FR3053781A1 - Procede de calcul par un systeme de gestion de vol d'une trajectoire presentant des transitions ameliorees - Google Patents
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Abstract
Procédé de calcul (40), par un système de gestion de vol dénommé FMS, d'une trajectoire destinée à être volée par un aéronef le procédé comprenant les étapes, calculées par le FMS, consistant à,: - pour au moins une transition (T) de la trajectoire issue du plan de vol (PV): 1) déterminer une transition initiale (Tini) comprenant au moins un arc présentant un rayon de virage initial (RO) unique, 2) déterminer une trajectoire initiale (Traj-ini) intégrant la transition initiale (Tini), 3) déterminer pour chaque paramètre une pluralité de valeurs prédites (PAk1, PAK2) dudit paramètre au cours de la transition initiale, 4) déterminer une pluralité de subdivisions (Sub(i)) ordonnées de l'arc de la transition initiale (Tini) selon un critère prédéterminé, 5) pour chaque subdivision (Sub(i)) déterminer un rayon de virage associé (R(i)), 6) déterminer une transition améliorée (Timp) à partir des subdivisions ordonnées (Sub(i)) et des rayons de virages (Ri) associés successifs, 7) déterminer une trajectoire améliorée (Traj-imp) intégrant la transition améliorée (Timp), 8) afficher la trajectoire améliorée (Traj-imp) à un pilote de l'aéronef.
Description
© N° de publication : 3 053 781 (à n’utiliser que pour les commandes de reproduction)
©) N° d’enregistrement national : 16 01061 ® RÉPUBLIQUE FRANÇAISE
INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE
COURBEVOIE
©) Int Cl8 : G 01 C21/20 (2017.01), G 01 C 23/00, G 06 F 3/048
DEMANDE DE BREVET D'INVENTION A1
| (22) | Date de dépôt : 07.07.16. | ©) Demandeur(s) : THALES Société anonyme — FR. |
| © | Priorité : | |
| @ | Date de mise à la disposition du public de la demande : 12.01.18 Bulletin 18/02. | (72) Inventeur(s) : SAVARIT VINCENT, PARUIT FRANCK et COMBES YOHANN. |
| (56) | Liste des documents cités dans le rapport de recherche préliminaire : Se reporter à la fin du présent fascicule | |
| Références à d’autres documents nationaux apparentés : | ©) Titulaire(s) : THALES Société anonyme. | |
| o | Demande(s) d’extension : | @) Mandataire(s) : MARKS & CLERK FRANCE Société en nom collectif. |
FR 3 053 781 - A1
P© PROCEDE DE CALCUL PAR UN SYSTEME DE GESTION DE VOL D'UNE TRAJECTOIRE PRESENTANT DES TRANSITIONS AMELIOREES.
_ Procédé de calcul (40), par un système de gestion de de l'aéronef, vol dénommé FMS, d'une trajectoire destinée à être volée par un aéronef le procédé comprenant les étapes, calculées par le FMS, consistant à,:
- pour au moins une transition (T) de la trajectoire issue du plan de vol (PV): 1) déterminer une transition initiale (Tini) comprenant au moins un arc présentant un rayon de virage initial (RO) unique, 2) déterminer une trajectoire initiale (Traj-ini) intégrant la transition initiale (Tini),
3) déterminer pour chaque paramètre une pluralité de valeurs prédites (PAk1, PAK2) dudit paramètre au cours de la transition initiale,
4) déterminer une pluralité de subdivisions (Sub(i)) ordonnées de l'arc de la transition initiale (Tini) selon un critère prédéterminé,
5) pour chaque subdivision (Sub(i)) déterminer un rayon de virage associé (R(i)),
6) déterminer une transition améliorée (Timp) à partir des subdivisions ordonnées (Sub(i)) et des rayons de virages (Ri) associés successifs,
7) déterminer une trajectoire améliorée (Traj-imp) intégrant la transition améliorée (Timp),
8) afficher la trajectoire améliorée (Traj-imp) à un pilote
Déterminer Tini (Ro) R = f(PA.. .)
Déterminer Traj-ini Tini œ Traj-ini
Déterminer des valeurs prédites Pam, PAk?,... de Pa à partir de Traj-ini e pluralité de subdivisions S.ub(i) selon un critère
Déterminer Rq pour chaque Sub(i)
R(i) à partir de Pa(î)
Pa(î) extrapolé à partir de Ρακί , Pai.2 à partir do (Sub(i). R(i))
Déterminer Traj-imp Tini cTraj-imp
Procédé de calcul par un système de gestion de vol d’une trajectoire présentant des transitions améliorées
DOMAINE DE L’INVENTION
L’invention se situe dans le domaine des systèmes de gestion de vol pour aéronef dénommés FMS (pour « Flight Management System » en anglais). Plus particulièrement l’invention concerne un procédé de calcul d’une trajectoire latérale dont des transitions (changements de direction de l’aéronef) sont améliorées.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Un plan de vol est la description détaillée de la route à suivre par un aéronef dans le cadre d’un vol planifié. Le plan de vol est couramment géré à bord des avions civils par un système désigné par la terminologie anglo-saxonne de « Flight Management System », que l’on appellera FMS par la suite qui met la route à suivre à disposition du personnel de bord et à disposition des autres systèmes embarqués. Ces systèmes permettent entre autre une aide à la navigation, par l'affichage d'informations utiles aux pilotes, ou bien par la communication de paramètres de vol à un système de pilotage automatique. La figure 1 présente un diagramme synthétique illustrant la structure d'un FMS connu de l'état de la technique. Un système de type FMS 10 dispose d'une interface homme-machine 12 comprenant par exemple un clavier et un écran d'affichage, ou bien simplement un écran d'affichage tactile, ainsi qu'au moins les fonctions suivantes, décrites dans la norme ARINC 702 :
• Navigation (LOCNAV) 101, pour effectuer la localisation optimale de l’aéronef en fonction des moyens de géo-localisation 130 tels que le géo-positionnement par satellite ou GPS, GALILEO, les balises de radionavigation VHF, les centrales inertielles. Ce module communique avec les dispositifs de géo-localisation précités ;
• Plan de vol (FPLN) 102, pour saisir les éléments géographiques constituant le squelette de la route à suivre, tels que les points imposés par les procédures de départ et d’arrivée, les waypoints, les couloirs aériens ou airways selon la dénomination anglo-saxonne ;
• Base de données de navigation (NAVDB) 103, pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases relatives aux points, balises, legs d’interception ou d’altitude... ;
• Base de données de performance, (PRFDB) 104, contenant les paramètres aérodynamiques et moteurs de l’appareil ;
• Trajectoire latérale (TRAJ) 105, pour construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances de l'aéronef et les contraintes de confinement (RNP) ; Les fonctions faisant l'objet de la présente invention affectent en autre cette partie du calculateur.
• Prédictions (PRED) 106, pour construire un profil vertical optimisé sur la trajectoire latérale.
• Guidage (GUID) 107, pour guider dans les plans latéraux et verticaux l’aéronef sur sa trajectoire tridimensionnelle, tout en optimisant sa vitesse. Dans un aéronef équipé d'un dispositif de pilotage automatique 11, ce dernier peut échanger des informations avec le module de guidage 107 ;
• Liaison de données numériques (DATALINK) 108 pour communiquer avec les centres de contrôle et les autres aéronefs 13.
Le plan de vol est entré par le pilote, ou bien par liaison de données, à partir de données contenues dans la base de données de navigation. Un plan de vol est élaboré à partir d’une liste de points de passage (« Waypoints » en anglais) et de procédures (départ, arrivée, airways, missions) stockées dans la base de données de navigation 130.
Le pilote saisit ensuite les paramètres de l'aéronef : masse, plan de vol, plage de niveaux de croisière, ainsi que un ou une pluralité de critères d'optimisation, tels que le Cl.
Le plan de vol comprend une série ordonnée de segments (appelés couramment LEG) définis par une norme aéronautique. Un segment correspond à une consigne pour calculer une trajectoire élémentaire. La trajectoire issue du plan de vol PV se construit de proche en proche d’un segment à l’autre à partir des consignes contenues dans chaque segment (géométrie entre les points de passage définie par ces segments), des performances de l’avion, de contraintes de tout type (altitude, vitesse, temps, pente) et des consignes de poussée et de vitesse (qui sont utilisées pour le calcul du rayon de virage). En aéronautique commercial la norme internationale ARINC 424 définit différents types de « LEG » ou segment, chaque type correspondant à une nature de données nécessaires au calcul de la trajectoire élémentaire correspondant au type, par exemple des consignes à suivre en terme de position, d’altitude, de cap ou de route.
Plus spécifiquement, les modules TRAJ 105 et PRED 106 calculent respectivement la trajectoire latérale et le profil vertical, c'est-à-dire le profil de vol en termes d'altitude et de vitesse, qui par exemple minimise le critère d'optimisation
Chaque segment génère ainsi une portion de trajectoire ou trajectoire élémentaire. Cette trajectoire élémentaire correspond à un élément géométrique qui peut être un tronçon de droite, un arc, typiquement un arc de cercle, ou des combinaisons de tronçon de droite et d’arcs.
En outre une portion de trajectoire permettant de relier les trajectoires élémentaires correspondant à deux segments consécutifs non alignés est dénommée transition T. L’existence d’une transition entre deux segments induit donc nécessairement un virage de l’aéronef lors de la transition.
A partir du calcul complet de la trajectoire, le FMS détermine des « prédictions » (réalisées par le module PRED) qui correspondent à des valeurs de paramètres clés de trajectoire le long de celle-ci, c'est-à-dire pour différentes valeurs de l’abscisse curviligne x de la trajectoire. Typiquement ces paramètres sont : vitesse de l’aéronef par rapport à la masse d’air environnante dénommée CAS (pour Calibrated Air Speed en Anglais), Altitude de l’aéronef, Vent (défini par vecteur).
Le FMS peut, sur instruction du pilote, asservir automatiquement l’aéronef sur la trajectoire calculée.
Une transition se caractérise par un point de début de transition, qui peut être un point calculé par le FMS ou la position temps réel de l’aéronef, et une information de fin de transition, qui peut être un point, un cap, ou une combinaison d’un point qui doit être survolé selon un certain cap. Selon l’état de la technique la partie courbée de la transition prend la forme d’un ou plusieurs arcs de cercle d’amplitude comprise entre 2 et 358 degrés et de rayon unique et constant RO.
De manière générale le rayon de virage R est fonction d’un ensemble de paramètres tels que : vitesse de l’aéronef par rapport à la masse d’air environnante (dénommé CAS pour « Calibrated Air Speed » en anglais) ; le vent W (sous la forme d’un vecteur) ; l’altitude ; la température à l’extérieur de l’aéronef.
Par exemple, on connaît la formule :
R= GS2/g.tan(<pN) (1)
Avec :
GS vitesse sol de l’aéronef (Ground Speed en anglais), g constante gravitationnelle φΝ angle de roulis nominal (nominal roll an anglais) prédéterminé en fonction des performances et du type d’aéronef.
On a l’égalité vectorielle suivante :
GS = TAS + W (2)
Avec TAS « True Air Speed », correspondant à la vitesse CAS corrigée de l’altitude de l’aéronef et de la température extérieure autour de l’aéronef.
Le FMS calcule, pour une transition donnée, un rayon RO unique à partir d’un set de valeurs de paramètres unique. La valeur fixée de chaque paramètre est définie en fonction de la transition : valeur moyenne, « pire cas » (par exemple pour le vent, voir ci dessous), valeur au point de début de transition (exemple : altitude et température)... Le rayon de virage unique RO est dit « conservateur » en ce sens qu’il est calculé de manière à ce que la trajectoire soit volable quelque soit les aléas rencontrés le long de la trajectoire.
Un premier exemple est illustré figure 2, pour un calcul de transition T entre un point de début de transition WPA et un point de fin de transition WPB comprenant un arc de cercle TO entre WPA et le point I et une partie droite entre I et WPB. Ici l’aéronef est asservi sur la trajectoire calculée qui est figée.
WO représente le vecteur de vent au point WPA. L’effet du vent est obtenu par projection du vecteur de vent sur la trajectoire latérale. Le pire cas d’impact du vent sur l’avion correspond au cas pour lequel l’aéronef a la plus grande vitesse sol GS, soit un vecteur de vent sensiblement colinéaire à la vitesse air de l’aéronef. Selon l’état de la technique l’effet de vent pris en compte par le FMS pour le calcul du rayon de virage RO est le « pire cas » pour un vent WO (c'est-à-dire considéré au début de la transition) extrapolé sur l’ensemble de TO. Or la valeur des paramètres peut varier fortement le long d’une transition, rendant moins représentatifs le set de valeurs des paramètres utilisés pour les calculs. Dans l’exemple le pire cas de vent n’arrive qu’en fin de TO, sur la portion T3. Ainsi RO est calculé avec la vitesse de l’aéronef la plus élevée GSmax atteinte par l’aéronef en fin de transition. L’aéronef asservi sur la trajectoire conservatrice T, calculée par le FMS et figée, vole donc une grande partie de TO selon un angle de roulis inférieur au roulis nominal et avec une vitesse sol plus faible que GSmax. Cette faible vitesse sol aurait permis à l’aéronef de voler au roulis nominal selon un rayon de virage plus faible (voir formule (1)). En fait sur tout le début de TO, compte tenu de la direction du vent WO par rapport au début de la trajectoire, l’aéronef aurait pu voler une trajectoire « plus serrée » dont le départ est illustré par TFi ou TF2 sur la figure 2, correspondant à un rayon de virage inférieur à RO. La trajectoire conservatrice TO est donc non optimisée par rapport à la trajectoire volable, et de plus grande surface sur le plan horizontal.
La figure 3 illustre un deuxième exemple, pour le cas d’un calcul de transition entre un point de début de transition PA correspondant à la position de l’aéronef A et un cap HD. Selon l’état de la technique, lorsque l’aéronef vole une transition vers un cap, la trajectoire n’est pas figée comme précédemment et c’est le calcul de trajectoire qui se rafraîchit automatiquement au fur et à mesure de la progression de l’aéronef. On considère également dans cet exemple que le pire cas de vitesse sol n’arrive qu’en fin de transition.
Le FMS commence par calculer une première trajectoire TCO conservatrice de rayon RO (« pire cas ») Lorsque les conditions (valeurs de paramètres, typiquement la vitesse sol) en début de transition sont plus favorables que celles ayant servi au calcul conservateur, l’aéronef, qui n’est pas ici asservi sur la trajectoire calculée comme dans l’exemple précédent, va en réalité voler une trajectoire plus serrée TFo- En effet, l’aéronef volant à angle de roulis nominal φΝ, le rayon de trajectoire effectivement volé par l’aéronef est déterminé par la valeur de la vitesse sol GS (voir formule (1)). Si celle-ci est plus faible que prévu, le rayon de virage effectivement volé est inférieur à RO. Le FMS ici recalcule et rafraîchit la trajectoire automatiquement. Le rafraîchissement automatique est déclenché soit à intervalle régulier, soit par exemple lorsque le FMS détecte que la position réelle de l’aéronef diffère d’un certain écart de la position calculée, tel qu’illustré au point Refresh#1. Le FMS recalcule alors une première trajectoire TC1, mais toujours à partir du « pire cas » qui n’arrivera qu’en fin de transition, c’est à dire avec un rayon toujours égal à RO. Mais au lieu de voler TC1, l’aéronef pour les mêmes raisons que précédemment vole une trajectoire plus serrée TFi. Lorsque la position réelle diffère à nouveau sensiblement de la position calculée, en Refresh#2 par exemple, le FMS recalcule TC2, toujours avec le « pire cas » (rayon PO) mais vole TF2.
Enfin en Refresh#3 le FMS recalcule TC3 (toujours de rayon RO) qui sera cette fois-ci effectivement volée par l’aéronef du fait de l’adéquation entre la valeur de la vitesse sol réelle et la valeur de la vitesse sol prise pour le calcul de RO.
Ainsi pendant le vol par l’avion de la transition, de nouvelles trajectoires sont recalculées à chaque rafraîchissement et affichées sur les écrans du cockpit avion. Une conséquence est que ces trajectoires calculées ne sont pas représentatives de la trajectoire effectivement volée, et que la trajectoire calculée et affichée par le FMS n’est pas stable.
De plus dans ce cas, les prédictions réalisées en début de transition sur la base de TCO sont erronées, et le pilote va voir évoluer les prédictions au fur et à mesure des rafraîchissements. Cette instabilité des prédictions affecte la capacité de l’équipage à tenir une RTA (Requested Time to Arrivai en anglais).
Ce type de problème apparaît, par exemple, dans le cas de fort vent (et sera accentué par un fort angle de transition), et d’autre part en cas de forte variation de vitesse le long de la transition (et il sera accentué par une longue transition).
De plus, les problèmes techniques décrits ci-dessus et associés au mode de calcul actuel des transitions d’un point (point calculé ou position temps réel de l’aéronef) vers un point ou un cap peuvent dans certains cas réduire les possibilités de vol de procédures de départ et/ou d’arrivée d’aéroports situés en zone dangereuse (comme les zones montagneuses) alors que les performances avions le permettent.
Un but de la présente invention est de palier aux inconvénients précités en en proposant un procédé de calcul d’une trajectoire destinée à être volée par un aéronef présentant des transitions améliorées, volables, fiables et adaptées aux performances de l’aéronef.
DESCRIPTION DE L’INVENTION
La présente invention a pour objet un procédé de calcul, par un système de gestion de vol dénommé FMS, d’une trajectoire destinée à être volée par un aéronef, une trajectoire étant déterminée à partir d’un plan de vol comprenant une série ordonnée de segments définis par une norme aéronautique, un segment correspondant à une consigne pour calculer une trajectoire élémentaire, la trajectoire se construisant de proche en proche à partir des consignes contenues dans chaque segment, une portion de trajectoire permettant de relier les trajectoires élémentaires correspondant à deux segments consécutifs non alignés étant dénommée transition, le procédé comprenant les étapes, calculées par le FMS, consistant à,:
- pour au moins une transition de la trajectoire issue du plan de vol :
1) déterminer une transition initiale comprenant au moins un arc présentant un rayon de virage initial unique, ledit rayon de virage initial étant calculé à partir d’une valeur initiale d’au moins un paramètre représentatif de l’état de l’aéronef, ladite valeur initiale garantissant le caractère volable de la transition,
2) déterminer une trajectoire initiale intégrant la transition initiale,
3) déterminer pour chaque paramètre une pluralité de valeurs prédites (Pari, Pak2) dudit paramètre au cours de la transition initiale, à partir du calcul de la trajectoire initiale,
4) déterminer une pluralité de subdivisions ordonnées de l’arc de la transition initiale selon un critère prédéterminé,
5) pour chaque subdivision déterminer un rayon de virage associé calculé à partir d’une valeur représentative de chaque paramètre pour ladite subdivision, extrapolée à partir de valeurs prédites dans ladite subdivision,
6) déterminer une transition améliorée à partir des subdivisions ordonnées et des rayons de virages associés successifs,
7) déterminer une trajectoire améliorée (Traj-imp) intégrant la transition améliorée (Timp),
8) afficher la trajectoire améliorée (Traj-imp) à un pilote de l’aéronef.
Avantageusement, l’étape 5) comprend les sous étapes consistant à :
- déterminer une fonction de variation du paramètre en fonction d’une abscisse sur la transition par une méthode d’interpolation, à partir de la pluralité de valeurs prédites pour chaque paramètre,
-déterminer la valeur représentative de chaque paramètre pour chaque subdivision à partir de la fonction de variation du paramètre dans la subdivision.
Selon un mode de réalisation la valeur représentative (PA(i)) d’un paramètre dans une subdivision (Sub(i)) est égale à la moyenne des valeurs de la fonction de variation (PA(x)) dans la subdivision.
Avantageusement un paramètre est la vitesse de l’aéronef par rapport à l’air. Préférentiellement le rayon de virage est déterminé à partir d’un ensemble de paramètres comprenant, outre la vitesse de l’aéronef par rapport à l’air, le vent et/ou l’altitude de l’aéronef et/ou la température à l’extérieur de l’aéronef.
Selon une variante le critère consiste à déterminer un nombre de subdivisions, chaque subdivision présentant un secteur angulaire identique. Selon une autre variante le critère consiste à déterminer un nombre de subdivisions, et un secteur angulaire pour chaque subdivision en fonction des valeurs prédites des paramètres représentatifs le long de la transition.
Selon un mode de réalisation les étapes 3 à 7 sont réalisées de manière itérative, une itération étant indicée j, le procédé comprenant en outre une étape 2’) consistant à charger un nombre maximum d’itération M, et dans lequel à partir de la deuxième itération j=2, on affecte à la transition initiale de l’itération courante j la valeur de la transition améliorée de l’itération précédente j-1, et on affecte à la trajectoire initiale de la l’itération courante j la trajectoire améliorée de l’itération précédente j-1, le procédé comprenant en outre l’étape consistant à :
5’) déterminer au moins un paramètre de convergence entre les rayons de virage courants et les rayons de virage précédents, le procédé réalisant une itération supplémentaire lorsque j=1 ou en fonction d’une comparaison entre le paramètre de convergence et un seuil prédéterminé, et tant que j <M.
Selon un mode de réalisation on calcule un paramètre de convergence par subdivision, ledit paramètre de convergence étant égal au ratio entre le rayon de virage courant et le rayon de virage précédent associés à ladite subdivision, une itération supplémentaire étant réalisée lorsque au moins un des paramètres de convergence est supérieur à un premier seuil.
Selon un autre mode de réalisation on calcule pour chaque subdivision un ratio entre le rayon de virage courant et le rayon de virage précédent associés à ladite subdivision, le paramètre de convergence étant égal à la moyenne desdits ratios, une itération supplémentaire étant réalisée lorsque le paramètre de convergence est supérieur à un deuxième seuil.
Selon une variante le procédé est mis en œuvre alors que l’aéronef ne vole pas encore ladite transition, un point de départ de la transition correspondant à un point calculé par le FMS.
Selon une autre variante le procédé est mis en œuvre alors que l’aéronef est en train de voler une transition, un point de départ de la transition initiale correspondant à une position temps réel de l’aéronef.
Selon un mode de réalisation ledit procédé est déclenché par le pilote.
Selon un autre mode de réalisation le procédé est déclenché automatiquement par le FMS, soit à intervalle régulier soit, lorsque l’aéronef est entrain de voler une transition, à partir de la détection d’un écart de position de l’aéronef entre la trajectoire précédemment calculée et la trajectoire volée.
L’invention concerne également un système de gestion de vol dénommé FMS comprenant 1 configuré pour calculer une trajectoire destinée à être volée par un aéronef, une trajectoire étant déterminée à partir d’un plan de vol comprenant une série ordonnée de segments définis par une norme aéronautique, un segment correspondant à une consigne pour calculer une trajectoire élémentaire, la trajectoire se construisant de proche en proche à partir des consignes contenues dans chaque segment, une portion de trajectoire permettant de relier les trajectoires élémentaires correspondant à deux segments consécutifs non alignés étant dénommée transition, le FMS comprenant :
- un module de détermination de trajectoire configuré pour déterminer, pour au moins une transition de la trajectoire issue du plan de vol, une transition initiale comprenant au moins un arc présentant un rayon de virage initial unique, ledit rayon de virage initial étant calculé à partir d’une valeur initiale d’au moins un paramètre représentatif de l’état de l’aéronef, ladite valeur initiale garantissant le caractère volable de la transition et pour déterminer une trajectoire initiale intégrant la transition initiale,
- un module de calcul de prédictions configuré pour déterminer, pour chaque paramètre, une pluralité de valeurs prédites dudit paramètre au cours de la transition initiale, à partir du calcul de la trajectoire initiale, le module de calcul de trajectoire étant en outre configuré pour déterminer une pluralité de subdivisions ordonnées de l’arc de la transition initiale selon un critère prédéterminé, pour déterminer, pour chaque subdivision, un rayon de virage associé calculé à partir d’une valeur représentative de chaque paramètre pour ladite subdivision, extrapolée à partir de valeurs prédites dans ladite subdivision, et pour déterminer une transition améliorée à partir des subdivisions ordonnées et des rayons de virages associés successifs et une trajectoire améliorée intégrant la transition améliorée,
-une interface homme machine configurée pour afficher la trajectoire améliorée à un pilote de l’aéronef.
L’invention concerne en outre un produit programme d’ordinateur comprenant des instructions de code permettant d’effectuer les étapes du procédé selon l’invention.
D’autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre et en regard des dessins annexés donnés à titre d’exemples non limitatifs et sur lesquels :
La figure 1 déjà citée présente un diagramme synthétique illustrant la structure d'un FMS connu de l'état de la technique.
La figure 2 déjà citée illustre un premier exemple de calcul de transition selon l’état de la technique entre un point de début de transition et un point de fin de transition ;
La figure 3 déjà citée illustre un deuxième exemple de calcul de transition selon l’état de la technique entre un point de début de transition et un cap.
La figure 4 illustre le procédé selon l’invention.
La figure 5a illustre différentes valeurs prédites du paramètre Pa le long de la transition Tini, et la figure 5b illustre les valeurs représentatives du paramètre PA pour chaque subdivision, obtenues par une méthode d’extrapolation à partir des valeurs prédites.
La figure 6 illustre une construction de la transition améliorée pour une transition initiale un point WPA et un cap HD.
La figure 7 illustre la construction de la transition améliorée dans le cas d’une transition initiale entre un point WPA et un point WPB.
La figure 8 illustre la construction de la transition améliorée dans le cas d’une transition initiale entre un point WPA et un point d’arrivée caractérisé par un point WPC et un cap HD.
La figure 9 schématise une variante du précédé selon l’invention.
La figure 10 illustre des valeurs prédites des paramètres Altitude, Vitesse sol et vent le long de la transition.
La figure 11 illustre un exemple de fonction de variation de chaque paramètre, soit Alt(x), CAS(x) et W(x), obtenue par interpolation linéaire par morceau.
La figure 12 illustre un mode de réalisation de l’invention dans lequel la valeur représentative Pa(î) d’un paramètre dans une subdivision Sub(i) est égale à la moyenne des valeurs de la fonction de variation Pa(x) dans la subdivision.
La figure 13 illustre une variante du procédé selon l’invention, dans laquelle le procédé est réalisé de manière itérative.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION
L’invention concerne un procédé 40 de calcul, par un FMS, d’une trajectoire destinée à être volée par un aéronef. Une trajectoire est déterminée à partir d’un plan de vol PV comprenant une série ordonnée de segments, dénommés Legs, définis par une norme aéronautique, un segment correspondant à une consigne pour calculer une trajectoire élémentaire. La trajectoire se construit de proche en proche à partir des consignes contenues dans chaque segment. Les portions de trajectoire permettant de relier les trajectoires élémentaires correspondant à deux segments consécutifs non alignés sont dénommées transitions T. Une transition induit nécessairement au moins un changement de direction de l’aéronef.
Le procédé 40 est illustré figure 4 et consiste à calculer une trajectoire améliorée Traj-imp, par le calcul d’au moins une transition améliorée Timp, en utilisant non pas un set de valeurs de paramètre unique sur l’ensemble de la transition, mais plusieurs sets de valeurs des paramètres, ce qui permet de construire une transition « multi rayons ».
Pour cela dans une première étape 1) on détermine une transition initiale Tini comprenant au moins un arc de présentant un rayon de virage initial RO unique. On dénomme arc une portion de trajectoire courbe, un arc présentant un rayon unique est un arc de cercle. Par exemple la transition peut comprendre un arc de cercle de rayon RO ou deux arcs de cercles, tous les deux de rayon RO. Le rayon de virage initial RO est calculé à partir d’une valeur initiale PAo d’au moins un paramètre PA représentatif de l’état de l’aéronef. La valeur de ce paramètre évolue au cours de la transition. Cette valeur initiale est déterminée de manière à garantir le caractère volable de la transition. Par exemple elle correspond à la situation de l’aéronef en début de transition mais en tenant compte d’un « pire cas ». Cette valeur est par exemple la première prédiction disponible au début de la transition (réalisées par le module PRED) ou en extrapolant des prédictions à partir d’hypothèses simples. Ce calcul correspond au calcul de la transition décrit dans l’état de la technique, RO correspondant à un rayon de virage « conservateur ». Le caractère volable est en effet assuré en considérant par exemple « le pire cas » de vent tel que décrit dans l’état de la technique.
Selon un mode de réalisation, le paramètre utilisé est la vitesse air de l’aéronef Pa=CAS.
Selon un mode préféré, on considère les paramètres représentatifs suivants: Pa=CAS,
Pb= Temp, température extérieure à l’aéronef
Pc = Alt, altitude de l’aéronef Alt, qui permettent de calculer TAS (voir état de la technique),
PD = W, le vent, qui permet, en combinaison avec TAS, de calculer la vitesse sol GS.
Soit CASo, Alto > Tempo ,et Wo les valeurs initiales des paramètres représentatifs. A partir de ces valeurs on calcule TAS0 puis GS0. A partir de GS0 et de l’angle de roulis nominal φΝ de l’aéronef, on calcul le rayon de virage RO avec les formules (1 ) et (2):
RO =GS0 2/g.tan(<pN) (1)
Puis dans une étape 2) on détermine une trajectoire initiale Traj-ini intégrant la transition initiale Tini, ce qui correspond également au calcul de l’état de la technique.
Dans une étape 3) on détermine, à partir du calcul de la trajectoire initiale et pour chaque paramètre, une pluralité de valeurs prédites PAki, Pai<2 Ρβμ, Pbr2 - Pcki, Pck2 Püki, Pük2 des paramètres PA, Pb, Pc et Pd le long de la transition initiale Tini. Ce calcul de prédictions est réalisé par le module PRED du FMS. Le module TRAJ calcule une trajectoire latérale, et le module PRED une trajectoire verticale en fonction typiquement d’une abscisse curviligne x, qui repère la position de l’avion sur la trajectoire, position qui s’exprime par une distance par rapport au début de la trajectoire (ou un temps écoulé à partir du départ en tenant compte de la vitesse de l’aéronef). Les prédictions des paramètres PA, PB, Pc et Pd également réalisées par le module PRED, sont les valeurs prises par ces paramètres à certaines abscisses curvilignes de la trajectoire. Le déclenchement d’un calcul de prédiction obéit à une logique complexe, et globalement des prédictions sont calculées à chaque point/évènement important le long de la trajectoire. On extrait ainsi un « état avion » aux différents endroits clé de la transition. Comme décrit plus loin, ces prédictions vont permettre d’évaluer la variation de chaque paramètre PA, PB, Pc ...représentatif de l’état avion utilisé.
Dans une étape 4) on détermine une pluralité de subdivisions Sub(i) ordonnées de l’arc, ou d’au moins un arc lorsqu’il y en a plusieurs dans la transition, de la transition initiale Tini selon un critère prédéterminé. Les subdivisons sont indicées par un indice i variant de 1 à N, N étant nombre total de subdivisions. Plusieurs variantes de critères sont décrites plus loin.
A l’étape 5), pour chaque subdivision Sub(i) on détermine un rayon de virage associé R(i) calculé à partir d’une valeur représentative PA(i), PB(i), Pc(i), PD(i) de chaque paramètre pour la subdivision i , extrapolée à partir des valeurs prédites prises par les paramètres PA, PB, Pc et PD dans la subdivision et déterminées à l’étape 3). La figure 5 illustre un exemple de la détermination de valeurs représentatives pour un paramètre PA. La figure 5a illustre différentes valeurs prédites PAk du paramètre PA , PAki, PAk2> PAk3 et
PAk4, PAk5 Ιθ long de la transition Tini, pour des abscisses x1, x2, x3, x4, x5 situées entre l’abscisse curviligne xO correspondant au début de la transition et l’abscisse curviligne xf correspondant à la fin de la transition.
La transition Tini a été subdivisée en 3 subdivisions représentées en fonction de l’abscisse curviligne. On remarquera que ces subdivisons peuvent être calculées sous la forme d’un angle (voir plus loin), qui est ensuite repéré en abscisse curviligne.
La figure 5b illustre les valeurs représentatives de PA pour chaque subdivision Sub(1), Sub(2) et Sub(3), respectivement PAi, PA2, PA3, obtenues par une méthode d’extrapolation à partir de PAk-i, PAk2, PAk3 et PAk4. Plusieurs exemples de méthode d’interpolation sont donnés plus loin.
A partir de ces valeurs représentatives, on calcule pour chaque subdivision i un rayon de virage R(i). Les valeurs représentatives sont plus proches de la situation réelle de l’aéronef que celles prises par l’état de la technique, car elles correspondent à des valeurs extrapolées à partir de la situation dans la subdivision. Le rayon de virage R(i) est donc dans la plupart des cas inférieur à RO déterminé précédemment mais il peut aussi être supérieur dans le cas d’une forte accélération au waypoint mal évaluée par le FMS. II est proche ou égal à RO pour la subdivision dont les valeurs représentatives sont les plus proches des valeurs uniques utilisées pour le calcul initial.
Pour le mode préféré dans lequel les 4 paramètres précités représentatifs sont vitesse, altitude, température et vents, le rayon de virage R(i) pour chaque subdivision i est déterminé par les formules (1) et (2) à partir des valeurs représentatives CAS(i), Alt(i), Temp(i) et W(i) pour la subdivision i.
Puis dans une étape 6) on détermine une transition améliorée Timp à partir des subdivisions ordonnées Sub(i) et des rayons de virages R(i) associés successifs. L’arc de la transition améliorée, c'est-à-dire sa partie courbe, est composé de plusieurs arcs de cercle de rayon R(i) qui se succèdent de manière continue et ordonnée pour i=1 à N, N étant le nombre de subdivisions. Plusieurs exemples de détermination de transition améliorée sont donnés figures 6 à 8.
La figure 6 illustre une telle construction pour une transition initiale Tini entre un point WPA et un cap HD. La transition initiale Tini est un arc de cercle de rayon RO conservateur ou « protégé » comme expliqué plus haut et de secteur angulaire de 180°. Elle a été subdivisée en 3 portions de secteur angulaire égal à 60° chacune. Les conditions de vent étant plus favorable au début de la transition, le début de la transition Timp s’effectue avec un rayon de virage inférieur au rayon protégé R0, ce qui se traduit par les valeurs des paramètres représentatifs calculés pour chaque subdivision. La transition Timp prend la forme d’un arc constitué de 3 arcs de cercle de rayons respectifs R1, R2 et R3 croissants, avec R3 égal ou très proche de R0, puisque c’est en fin de transition que l’effet du vent est le plus défavorable.
La figure 7 illustre la construction de Timp dans le cas d’une transition initiale Tini entre un point WPA et un point WPB, comprenant un arc de cercle de rayon R0 et de secteur angulaire de 180°, et une portion de droite. Le découpage de l’arc de Tini est réalisé selon 3 subdivisions correspondant à des secteurs angulaires de 60°.
La transition améliorée Timp comprend un arc, constitué de 3 arcs de cercle de rayons R1, R2 et R3 croissants, et une portion de droite.
La figure 8 illustre la construction de Timp dans le cas d’une transition initiale Tini entre un point WPA et un point d’arrivée caractérisé par un point WPC et un cap HD. Tini présente un rayon de virage unique R0, mais l’aéronef effectue deux virages de rayon R0 pendant la transition. Tini est constituée d’un premier arc de cercle de rayon R0 (virage à droite) de secteur angulaire égale à 135°, d’une portion de droite et d’un deuxième arc de cercle de rayon R0 (virage à gauche) de secteur angulaire égale à 45°.
Dans cet exemple, les deux arcs de cercle, qui correspondent chacun à un virage de l’aéronef, sont découpés selon 2 subdivisions chacun, de 2 valeurs de secteur angulaire de découpage pour les 2 arcs de cercle de la moitié de la valeur initiale du secteur angulaire, soit 67.5° pour le premier arc et 22.5° pour le second.
La transition améliorée Timp construite comprend un premier arc constitué de deux arcs de cercle respectivement de rayons R1, R2 (en remplacement du premier arc de cercle de rayon R0), d’une portion de droite et d’un deuxième arc constitué de deux arcs de cercle, respectivement de rayons R3 et R4 (en remplacement du deuxième arc de cercle de rayon R0). Préférentiellement comme dans cet exemple le découpage en subdivision est effectué pour tous les arcs de la transition initiale, lorsque celle-ci en a plusieurs.
Les transitions améliorées Timp sont dans tous les cas plus représentatives que la transition initiale Tini.
On détermine dans l’étape 7) une trajectoire améliorée Traj-imp intégrant la transition améliorée Timp, et à l’étape 8) on affiche la trajectoire améliorée Traj-imp à un pilote de l’aéronef. La trajectoire est construite de proche en proche, de manière à être continue et dérivable.
Préférentiellement la procédé 40 selon l’invention est mis en œuvre pour toutes les transitions du plan de vol.
Le procédé est basé sur un concept « multi rayons » basé sur la subdivision de la transition. Il utilise des valeurs de paramètres spécifiques pour chaque subdivision, plus représentatives de l’environnement réel de l’aéronef, au lieu d’une valeur unique pour toute la transition. Pour un même paramètre intervenant dans les calculs (exemple: vent, vitesse...), plusieurs valeurs sont donc utilisées (une par subdivision de transition).
Le procédé 40 selon l’invention présente de nombreux avantages :
Pour le cas d’une transition vers un point, le procédé 40 calcule une trajectoire plus proche de celles réalisables de par les performances de l’avion, réduisant, dans la majorité des cas, les rayons de virage de la transition.
Pour le cas d’une transition vers un cap, le procédé 40 permet d’afficher en entrée de transition une trajectoire qui sera plus proche de celle volée par l’avion, donc d’avoir une trajectoire de référence plus stable sur le plan latéral et vertical. Cette stabilité est également perçue par le pilote via l’affichage, la trajectoire volée est plus proche de la trajectoire affichée à chaque rafraîchissement. La trajectoire de référence est d’autant plus stable, et plus fiable, que le nombre de rayons est élevé (en particulier en cas de fort vent)
Ainsi, plus le nombre de rayons de virage utilisés pour le calcul de la transition Timp est élevé, plus la trajectoire calculée est représentative de la trajectoire volable (transition vers un point avec ou sans cap imposé), ou volée par l’avion (transition vers un cap).
De plus, le procédé selon l’invention présente un avantage majeur dans le cas, par exemple, d’un avion en procédure de départ ou d’arrivée d’un aéroport situé en zone montagneuse, car la surface nécessaire à la transition (réelle ou prédite selon les cas) est réduite par rapport à la surface de la transition initiale. On peut donc envisager, de par la réduction des rayons de virage de la transition, un vol de procédure de départ ou d’arrivée qui est impossible à envisager avec le mode de calcul selon l’état de la technique.
Le procédé selon l’invention apporte également une meilleure stabilité sur la capacité à tenir une RTA ainsi qu'une meilleure précision dans le calcul du fuel à la destination et par conséquent la possibilité de réduire les marges prises.
La manière de réaliser le découpage de l’arc de la transition en subdivisions peut s’effectuer de différentes manières. En effet le nombre de sub-divisions influe directement sur la précision de la transition améliorée calculée. La puissance de calcul et le temps alloué à l’affichage d’une trajectoire pour un FMS étant limités, un compromis doit être trouvé entre intégrité et disponibilité. La fonction de détermination du nombre de sub-divisions peut être fonction de :
- Qualité globale des prédictions calculées
- Evolution de la vitesse
- Evolution de l’altitude
- Evolution du vent
Dans le cas d’une accélération linéaire en palier sans vent, un mode de réalisation est un découpage en secteurs angulaires de taille constante.
Selon un mode de réalisation le critère consiste à déterminer un nombre de subdivisions N, chaque subdivision correspondant à un secteur angulaire d’angle égal a, l’angle a correspondant au secteur angulaire de la transition initiale θο divisée par le nombre de subdivisions N.
On appelle prédictions « rapides » le fait d’utiliser un faible nombre de valeurs pour chaque paramètre dans la subdivision, et prédictions « raffinées » le fait d’utiliser pour chaque paramètre un nombre de valeurs plus importants.
Ainsi l’angle a d’une subdivision est important (N faible) en cas de prédictions « rapides » (peu de valeurs disponibles de chaque paramètre représentatif) et est plus faible (N grand) pour des prédictions « raffinées ».
Dans un autre cas par exemple de décélération avec changement d’altitude, le découpage peut être avec des secteurs angulaires non constant mais par exemple présentant une fonction linéaire le long de la transition (découpage fin au début quand la variation de la décélération est importante puis découpage plus grossier à la fin quand l’avion est en décélération stabilisée, c’est-à-dire que la variation d’accélération est nulle).
Selon un autre mode de réalisation le critère consiste à déterminer un nombre de subdivisions N et la valeur du secteur angulaire a(i) de chaque subdivision Sub(i) en fonction des valeurs prédites, le long de la transition, des paramètres représentatifs. Par exemple en fonction des valeurs prédites de la vitesse par rapport à l’air de l’aéronef, et/ou du vent le et/ou de la température et/ou de l’altitude.
Un autre exemple de méthode de détermination de la taille d’une sub-division est le suivant:
Considérons les 3 assertions suivantes : Vitesse variable le long de la transition ; Altitude variable le long de la transition ; présence de vent le long de la transition.
En fonction de la qualité des prédictions calculées et du nombre d’assertions vraies, une table de détermination du secteur angulaire a(i) ou ouverture angulaire d’une sub-division Sub(i) pourrait être :
| a(i) pour tout i 1 assertion vraie | a(i) pour tout i 2 assertions vraies | a(i) pour tout i 3 assertions vraies | |
| Prédictions « rapides » | CD O o | 60° | 30° |
| Prédictions « raffinées » | 60° | 30° | 15° |
Table de détermination du secteur angulaire d’une subdivision
Selon une variante préférée illustrée figure 9, l’étape 5) du procédé 40 comprend une sous étape 51 dans laquelle on détermine une fonction de variation du paramètre PA(x) en fonction d’une abscisse x sur la transition par une méthode d’interpolation, à partir de la pluralité de valeurs prédites pour chaque paramètre, et une sous étape 52 dans laquelle on détermine la valeur représentative PA(i) de chaque paramètre PA pour chaque subdivision Sub(i) à partir de la fonction de variation du paramètre PA(x) dans la subdivision.
Typiquement x est l’abscisse curviligne de la transition.
Un exemple est illustré figures 10, 11 et 12 lorsque l’on utilise trois paramètres représentatifs, qui sont l’altitude Alt, la vitesse air CAS et l’altitude Alt.
La figure 10 illustre les valeurs prédites de ces paramètres Altki, ... CASki·.., Wki ...le long de la transition (entre xO et xf). Les différentes valeurs de ces paramètres le long de la transition représente un « état avion » aux différents endroits clés de la transition. Ces états vont permettre d’évaluer les variations des différents paramètres représentatifs et dimensionnant.
La figure 11 illustre la fonction de variation de chaque paramètre soit Alt(x), CAS(x) et W(x) qui est ici une fonction affine obtenue par interpolation linéaire par morceau. Bien entendu d’autres méthodes d’interpolation peuvent être utilisées, telles que l’approximation polynomiale ou la régression logarithmique.
Selon un mode de réalisation, la valeur représentative PA(i) d’un paramètre dans une subdivision Sub(i) est égale à la moyenne des valeurs de la fonction de variation PA(x) dans la subdivision.
Ce mode est illustré sur la figure 12, sur laquelle la valeur représentative retenue de chaque paramètre Alt(1) .. CAS(1) ... W(1) ... pour chaque subdivision est égale à la moyenne de la fonction de variation du paramètre Alt(x), CAS(x), W(x) sur la subdivision. A partir de ce triplet moyen, une valeur de rayon de virage moyen est calculé R(i) pour chaque subdivision Sub(i) et la transition améliorée « multi rayon » est calculée par morceaux successifs.
Selon une variante illustrée figure 13, le procédé 40 est réalisé de manière itérative tel que décrit ci-dessous, afin de vérifier la cohérence des rayons de virage calculés et ainsi le caractère volable de la transition améliorée calculée.
Pour cela, les étapes 3 à 7 sont réalisées de manière itérative, une itération étant indicée j, l’indice j=1 correspondant au premier passage comme décrit sur la figure 4. Dans une étape additionnelle 2’) on charge un nombre maximum d’itération M, pour ne pas rester bloqué dans des situations de non convergence et pour limiter la charge CPU du FMS.
A partir de la deuxième itération j=2, on affecte à la transition initiale de l’itération courante j Tini(j) la valeur de la transition améliorée de l’itération précédente j-1 ), et on affecte à la trajectoire initiale de la l’itération courante j Traj-ini(j) la trajectoire améliorée de l’itération précédente j-1 Traj-imp(j-1). Avec ces nouvelles entrées, on réalise un découpage en subdivisions de la trajectoire multi rayon Traj-imp(j-1) et on calcule des rayons de virage courants dont on va vérifier la cohérence avec les rayons de virages calculés à l’itération précédente.
Cela revient à vérifier que les prédictions nouvellement calculées sont bien cohérentes du rayon de virage déterminé.
Pour cela dans une étape 5’) on détermine au moins un paramètre de convergence Pconv entre les rayons de virage courants R(i)/j (itération j) et les rayons de virage précédents R(i)/j-1 (itération j-1 ).
Le procédé réalise une itération supplémentaire lorsque j=1 (pour effectuer au moins une fois un nouveau calcul de rayons de virage) ou en fonction d’une comparaison entre le paramètre de convergence Pconv et un seuil prédéterminé, et tant que j <M.
En effet si au bout du nombre maximum d’itérations M le seuil n’est pas atteint, le procédé s’arrête et on affiche la dernière trajectoire calculée. Optionnellement on informe le pilote de la non convergence, et on lui propose de choisir la meilleure trajectoire améliorée calculée. On peut également définir un ajustement des derniers rayons de virage calculés qui tient compte des rayons calculés aux itérations précédentes.
Lorsque la convergence est obtenue, la dernière trajectoire Traj-imp G) est affichée au pilote, incluant la transition Timp(j).
Selon une variante on calcule une pluralité de paramètre de convergence, un paramètre de convergence Pconv(i) par subdivision. Selon un mode de réalisation, chaque paramètre de convergence est égal au ratio entre le rayon de virage courant R(i)/j et le rayon de virage précédent R(i)/j-1 associés à ladite subdivision :
Pconv(i) = R(i) itération j / R(i) itération j-1.
Le paramètre de convergence s’apparente ici à une dispersion entre les rayons successivement calculés.
Et par exemple on réalise une itération supplémentaire lorsque au moins un paramètre de convergence Pconv(i) est supérieur à un premier seuil S1, par exemple 20% pour le cas précédent de la dispersion.
Selon une autre variante on calcule pour chaque subdivision un ratio entre le rayon de virage courant et le rayon de virage précédent associés à la subdivision, et le paramètre de convergence est égal à la moyenne des ratios. Une itération supplémentaire est réalisée lorsque le paramètre de convergence est supérieur à un deuxième seuil S2, par exemple 15 % pour l’exemple de la dispersion, le deuxième seuil S2 étant plus sévère que le premier seuil S1.
Les deux variantes peuvent bien entendu être combinées entre elles, la convergence étant obtenue lorsque la double condition est satisfaite.
Le procédé selon l’invention peut être mis en œuvre dans différents contextes opérationnels.
Selon une première situation, le procédé est mis en œuvre alors que l’aéronef ne vole pas encore la transition Tini, le point de départ de la transition Tini correspond alors à un point calculé par le FMS.
Selon une deuxième situation le procédé est mis en œuvre alors que l’aéronef est entrain de voler une transition, le point de départ de la transition initiale correspond alors à une position temps réel de l’aéronef.
Selon une variante le procédé selon l’invention est déclenché par le pilote. Selon une autre variante, le procédé 40 est déclenché automatiquement par le FMS, soit à intervalle régulier soit, lorsque l’aéronef est entrain de voler une transition, à partir de la détection d’un écart de position de l’aéronef entre la trajectoire précédemment calculée et ia trajectoire effectivement volée.
Selon un autre aspect l’invention concerne un système de gestion de vol dénommé FMS configuré pour calculer une trajectoire destinée à être volée par un aéronef, le FMS comprenant un module TRAJ, un module PRED et une interface homme machine 12 tels que décrits selon l’état de la technique, ces modules étant configurés de manière spécifique pour mettre en oeuvre le procédé selon l’invention. Ainsi le module de détermination de trajectoire TRAJ est configuré pour déterminer, pour au moins une transition T de la trajectoire issue du plan de vol PV, une transition initiale Tini comprenant au moins un arc présentant un rayon de virage initial RO unique, le rayon de virage initial étant calculé à partir d’une valeur initiale Pao d’au moins un paramètre Pa représentatif de l’état de l’aéronef, la valeur initiale garantissant le caractère volable de la transition et pour déterminer une trajectoire initiale Traj-ini intégrant la transition initiale Tini.
Le module de calcul de prédictions PRED est configuré pour déterminer, pour chaque paramètre, une pluralité de valeurs prédites PAki, Pak2··· du paramètre au cours de la transition initiale, à partir du calcul de la trajectoire initiale.
Le module de calcul de trajectoire TRAJ est en outre configuré :
-pour déterminer une pluralité de subdivisions Sub(i) ordonnées de l’arc de la transition initiale Tini selon un critère prédéterminé,
-pour déterminer, pour chaque subdivision Sub(i), un rayon de virage associé R(i) calculé à partir d’une valeur représentative PA(i) de chaque paramètre pour ladite subdivision, extrapolée à partir de valeurs prédites dans ladite subdivision, et
-pour déterminer une transition améliorée Timp à partir des subdivisions ordonnées Sub(i) et des rayons de virages (Ri) associés successifs et une trajectoire améliorée Traj-imp intégrant la transition améliorée Timp. L’interface homme machine 12 est configurée pour afficher la trajectoire améliorée (Traj-imp) à un pilote de l’aéronef.
Selon un autre aspect, l’invention concerne un produit programme d’ordinateur comprenant des instructions de code permettant d’effectuer les étapes du procédé selon l’invention.
Le procédé peut s’implémenter à partir d’éléments matériel et/ou logiciel. Le procédé peut être disponible en tant que produit programme d’ordinateur sur un support lisible par ordinateur.
Le procédé peut être implémenté sur un système FMS pouvant utiliser un ou plusieurs circuits électronique dédiés ou un circuit à usage général.
La technique du procédé selon l'invention peut se réaliser sur une machine de calcul reprogrammable (un processeur ou un microcontrôleur par exemple) exécutant un programme comprenant une séquence d'instructions, ou sur une machine de calcul dédiée (par exemple un ensemble de portes logiques comme un FPGA ou un ASIC, ou tout autre module matériel).
Les différents modules du système FMS selon l’invention peuvent être implémentés sur un même processeur ou sur un même circuit, ou distribués sur plusieurs processeurs ou plusieurs circuits. Les modules du système selon l’invention consistent en des moyens de calcul incluant un processeur. La référence à un programme d'ordinateur qui, lorsqu'il est exécuté, effectue l'une quelconque des fonctions décrites précédemment, ne se limite pas à un programme d'application s'exécutant sur un ordinateur hôte unique. Au contraire, les termes programme d'ordinateur et logiciel sont utilisés ici dans un sens général pour faire référence à tout type de code informatique (par exemple, un logiciel d'application, un micro logiciel, un microcode, ou toute autre forme d'instruction d'ordinateur) qui peut être utilisé pour programmer un ou plusieurs processeurs pour mettre en œuvre des aspects des techniques décrites ici.
Claims (15)
- REVENDICATIONS1. Procédé de calcul (40), par un système de gestion de vol dénommé FMS, d’une trajectoire destinée à être volée par un aéronef, une trajectoire étant déterminée à partir d’un plan de vol (PV) comprenant une série ordonnée de segments (Legs) définis par une norme aéronautique, un segment correspondant à une consigne pour calculer une trajectoire élémentaire, la trajectoire se construisant de proche en proche à partir des consignes contenues dans chaque segment, une portion de trajectoire permettant de relier les trajectoires élémentaires correspondant à deux segments consécutifs non alignés étant dénommée transition (T), le procédé comprenant les étapes, calculées par le FMS, consistant à,:- pour au moins une transition (T) de la trajectoire issue du plan de vol (PV):1) déterminer une transition initiale (Tini) comprenant au moins un arc présentant un rayon de virage initial (R0) unique, ledit rayon de virage initial étant calculé à partir d’une valeur initiale (PAo) d’au moins un paramètre (PA) représentatif de l’état de l’aéronef, ladite valeur initiale garantissant le caractère volable de la transition,
- 2) déterminer une trajectoire initiale (Traj-ini) intégrant la transition initiale (Tini),
- 3) déterminer pour chaque paramètre une pluralité de valeurs prédites (PAki, Pak2) dudit paramètre au cours de la transition initiale, à partir du calcul de la trajectoire initiale,
- 4) déterminer une pluralité de subdivisions (Sub(i)) ordonnées de l’arc de la transition initiale (Tini) selon un critère prédéterminé,
- 5) pour chaque subdivision (Sub(i)) déterminer un rayon de virage associé (R(i)) calculé à partir d’une valeur représentative (PA(i)) de chaque paramètre pour ladite subdivision, extrapolée à partir de valeurs prédites dans ladite subdivision,
- 6) déterminer une transition améliorée (Timp) à partir des subdivisions ordonnées (Sub(i)) et des rayons de virages (Ri) associés successifs,
- 7) déterminer une trajectoire améliorée (Traj-imp) intégrant la transition améliorée (Timp),
- 8) afficher la trajectoire améliorée (Traj-imp) à un pilote de l’aéronef.2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel l’étape 5) comprend les sous étapes consistant à :- déterminer (51) une fonction de variation du paramètre (PA(x)) en fonction d’une abscisse (x) sur la transition par une méthode d’interpolation, à partir de la pluralité de valeurs prédites pour chaque paramètre,-déterminer (52) la valeur représentative (Pa(î)) de chaque paramètre (PA) pour chaque subdivision (Sub(i)) à partir de la fonction de variation du paramètre (PA(x)) dans la subdivision.3. Procédé selon la revendication 2 dans lequel la valeur représentative (Pa(î)) d’un paramètre dans une subdivision (Sub(i)) est égale à la moyenne des valeurs de la fonction de variation (PA(x)) dans la subdivision.4. Procédé selon l’une des revendications précédentes dans lequel un paramètre est la vitesse de l’aéronef par rapport à l’air (CAS).5. Procédé selon l’une des revendications précédentes dans lequel le rayon de virage est déterminé à partir d’un ensemble de paramètres comprenant, outre la vitesse de l’aéronef par rapport à l’air (CAS), le vent (W) et/ou l’altitude de l’aéronef (Alt) et/ou la température (Temp) à l’extérieur de l’aéronef.6. Procédé selon l’une des revendications précédentes dans lequel ledit critère consiste à déterminer un nombre de subdivisions (N), chaque subdivision présentant un secteur angulaire identique (a).7. Procédé selon l’une des revendications précédentes dans lequel ledit critère consiste à déterminer un nombre de subdivisions (N), et un secteur angulaire (a(i)) pour chaque subdivision (Sub(i)) en fonction des valeurs prédites des paramètres représentatifs le long de la transition.8. Procédé selon l’une des revendications précédentes dans lequel les étapes 3 à 7 sont réalisées de manière itérative, une itération étant indicée j, le procédé comprenant en outre une étape 2’) consistant à charger un nombre maximum d’itération M, et dans lequel à partir de la deuxième itération j=2, on affecte à la transition initiale de l’itération courante j (Tini(j)) la valeur de la transition améliorée de l’itération précédente j-1 (Timp(j-1)), et on affecte à la trajectoire initiale de la l’itération courante j (Traj-ini(j)) la trajectoire améliorée de l’itération précédente j-1 (Traj-imp(j-1)), le procédé comprenant en outre l’étape consistant à :5’) déterminer au moins un paramètre de convergence (Pconv) entre les rayons de virage courants (R(i)/j) et les rayons de virage précédents (R(i)/j1).le procédé réalisant une itération supplémentaire lorsque j=1 ou en fonction d’une comparaison entre le paramètre de convergence (Pconv) et un seuil prédéterminé, et tant que j <M.
- 9. Procédé selon la revendication 8 dans lequel on calcule un paramètre de convergence (Pconv(i)) par subdivision (Sub(i)), ledit paramètre de convergence étant égal au ratio entre le rayon de virage courant (R(i)/j)) et le rayon de virage précédent (R(i)/j-1) associés à ladite subdivision, une itération supplémentaire étant réalisée lorsque au moins un des paramètres de convergence (Pconv(i)) est supérieur à un premier seuil (S1).
- 10. Procédé selon l’une des revendications 8 à 9 dans lequel on calcule pour chaque subdivision un ratio entre le rayon de virage courant et le rayon de virage précédent associés à ladite subdivision, le paramètre de convergence étant égal à la moyenne desdits ratios, une itération supplémentaire étant réalisée lorsque le paramètre de convergence est supérieur à un deuxième seuil (S2).
- 11. Procédé selon l’une des revendications précédentes, ledit procédé étant mis en œuvre alors que l’aéronef ne vole pas encore ladite transition, un point de départ de la transition correspondant à un point calculé par le FMS.
- 12. Procédé selon l’une des revendications 1 à 10, ledit procédé étant mis en œuvre alors que l’aéronef est entrain de voler une transition, un point de départ de la transition initiale correspondant à une position temps réel de l’aéronef.
- 13. Procédé selon l’une des revendications 1 à 12, ledit procédé étant déclenché automatiquement par le FMS, soit à intervalle régulier soit, lorsque l’aéronef est entrain de voler une transition, à partir de la détection d’un écart de position de l’aéronef entre la trajectoire précédemment calculée et la trajectoire volée.
- 14. Système de gestion de vol dénommé FMS configuré pour calculer une trajectoire destinée à être volée par un aéronef, une trajectoire étant déterminée à partir d’un plan de vol (PV) comprenant une série ordonnée de segments (Legs) définis par une norme aéronautique, un segment correspondant à une consigne pour calculer une trajectoire élémentaire, la trajectoire se construisant de proche en proche à partir des consignes contenues dans chaque segment, une portion de trajectoire permettant de relier les trajectoires élémentaires correspondant à deux segments consécutifs non alignés étant dénommée transition (T), le FMS comprenant :- un module de détermination de trajectoire (TRAJ) configuré pour déterminer, pour au moins une transition (T) de la trajectoire issue du plan de vol (PV), une transition initiale (Tini) comprenant au moins un arc présentant un rayon de virage initial (RO) unique, ledit rayon de virage initial étant calculé à partir d’une valeur initiale (PAo) d’au moins un paramètre (PA) représentatif de l’état de l’aéronef, ladite valeur initiale garantissant le caractère volable de la transition et pour déterminer une trajectoire initiale (Traj-ini) intégrant la transition initiale (Tini),- un module de calcul de prédictions (PRED) configuré pour déterminer, pour chaque paramètre, une pluralité de valeurs prédites (PAki, PAK2) dudit paramètre au cours de la transition initiale, à partir du calcul de la trajectoire initiale, le module de calcul de trajectoire étant en outre configuré pour déterminer une pluralité de subdivisions (Sub(i)) ordonnées de l’arc de la transition initiale (Tini) selon un critère prédéterminé, pour déterminer, pour chaque subdivision (Sub(i)), un rayon de virage associé (R(i)) calculé à partir d’une valeur représentative (PA(i)) de chaque paramètre pour ladite subdivision, extrapolée à partir de valeurs prédites dans ladite subdivision, et pour déterminer une transition améliorée (Timp) à partir des subdivisions ordonnées (Sub(i)) et des rayons de virages (Ri) associés successifs et une trajectoire améliorée (Traj-imp) intégrant la transition améliorée (Timp),-une interface homme machine (12) configurée pour afficher la trajectoire 5 améliorée (Traj-imp) à un pilote de l’aéronef.
- 15. Un produit programme d’ordinateur, ledit programme d’ordinateur comprenant des instructions de code permettant d’effectuer les étapes du procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 12.1/10
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