1 effectué immédiatement à partir de la position courante de l’aéronef 2. Ceci peut conduire à un grand virage de trombone VT2. Cette solution présente l’avantage d’être plus stable et continue et, par conséquent, plus facile à implémenter. Bien que moins réaliste opérationnellement, elle semble suffisante pour permettre à l’équipage d’appréhender la situation.
Dans un autre exemple de réalisation, l’ajustement en trombone est réalisé en calculant un virage d’orientation VT1 effectué « au plus tard », i.e. permettant d’effectuer un virage de trombone VT2 présentant le plus petit rayon possible.
Pour garantir une continuité dans la modification de la trajectoire de référence, et assurer la stabilité de la fonction de modification de la trajectoire de référence, la trajectoire latérale obtenue à l’issue de l’étape d’ajustement en trombone E4 doit être plus longue que celle obtenue précédemment.
Si ce n’est pas le cas, un ajustement angulaire préalable ou « un trombone plus long » seront préalablement utilisés.
Dès lors que la trajectoire de référence calculée à l’étape de calcul initiale E1 ou à l’issue d’une des étapes de modifications E2, E31, E32, E33, E34, E4 a été validée par le test de stabilisation, l’étape de transmission E5 est mise en œuvre.
L’étape de transmission E5 comprend la transmission au(x) pilote(s) et/ou à un système de gestion du trafic aérien, en particulier un système de gestion du trafic aérien au sol, de la trajectoire de référence calculée et validée.
Dans le cas d’un ou plusieurs pilote(s) humain(s), l’étape de transmission E5 comprend l’affichage de la trajectoire de référence sur un dispositif d’affichage lisible par le(s) pilote(s), par exemple sur un dispositif d’affichage situé dans le cockpit de l’aéronef 2. Le dispositif d’affichage comprend par exemple un écran d’affichage de trajectoire latérale, par exemple de type « Navigation Display », et un écran d’affichage de profil vertical, par exemple de type « Vertical Display ».
La trajectoire latérale et le profil vertical peuvent être affichés sur un dispositif d’affichage en trois dimensions permettant de visualiser simultanément la trajectoire latérale et le profil vertical.
Le dispositif d’affichage est de préférence configuré pour que la trajectoire de référence soit affichée par défaut ou à la demande du pilote, de manière paramétrable. Dans les deux cas, cette trajectoire de référence doit être disponible pour affichage de préférence lorsque la phase de vol courante est la phase de descente et/ou d’approche, et/ou lorsque l’avion est encore en phase de croisière mais à une distance de la destination active inférieure à un seuil prédéterminé (par exemple 150 miles nautiques) et ce, que l’avion soit en mode latéral managé (suivi du plan de vol) ou en mode latéral sélecté (suivi de consignes du contrôle aérien).
L’affichage de la trajectoire de référence et l’affichage de la trajectoire active sont effectués simultanément en superposition, avec des traits différents permettant de les distinguer.
L’affichage de la trajectoire de référence comprend de préférence l’affichage, de façon distincte, des éléments suivants :
- le point de début de descente (s’il existe) ;
- le segment d’accélération (s’il existe) et la vitesse cible associée ;
- le segment de décélération vers la vitesse de descente limite (s’il existe)
- les segments de trajectoire sur lesquels sont utilisés des aérofreins (s’ils existent) ;
- le point de mise en palier correspondant au début de la décélération vers la vitesse de stabilisation ;
- les instants de mise en configuration ; et/ou
- l’instant de sortie du train d’atterrissage.
Dans un exemple de réalisation, au moins un des éléments précités est exclusif de l’élément correspondant de la trajectoire active. L’affichage de l’élément de la trajectoire de référence affichée entraîne la suppression de l’affichage de l’élément correspondant de la trajectoire active. Ceci permet de désencombrer l’affichage afin de faciliter la compréhension de l’équipage.
Une fois que la trajectoire de référence calculée à l’étape de calcul initiale E1 ou à l’issue d’une des étapes de modifications E2, E31, E32, E33, E34, E4 a été validée par le test de stabilisation, une évolution des circonstances (par exemple une action du pilote, une modification des conditions météorologiques...) peut invalider la trajectoire de référence validée. De préférence, le procédé d’aide à l’approche est mis en œuvre périodiquement, de manière à déterminer si le calcul d’une nouvelle trajectoire de référence est nécessaire, et à recalculer cette nouvelle trajectoire de référence.
Le procédé d’aide à l’approche mis en œuvre périodiquement comprend la vérification de la validité de la trajectoire de référence courante (i.e. la dernière trajectoire de référence validée et transmise).
La vérification de la trajectoire de référence courante comprend l’application d’un test d’invalidation permettant de vérifier si la trajectoire de référence courante reste valide.
Le test d’invalidation est par exemple appliqué périodiquement, afin de vérifier périodiquement que la trajectoire de référence courante reste valide. La période de vérification est par exemple comprise entre 1 et 20 secondes, en particulier entre 1 et 5 secondes.
Tant que la trajectoire de référence courante reste valide (le test d’invalidation est négatif), la trajectoire de référence courante est utilisée, par exemple en restant affichée sur un dispositif d’affichage lisible par le(s) pilote(s).
Lorsque le test d’invalidation est positif (la trajectoire de référence courante n’est plus valide), le procédé d’aide à l’approche comprend la reprise du calcul d’une trajectoire de référence.
Dans un exemple de réalisation, la reprise du calcul d’une trajectoire de référence est effectuée en repartant à l’étape de calcul initiale E1.
En variante, la reprise du calcul d’une trajectoire de référence est effectuée en partant de la trajectoire de référence courante et en reprenant le calcul à l’étape à l’issue de laquelle a été validée la trajectoire de référence courante. L’étape de calcul mise en œuvre par le procédé d’aide à l’approche est alors une nouvelle itération de cette étape de calcul ou l’étape de calcul suivante.
Le test d’invalidation est de préférence différent du test de stabilisation. En particulier, le test de stabilisation et le test d’invalidation sont prévus pour que la validation et l’invalidation d’une trajectoire de référence se produisent avec un effet d’hystérésis.
Ceci permet d’éviter qu’une trajectoire de référence validée soit trop rapidement invalidée, ce qui pourrait conduire par exemple à des modifications trop fréquentes de la trajectoire de référence proposée au(x) pilote(s) ou au contrôle aérien et affichée sur un dispositif d’affichage.
Comme indiqué précédemment, dans un exemple de réalisation, le test de stabilisation comprend la comparaison de la longueur de la trajectoire à une distance requise pour l’atterrissage. Dans ce cas, dans un exemple de réalisation, le test d’invalidation comprend la comparaison de l’écart entre la distance requise et la longueur de la trajectoire de référence à un seuil d’écart, la trajectoire de référence étant invalidée si l’écart est supérieur au seuil d’écart. Le seuil d’écart est par exemple compris entre 1 et 2 miles nautiques.
Comme indiqué précédemment, dans un autre exemple de réalisation, le test de stabilisation comprend la vérification d’une ou plusieurs conditions de validation, chaque condition de validation prenant en compte un paramètre et étant appliquée au point de la trajectoire auquel l’aéronef 2 est à l’altitude de stabilisation AS, i.e. en prenant la valeur de ce paramètre au point de la trajectoire auquel l’aéronef 2 est à l’altitude de stabilisation AS.
Dans ce cas, le test d’invalidation comprend de préférence une condition d’invalidation respective associée à chaque condition de validation, utilisant le même paramètre que la condition de validation associée, avec une marge d’invalidation différente de la marge de validation lorsqu’une marge de validation est utilisée, de manière à appliquer une hystérésis à ce paramètre.
Dans un exemple de réalisation, le test d’invalidation comprend, pour chaque condition de validation, la condition d’invalidation associée prise parmi les conditions d’invalidation suivantes, chaque condition d’invalidation étant appliquée au point de la trajectoire auquel l’aéronef 2 est à l’altitude de stabilisation AS:
- la vitesse prédite est supérieure à la vitesse d’approche augmentée d’une marge de vitesse d’invalidation prédéfinie (par exemple 10 nœuds) strictement supérieure à la marge de vitesse de validation ;
- la déviation verticale prédite est supérieure une marge de déviation verticale d’invalidation prédéfinie (par exemple 100 pieds) strictement supérieure à la marge de déviation verticale de validation ;
- la vitesse verticale prédite est supérieure à la vitesse verticale correspondant à la pente de référence augmentée d’une marge de vitesse verticale d’invalidation (par exemple 100 pieds/minute) strictement supérieure à la marge de vitesse verticale de validation ;
- le train d’atterrissage n’est pas prédit sorti ;
- la configuration d’atterrissage n’est pas prédite étendue ;
- la poussée n’est pas au ralenti à l’altitude de stabilisation augmentée d’une marge d’altitude d’invalidation (par exemple une marge nulle) strictement inférieure à la marge d’altitude de validation.
Dans un exemple de réalisation particulier, le procédé d’aide à l’approche est mis en œuvre par un système de gestion de vol de type FMS.
Il est possible d’utiliser un autre système dont l’équipage est équipé, par exemple une sacoche de vol électronique (ou EFB pour « Electronic Flight Bag »). De manière générale, le procédé d’aide à l’approche est mis en œuvre par ordinateur, en particulier par un système électronique configuré pour la mise en œuvre du procédé d’aide à l’approche.
Dans un exemple de réalisation, comme illustré sur la Figure 1 , le système électronique configuré pour la mise en œuvre du procédé d’aide à l’approche comprend au moins un processeur 32 et une mémoire 34, chaque module du système électronique (par ex. module de plan de vol 10, module de trajectoire latérale 16, module de prédiction 18 d’un système de gestion de vol) étant prévu sous la forme d’une application logicielle exécutable par le processeur lorsqu’elle est enregistrée sur la mémoire.
En variante, au moins un des modules est prévu sous la forme d’un composant logique programmable (par exemple un FPGA) ou un circuit électronique dédié (ou ASIC).
Il est possible de prévoir un produit programme d’ordinateur contenant des instructions de code logicielles exécutables par un ordinateur lorsqu’elles sont enregistrées sur une mémoire, et permettant de mettre en œuvre le procédé d’aide à l’approche. Un tel produit programme d’ordinateur permet par exemple de mettre à jour un système électronique, en particulier un système de gestion de vol ou une sacoche de vol électronique, afin que ce système électronique puisse désormais mettre en œuvre le procédé d’aide à l’approche.
Le système électronique n’est pas nécessairement embarqué dans l’aéronef. En effet, le système électronique pourrait être situé dans un poste de pilotage distant, situé par exemple au sol ou dans un autre véhicule tel qu’un autre aéronef ou un navire. Ceci s’applique en particulier dans le cas au où l’aéronef serait un drone piloté à distance.
Par ailleurs, le procédé d’aide à l’approche pourrait aussi être mis en œuvre dans un aéronef avec pilote à bord ou sans pilote à bord, possédant un pilote automatique suffisamment autonome pour réaliser la phase de descente et d’approche et l’atterrissage de manière autonome, en suivant éventuellement des instructions du contrôle aérien.
Dans ce cas, l’étape de transmission comprend la transmission de la trajectoire au pilote automatique, sans affichage.
Grâce à l’invention, il est possible d’obtenir une trajectoire de référence de longueur minimale permettant de réaliser un atterrissage, avec une présentation explicite des hypothèses de calcul utilisées.
Ainsi tant que l’avion vole une trajectoire plus « conservative » (comprendre plus « longue »), le pilote visualise très clairement que sa stabilisation est possible, et en déduit naturellement une marge opérationnelle. Si à l’inverse, la trajectoire volée est moins « conservative » que la trajectoire minimale (comprendre plus « courte »), le pilote comprend immédiatement qu’une ou plusieurs actions sont requises pour lui permettre de dissiper davantage d’énergie et peut agir en conséquence.
Le procédé d’aide à l’approche permet de calculer une stratégie efficace pour stabiliser l’avion à l’altitude de stabilisation, pour faciliter la prise de décision à bord et les discussions avec le contrôle aérien en vue de l’atterrissage.
Le procédé d’aide à l’approche réduit de façon significative la charge de travail pour l’équipage. En cas de défaillance de l’équipage, il permet au système de poser l’avion de façon autonome et en toute sécurité.
Le procédé d’aide à l’approche peut avantageusement être couplé à un système d’échange de données sol/bord pour permettre au contrôle aérien de tenir compte de la situation énergétique et des performances réelles de l’aéronef dans les consignes qui lui sont envoyées. Elle peut également être couplée à des systèmes de sécurisation de la trajectoire comme le TAWS (« Terrain Avoidance Warning System »), le TCAS (« Traffic Collision Avoidance System ») ou autres de façon à avertir l’équipage d’un éventuel conflit avec un obstacle (météorologique, terrain, trafic, secteur aérien fermé, etc.). Considérer l’environnement et les contraintes extérieures peut également permettre de proposer de façon automatique une trajectoire alternative permettant d’éviter les obstacles de façon intelligente en cas de couplage avec un solveur.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé d’aide à l’approche d’un aéronef en vue de son atterrissage sur une zone d’atterrissage, le procédé étant mis en œuvre par ordinateur, le procédé comprenant:
- une étape de calcul initiale (E1) de calcul d’une trajectoire de référence reliant la position courante de l’aéronef (2) à la zone d’atterrissage, la trajectoire de référence incluant une trajectoire latérale (TL) et un profil vertical (PV), le profil vertical comprenant un profil d’altitude (PA), un profil de vitesse (PV), des points de mise en configuration (C1 , C2, C3, C4), chaque point de mise en configuration correspondant à une manœuvre de dispositifs hypersustentateurs de l’aéronef, un point de sortie du train d’atterrissage (TA), et, éventuellement, un ou plusieurs segment(s) avec aérofreins, et l’application d’un test de stabilisation à la trajectoire de référence pour déterminer si la trajectoire de référence permet de réaliser l’atterrissage ;
- des étapes de modification (E2, E31 , E32, E33, E34, E4) mises en œuvre successivement suivant une séquence de modifications, chaque étape de modification comprenant le calcul d’une modification de la trajectoire de référence en fonction de règles de modification prédéfinies propres à cette étape de modification, et l’application du test de stabilisation à la trajectoire de référence modifiée ;
- une étape de transmission (E5) comprenant la transmission de la trajectoire de référence, au(x) pilote(s) humain(s), à un pilote automatique et/ou à un système de gestion du trafic, en particulier un système de gestion du trafic au sol, l’étape de transmission étant mise en œuvre dès que la trajectoire de référence calculée à l’étape de calcul initiale ou modifiée après une ou plusieurs étapes de modification satisfait au test de stabilisation.
2. Procédé d’aide à l’approche selon la revendication 1 , comprenant la répétition itérative d’au moins une des étapes de modification (E2, E31 , E32, E33, E34, E4) avant de passer à l’étape de modification suivante, de façon à modifier la trajectoire en appliquant plusieurs fois les règles de modifications propres à ladite étape de modification répétée plusieurs fois, la répétition étant arrêtée en fonction d’un critère d’arrêt propre à l’étape de modification répétée plusieurs fois.
3. Procédé d’aide à l’approche selon la revendication 1 ou la revendication 2, comprenant au moins une étape de modification par ajustement angulaire de la trajectoire latérale (E2) comprenant la modification de la trajectoire latérale (TL), et le calcul d’un nouveau profil vertical en fonction de la trajectoire latérale (TL) modifiée.
4. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical (E31 , E32, E33, E34), chaque étape de modification par ajustement du profil vertical (E31 , E32, E33, E34) comprenant la modification du profil vertical (PV), et une éventuelle adaptation de la trajectoire latérale (TL) effectuée pour tenir compte de la modification du profil vertical (PV).
5. Procédé d’aide à l’approche selon la revendication 4, comprenant au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification du profil de vitesse (PSPD).
6. Procédé d’aide à l’approche selon la revendication 4 ou la revendication 5, comprenant au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification des positions de mise en configuration (C1 , C2, C3, C4) des dispositifs hypersustentateurs.
7. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications 4 à 6, comprenant au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par ajout de segments avec aérofreins (SF1 , SF2).
8. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications 4 à 7, comprenant au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification de la position de sortie du train d’atterrissage (TA).
9. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant une étape de modification par ajustement en trombone de la trajectoire latérale (E4).
10. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la séquence de modifications comprend séquentiellement :
- une étape de modification par ajustement angulaire de la trajectoire latérale (E2) comprenant la modification de la trajectoire latérale, et le calcul d’un profil vertical en fonction de la trajectoire latérale (TL) modifiée ; et
- une séquence d’étapes de modification par ajustement du profil vertical (E31 , E32, E33, E34) comprenant au moins une étape de modification par ajustement du profil vertical, chaque étape de modification par ajustement du profil vertical comprenant la modification du profil vertical et l’adaptation éventuelle de la trajectoire latérale (TL) pour tenir compte de la modification du profil vertical.
11. Procédé d’aide à l’approche selon la revendication 10, dans lequel ladite séquence d’étapes de modification par ajustement du profil vertical comprend :
- une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification du profil de vitesse (PSPD) ; - une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification des positions de mise en configuration (C1 , C2, C3, C4) des dispositifs hypersustentateurs;
- une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par ajout de segments avec aérofreins (SF1 , SF2) ; et/ou
- une étape de modification par ajustement du profil vertical, dans laquelle la modification est réalisée par modification du point de sortie des trains d’atterrissage (TA).
12. Procédé d’aide à l’approche selon la revendication 10 ou la revendication 11 , comprenant une étape de modification par ajustement en trombone de la trajectoire latérale (E4), mise en œuvre après la(les) étape(s) de modification par ajustement du profil vertical (E31 , E32, E33, E34).
13. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le test de stabilisation comprend le calcul d’une distance requise pour l’atterrissage, et la comparaison de la distance requise à la longueur de la trajectoire de référence, la trajectoire de référence étant validée si sa longueur est supérieure à la distance requise.
14. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le test de stabilisation comprend la vérification d’une ou plusieurs des conditions de validation suivantes, chaque condition de validation étant appliquée au point de la trajectoire de référence auquel l’aéronef doit être à une altitude de stabilisation (AS) :
- la vitesse prédite est inférieure à la vitesse d’approche recommandée par le manuel de vol de l’aéronef, augmentée d’une marge de vitesse de validation prédéfinie ; et/ou
- la déviation verticale prédite est inférieure à une déviation verticale de validation prédéfinie; et/ou
- la vitesse verticale prédite est cohérente d’une pente de référence augmentée d’une marge de vitesse verticale de validation prédéfinie ; et/ou
- le train d’atterrissage est prédit sorti ; et/ou
- la configuration d’atterrissage est prédite étendue ; et/ou
- la poussée n’est pas au régime de ralenti à l’altitude de stabilisation augmentée d’une marge d’altitude de validation.
15. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications précédentes, le procédé d’aide à l’approche étant mise en œuvre périodiquement et comprenant l’application d’un test d’invalidation à la dernière trajectoire de référence validée et transmise, et la reprise du calcul d’une trajectoire de référence si la dernière trajectoire de référence transmise est invalidée par le test d’invalidation.
16. Procédé d’aide à l’approche selon la revendication 15, dans lequel à chaque condition de validation du test de stabilisation est associée une condition d’invalidation s’appliquant au même paramètre que la condition de validation, la condition de validation et la condition d’invalidation étant prévues pour appliquer une hystérésis audit paramètre.
17. Procédé d’aide à l’approche selon la revendication 15 ou 16, dans lequel le calcul d’une trajectoire de référence est repris à l’étape de calcul initiale ou est repris en partant de la dernière trajectoire de référence transmise et en reprenant à l’étape de modification suivant l’étape ayant permis de déterminer la dernière trajectoire de référence transmise.
18. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications 15 à 17 prise en combinaison avec la revendication 13, dans lequel le test d’invalidation comprend la comparaison de l’écart entre une distance requise pour l’atterrissage et la longueur de la trajectoire de référence à un seuil d’écart prédéfini, la trajectoire de référence étant invalidée si l’écart est supérieur au seuil d’écart.
19. Procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications 15 à 18 prise en combinaison avec la revendication 14, dans lequel le test d’invalidation comprend une ou plusieurs des conditions d’invalidation suivantes, chaque condition d’invalidation étant appliquée au point de la trajectoire de référence auquel l’aéronef doit être à l’altitude de stabilisation:
- la vitesse prédite est supérieure à la vitesse d’approche augmentée d’une marge de vitesse d’invalidation prédéfinie strictement supérieure à la marge de vitesse de validation ;
- la déviation verticale prédite est supérieure à une déviation verticale d’invalidation prédéfinie strictement supérieure à la déviation verticale de validation ;
- la vitesse verticale prédite est supérieure à la vitesse verticale correspondant à la pente de référence augmentée d’une marge de vitesse verticale d’invalidation strictement supérieure à la marge de vitesse verticale de validation ;
- le train d’atterrissage n’est pas prédit sorti ;
- la configuration d’atterrissage n’est pas prédite étendue ;
- la poussée n’est pas au ralenti à l’altitude de stabilisation augmentée d’une marge d’altitude d’invalidation strictement inférieure à la marge d’altitude de validation.
20. Système électronique, en particulier système de gestion de vol d’un aéronef, configuré pour la mise en œuvre d’un procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque de revendications précédentes.
21. Produit programme d’ordinateur enregistrable dans une mémoire et contenant des instructions de code logiciel pour la mise en œuvre d’un procédé d’aide à l’approche selon l’une quelconque des revendications 1 à 19 lorsqu’elles sont exécutées par un processeur.
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