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WO2021099493A1 - Procédé d'aide à l'atterrissage d'un aéronef sur une piste d'atterrissage - Google Patents

Procédé d'aide à l'atterrissage d'un aéronef sur une piste d'atterrissage Download PDF

Info

Publication number
WO2021099493A1
WO2021099493A1 PCT/EP2020/082736 EP2020082736W WO2021099493A1 WO 2021099493 A1 WO2021099493 A1 WO 2021099493A1 EP 2020082736 W EP2020082736 W EP 2020082736W WO 2021099493 A1 WO2021099493 A1 WO 2021099493A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
axis
runway
landing
aircraft
radar
Prior art date
Application number
PCT/EP2020/082736
Other languages
English (en)
Inventor
Rodolphe Cottron
Jean-Philippe LEBRAT
Yoan VEYRAC
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 US17/774,781 priority Critical patent/US20220406202A1/en
Publication of WO2021099493A1 publication Critical patent/WO2021099493A1/fr

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    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft
    • G08G5/50—Navigation or guidance aids
    • G08G5/54—Navigation or guidance aids for approach or landing

Definitions

  • TITLE Method for assisting the landing of an aircraft on an airstrip
  • the present invention relates to a method for assisting the landing of an aircraft on an airstrip.
  • the present invention also relates to an associated landing aid device.
  • a known landing aid device includes a radar for acquiring images of the airstrip.
  • a computer compares the images acquired with reference images from an image database.
  • the database includes, among other things, images of runways from a number of airports. The comparison makes it possible to identify the landing strip, which then makes it possible, based on characteristic elements of the image, to calculate the relative position of the aircraft with respect to the runway.
  • the invention relates to a method for assisting the landing of an aircraft on a landing runway, the landing runway having a longitudinal axis at equal distance from the longitudinal edges of the runway, called axis of the runway, the landing strip comprising a set of characteristic elements, the characteristic elements being distributed on the landing strip in at least two longitudinal rows and at least one transverse row, the longitudinal rows being substantially parallel to the 'axis of the track, two of the longitudinal rows each being disposed along a distinct longitudinal edge of the track, the or each transverse row being substantially perpendicular to the axis of the track, the last transverse row in the direction of landing of aircraft on the runway being called runway threshold, the method being implemented by a landing aid device comprising a radar and a computer, the radar having a longitudinal detection axis, called the radar axis, the method comprising:
  • the horizontal projection of the radar being the orthogonal projection of the position of the radar in the horizontal plane of the runway
  • the landing aid method comprises one or more of the following characteristics, taken in isolation or in any technically possible combination:
  • the angular offset determination step includes:
  • the distance determination step includes:
  • the distance determination step includes:
  • the method comprises a step of determining the value of at least one trajectory quantity as a function of the determined axial offset and of the distance to the determined runway threshold, the or each path quantity being chosen from: an angular lateral deviation of the aircraft, an angular vertical deviation of the aircraft, a metric lateral deviation of the aircraft and a metric vertical deviation of the aircraft.
  • the method comprises a first step of determining the horizontal speed of the aircraft relative to the axis of the runway expressed as two components as a function of the variation over time of the distance to the runway threshold and of the variation during the time of the axial shift.
  • the method comprises a second step of determining the horizontal speed of the aircraft with respect to the axis of the runway expressed as two components as a function of the values over time of the determined angular offset and of the Cartesian coordinates of the corrected detections of said angular offset.
  • the second step of determining the horizontal speed of the aircraft comprises: - the determination of a first cloud of points representative of the real positions of the detections at a first instant, corrected by the value of the determined angular offset,
  • the invention further relates to a device for assisting the landing of an aircraft on a landing runway, the landing runway having a longitudinal axis at an equal distance from the longitudinal edges of the runway, called the runway axis.
  • the runway comprising a set of characteristic elements, the characteristic elements being distributed on the landing strip in at least two longitudinal rows and at least one transverse row, the longitudinal rows being substantially parallel to the axis of the runway, two of the longitudinal rows each being arranged along a distinct longitudinal edge of the runway, the or each transverse row being substantially perpendicular to the axis of the runway, the last transverse row in the direction of landing of the runway aircraft on the runway being called the runway threshold
  • the landing aid device comprising a radar and a computer, the radar having a longitudinal detection axis, called the radar axis , the landing aid device being configured to implement a landing aid method as described above.
  • the invention also relates to an aircraft comprising a landing aid device as described above.
  • Figure 1 Figure 1
  • Figure 2 Figure 2
  • Figure 2 a top view schematic representation of an example of a landing strip and the horizontal projection of a radar of the aircraft in the horizontal plane of the landing strip
  • Figure 3 a schematic representation of an example of a landing aid device computer
  • Figure 4 a flowchart of an example of a landing aid process
  • Figure 5 a schematic top view of the landing strip of Figure 2 to which reference points and angles have been added, and
  • Figure 6 a schematic side view of the landing runway of Figure 2 to which reference points and angles have been added.
  • a landing strip 10 and an aircraft 12 in flight are shown in Figure 1. As can be seen in this FIG. 1, the aircraft 12 is approaching the airstrip 10 with a view to landing on this runway 10.
  • Airstrip 10 is a rectangular surface intended for the landing and take-off of aircraft. Airstrip 10 has longitudinal edges (two) and transverse ends (two) delimiting airstrip 10.
  • the length of the airstrip 10 is, for example, between 3 kilometers (km) and 4 km.
  • the width of the airstrip 10 is, for example, between 25 m and 45 m.
  • the landing runway 10 has a longitudinal axis in the longitudinal direction of the runway 10 and at an equal distance from the longitudinal edges of the runway 10. This longitudinal axis is called the axis of the Y runway.
  • An axis perpendicular to the axis of the track Y is also represented in FIG. 2, by the reference "X".
  • the landing strip 10 comprises a set of characteristic elements 16.
  • the characteristic elements 16 are, for example, lamps, also called light beacons.
  • the characteristic elements 16 are radar reflectors (trihedron type or Luneberg lenses).
  • the characteristic elements 16 are other elements existing on a landing strip.
  • the characteristic elements 16 are distributed on the landing strip 10 in at least two longitudinal rows 18A, 18B and at least one transverse row 20.
  • the longitudinal rows 18A, 18B are substantially parallel to the axis of the track Y. Two of the longitudinal rows 18A, 18B are each arranged along a distinct longitudinal edge of the track 10. By the term “arranged along”, it is understood that the rows are arranged less than three meters from the corresponding longitudinal edge.
  • the or each transverse row 20 is substantially perpendicular to the axis of the runway Y.
  • the landing runway 10 comprises three transverse rows 20A, 20B, 20C of characteristic elements 16.
  • the last transverse row 20A in the direction of landing of the aircraft on runway 10 is called the runway threshold (row 20A in the example of FIG. 2).
  • the landing runway 10 comprises at least three longitudinal rows: the two longitudinal rows 18A, 18B and a third longitudinal row 18C (not shown) arranged along the axis of the runway Y and below the threshold of track.
  • the aircraft 12 is, for example, an airplane or a helicopter.
  • the aircraft 12 includes a device 30 for landing assistance.
  • the device 30 comprises at least one radar 32 and a computer 34.
  • Radar 32 defines a coordinate system represented in FIG. 1 by a Cartesian coordinate system with center OR, abscissa XR, ordinate YR and elevation ZR.
  • the YR axis is the longitudinal axis of detection and is called the radar axis.
  • the axis of the radar YR coincides with the longitudinal axis of the aircraft 12.
  • Radar 32 is advantageously a millimeter wave radar.
  • the distance resolution of the radar is of the order of a few meters, and the angular resolution of the radar is fine, that is to say of the order of a few tenths of a degree.
  • the radar 32 preferably comprises at least three reception channels making it possible to measure, for each detection, the radial distance of the detection, the circular angle in the frame of the radar 32 of the detection and the elevation angle in the frame. of the detection radar 32.
  • the radial distance from any point M is its distance from the origin OR of the coordinate system.
  • the circular angle, or the circular is the angle of the projection on the plane (ORXRYR) of the angle carried by the axis (ORYR) and the line (ORC) passing through the target point C.
  • the angle elevation is the angle formed between the plane (ORXRYR) of radar 32 and the line going from radar 32 to the target point C.
  • the computer 34 is, for example, a computer.
  • the computer 34 comprises a processor 40 comprising a data processing unit 42, memories 44, an information medium reader 46 and, optionally, a man-machine interface 48 comprising a keypad 50 and a display 52.
  • the processing unit 42 interacts with a computer program product.
  • the computer program product includes information media.
  • the information medium is a medium readable by the processing unit 42.
  • the readable information medium is a medium suitable for storing electronic instructions and capable of being coupled to a bus of a computer system.
  • the information medium is a USB key, a floppy disk or flexible disk (from the English name "Floppy dise"), an optical disk, a CD-ROM, a magneto-optical disk, a ROM memory. , a RAM memory, an EPROM memory, an EEPROM memory, a magnetic card or an optical card.
  • the computer program including program instructions is stored on the information medium.
  • the computer program can be loaded onto the data processing unit 42 and is suitable for causing the implementation of steps of a landing aid method which will be described in the following description.
  • the computer 34 is produced in the form of one or more programmable logic components, such as FPGAs (standing for Field Programmable Gâte Array), or in the form of one or more dedicated integrated circuits. , such as ASICs (Application Specifies Integrated Circuit).
  • the computer 34 is in this case configured to implement steps of a landing aid method as will be described in the remainder of the description.
  • the computer 34 is on board the radar 32.
  • FIG. 4 schematically illustrates an example of the implementation of a landing aid method.
  • the landing aid method is implemented during an approach of the aircraft 12 to the runway 10 for a landing.
  • the landing aid method is advantageously implemented in real time, that is to say at all times.
  • the landing aid method comprises a step 100 of detection, by the radar 32, of characteristic elements 16 of the landing runway 10.
  • Each detection is associated with coordinates.
  • each detection is defined by a radial distance, a circular angle in the frame of the radar 32 and an elevation angle in the frame of the radar 32.
  • an image is thus obtained.
  • each detection can be defined by a radial distance D, an elevation angle S, defined with respect to the horizontal local to the aircraft 12 and a bearing angle G, defined with respect to the longitudinal axis of the aircraft 12.
  • the radar 32 applies a processing of the constant false alarm rate type (CFAR for “constant false alarm rate”) to the radar image obtained, which allows better detection of the characteristic elements 16.
  • CFAR constant false alarm rate
  • a CFAR processing is applied which makes it possible to provide a list of detections with their coordinates.
  • the landing aid method comprises a step 110 of determining the angular offset T between the axis of the radar Y R and the axis of the runway Y as a function of the coordinates of the characteristic elements 16 detected.
  • the determination step 110 is implemented by the computer 34.
  • the characteristic elements 16 are aligned in rows parallel to the axis of the Y track.
  • the step of determining 110 comprises converting the coordinates of the elements detected into Cartesian coordinates.
  • x denotes a Cartesian coordinate along the x-axis
  • the step of determining 110 comprises, for test values of angular offset T est , determining, for each detection, a Cartesian coordinate along the x-axis, corrected by the value of said angular offset T test -
  • Les test values of angular shift T is the values included in a predetermined range of values with a predetermined step.
  • the range of values is, for example, between -10 degrees (°) and 10 ° and the predetermined step equal to a tenth of a degree.
  • the determination step 110 comprises determining the number of detections corresponding to each Cartesian coordinate corrected along the abscissa axis.
  • the angular offset value T is associated with the greatest number of detections is the angular offset T between the axis of the radar YR and the axis of the track Y.
  • the angular shift T is refined by finding the position of the maximum of the second-order regression around this peak.
  • the angular offset T is obtained by performing a principal component analysis (PCA) of the list of detections.
  • PCA principal component analysis
  • the covariance matrix of the pairs (x, y) is first calculated, which makes it possible to deduce the eigenvectors and finally the angular shift T.
  • the angular offset T is obtained by applying a Hough transform to the list of detections, and the accumulation point gives the angular offset T
  • the second and third examples give less robust results than the first example, because each characteristic element does not always correspond to a detection (probability of detection ⁇ 1), or some detections may not be characteristic elements 16 (other objects to be detected). proximity to the runway which may lead to detection or false alarm).
  • the landing aid method comprises a step 120 of determining the relative position of the aircraft 12 with respect to the landing runway 10 as a function of the determined angular offset T and of the coordinates of the characteristic elements 16 detected.
  • the determination step 120 is implemented by the computer 34.
  • a first distance called the axial offset D A and a second distance called the distance to the runway threshold D S HT are determined.
  • the axial offset D A is the distance from the orthogonal projection on the axis of the track Y from the horizontal projection PH of the radar 32.
  • the horizontal projection PH of the radar 32 is the orthogonal projection of the position of the radar 32 in the horizontal plane of runway 10.
  • the distance to the runway threshold D S HT is the distance from the orthogonal projection on the line passing through the runway threshold of the horizontal projection PH of radar 32.
  • the axial shift D A is obtained by determining a histogram of the positions along the abscissa axis of each detection as a function of the optimum Cartesian coordinates of each detection.
  • the histogram obtained has as many peaks as there are longitudinal rows of characteristic elements 16 on track 10. Consequently, the histogram comprises at least two lateral peaks corresponding to the two longitudinal rows 18A, 18B extending along the longitudinal edges. of the landing runway 10.
  • the axial offset D A corresponds, for example, to the average of the coordinates along the abscissa axis (in x) of the two lateral peaks.
  • the histogram obtained also has a central peak between the two lateral peaks.
  • the axial offset D A is, for example, the x-position of the central peak.
  • the distance to the runway threshold D S HT is obtained by determining a histogram of the positions along the ordinate axis of each detection in function of the optimal Cartesian coordinates of each detection.
  • the histogram obtained shows as many peaks as there are transverse rows of characteristic elements 16 on track 10.
  • the distance to the runway threshold D S HT is in this case the coordinate along the ordinate axis (in y) of the peak. furthest away, that is, the peak with the largest y coordinate.
  • the landing aid method comprises a step 130 of determining the value of at least one trajectory quantity as a function of the determined axial offset D A and of the determined distance to the runway threshold D S HT.
  • the determination step 130 is implemented by the computer 34.
  • the trajectory deviations are, for example, defined by the DO-253C standard, relative to the “Final Approach Segment” tool (from English abbreviated to FAS translated into French by “Final Approach Segment ”) Defined by the DO-229E standard.
  • the LTP point (from the English “Landing Threshold Point” translated into French by "landing threshold point") is the ground point S located at the intersection of the axis of the runway Y and the threshold of track.
  • the FPAP point (flight path alignment point) is a point located in relation to the LTP. They are aligned along the Y track axis, and the difference between these two points is given in latitude and longitude.
  • the GARP point is a point located on the axis of the Y track and positioned 305 meters beyond the FPAP.
  • the GPIP point (point of interception of the alignment of the descent) is located 290m from the LTP along the axis of the Y track.
  • the GPA angle (from the English “Glide Path Angle” translated into French as “descent angle”) represents the angle of the ideal trajectory with respect to the local horizontal at the LTP. It is generally worth 3 °.
  • the "Final Approach Segment” tool calculates the position of GPIP, FPAP and GARP points.
  • the or each trajectory quantity is chosen from: an angular lateral deviation of the aircraft 12, an angular vertical deviation a of the aircraft 12, a metric lateral deviation of the aircraft 12 and a metric vertical deviation of the aircraft 12.
  • An angular lateral deviation is a deviation relative to the vertical terrestrial plane passing by the axis of the track Y.
  • An angular vertical deflection is a deviation relative to a cone whose vertex is the GPIP, the axis of revolution is the terrestrial vertical at the GPIP and the angle relative to the terrestrial horizontal plane at the GPIP is an angle called the GPA (from the English "Glide Path Angle" translated into French as "angle of descent”).
  • the metric lateral deviation is equal to the axial offset D A.
  • H the height of the aircraft relative to the horizontal terrestrial plane at the GPIP (shown in Figure 6).
  • the height H of the aircraft is information external to the radar 32 or, preferably, determined by the radar 32.
  • the distance to the runway threshold D S HT which is a distance in the terrestrial horizontal plane to the GPIP and the axial offset D A which is a distance in the plane horizontal terrestrial at GPIP.
  • the distance to the runway threshold D S HT is linked to the height H of the aircraft 12 by the following formula:
  • D s is the oblique distance of radar 32 from the axis of track Y.
  • the landing aid method comprises a first step 140 of determining the horizontal speed of the aircraft 12 with respect to the axis of the runway Y expressed according to two components Vx, Vy as a function of the variation at course of time of the distance to the runway threshold D S HT and of the variation over time of the axial offset D A.
  • the component Vx is the component of the velocity projected on the x-axis.
  • the component Vy is the component of the speed projected on the y-axis.
  • the determination step 140 is implemented by the computer 34.
  • the variation over time of the distance to the runway threshold DSHT gives the component Vy of the speed
  • the variation over time of the axial offset D A gives the component Vx of the speed
  • the landing aid method comprises a second step 150 of determining the horizontal speed of the aircraft 12 relative to the axis of the runway Y expressed according to the two components Vx, Vy as a function of the values at during the time of the determined angular offset T and of the Cartesian coordinates of the corrected detections of said angular offset T.
  • the determination step 150 is implemented by the computer 34.
  • the second step 150 of determining the horizontal speed of the aircraft 12 comprises, for example:
  • the first instant T1 is, for example, the current instant.
  • the second instant T2 is, for example, the next instant.
  • the test values of the components Vx, Vy are for example included in an interval of predetermined values.
  • the components Vx, Vy of the horizontal speed corresponding to the minimum distance value are considered to be the components of the horizontal speed of the aircraft 12.
  • the components components Vx, Vy are therefore obtained as a function of the calculated minimum distance and of the time difference between the current instant T1 and the second instant T2.
  • the calculated distance between point clouds is the chamfer distance defined by:
  • the landing aid method comprises a step 160 of determining a confidence indicator by comparing the components (Vx, Vy) of the horizontal speed of the aircraft 12 obtained by the first and the second step of determination.
  • the determination step 160 is implemented by the computer 34.
  • the determined confidence index is strictly less than a threshold confidence index value. Otherwise, the value of the confidence index is greater than the threshold value.
  • a confidence index value greater than the threshold value indicates that the relative position of the aircraft 12 determined in the determination step 110 is reliable, as are the values obtained for horizontal speed. Otherwise, the determined values are likely to be incorrect.
  • the device and the method described make it possible to determine various parameters aiding the landing of the aircraft 12, and to do so autonomously, without resorting to a database and without making any assumptions about the precise arrangement of the characteristic elements. 16 of the landing runway 10.
  • Such a device and such a method can therefore be used whatever the airport and whatever the landing runway 10. In particular, only characteristic elements 16 already present on the runway are used. useful for the implementation of the method. Thus, no additional ground infrastructure is required.
  • Such a landing aid device 30 is thus capable of supplementing or replacing an ILS system (from the English “Instrument Landing System” translated into French as “Instrument landing system”).
  • the method and the device described allow reliable aid for the landing of an aircraft 12 regardless of the landing airport while consuming less resources.

Landscapes

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Abstract

La présente invention concerne un procédé d'aide à l'atterrissage d'un aéronef (12) sur une piste d'atterrissage (10), le procédé comprenant : - la détection, par un radar (32), d'éléments caractéristiques (16) de la piste d'atterrissage (10), - la détermination du décalage angulaire entre l'axe du radar (YR) et l'axe de la piste en fonction des coordonnées des éléments caractéristiques (16) détectés, et - la détermination, en fonction du décalage angulaire déterminé et des coordonnées des éléments caractéristiques (16) détectés, de : • la distance de la projection orthogonale sur l'axe de la piste de la projetée horizontale du radar (32), et • la distance de la projection orthogonale sur la droite passant par le seuil de piste de la projetée horizontale du radar (32).

Description

DESCRIPTION
TITRE : Procédé d’aide à l’atterrissage d’un aéronef sur une piste d’atterrissage
La présente invention concerne un procédé d’aide à l’atterrissage d’un aéronef sur une piste d’atterrissage. La présente invention concerne aussi un dispositif d’aide à l’atterrissage associé.
Dans le domaine de l’aéronautique, il est connu d’équiper les aéronefs de dispositifs d’aide à l’atterrissage. De tels dispositifs visent notamment à déterminer la position de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage.
Un dispositif d’aide à l’atterrissage connu comprend un radar permettant d’acquérir des images de la piste d’atterrissage. Pour déterminer la position relative de l’aéronef par rapport à la piste, un calculateur compare les images acquises à des images de référence issues d’une base de données d’images. La base de données comprend notamment des images de pistes d’atterrissage d’un ensemble d’aéroports. La comparaison permet d’identifier la piste d’atterrissage, ce qui permet ensuite, en fonction d’éléments caractéristiques de l’image, de calculer la position relative de l’aéronef par rapport à la piste.
Néanmoins, un tel dispositif d’aide permet une aide fiable seulement si la piste d’atterrissage est référencée dans la base de données d’images. En outre, un tel dispositif est lourd à embarquer dans l’aéronef, notamment du fait de sa base de données qui occupe un volume mémoire important.
Il existe donc un besoin pour un dispositif d’aide à l’atterrissage qui permette une aide fiable quel que soit l’aéroport d’atterrissage tout en étant moins consommateur de ressources.
A cet effet, l’invention a pour objet un procédé d’aide à l’atterrissage d’un aéronef sur une piste d’atterrissage, la piste d’atterrissage ayant un axe longitudinal à égal distance des bords longitudinaux de la piste, appelé axe de la piste, la piste d’atterrissage comprenant un ensemble d’éléments caractéristiques, les éléments caractéristiques étant répartis sur la piste d’atterrissage en au moins deux rangées longitudinales et au moins une rangée transversale, les rangées longitudinales étant sensiblement parallèles à l’axe de la piste, deux des rangées longitudinales étant disposées chacune le long d’un bord longitudinal distinct de la piste, la ou chaque rangée transversale étant sensiblement perpendiculaire à l’axe de la piste, la dernière rangée transversale dans le sens d’atterrissage des aéronefs sur la piste étant appelée seuil de piste, le procédé étant mis en œuvre par un dispositif d’aide à l’atterrissage comprenant un radar et un calculateur, le radar ayant un axe longitudinal de détection, dit axe du radar, le procédé comprenant :
- la détection, par le radar, d’éléments caractéristiques de la piste d’atterrissage, chaque détection étant associée à des coordonnées,
- la détermination du décalage angulaire entre l’axe du radar et l’axe de la piste en fonction des coordonnées des éléments caractéristiques détectés, et
- la détermination, en fonction du décalage angulaire déterminé et des coordonnées des éléments caractéristiques détectés, de :
• la distance de la projection orthogonale sur l’axe de la piste de la projetée horizontale du radar, appelée décalage axial, la projetée horizontale du radar étant la projection orthogonale de la position du radar dans le plan horizontal de la piste, et
• la distance de la projection orthogonale sur la droite passant par le seuil de piste de la projetée horizontale du radar, appelée distance au seuil de piste.
Selon d’autres aspects avantageux de l’invention, le procédé d’aide à l’atterrissage comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :
- l’étape de détermination du décalage angulaire comprend :
- la conversion des coordonnées de chaque détection en coordonnées cartésiennes,
- pour chaque valeur de décalage angulaire comprise dans un intervalle de valeurs prédéterminées, la détermination, pour chaque détection, d’une coordonnée cartésienne selon l’axe des abscisses, corrigée de la valeur dudit décalage angulaire,
- pour chaque valeur de décalage angulaire comprise dans l’intervalle de valeurs prédéterminées, la détermination du nombre de détections correspondant à chaque coordonnée cartésienne corrigée selon l’axe des abscisses, la valeur de décalage angulaire associée au plus grand nombre de détections étant le décalage angulaire entre l’axe du radar et l’axe de la piste.
- l’étape de détermination de distances comprend :
- le calcul des coordonnées cartésiennes de chaque détection, corrigées du décalage angulaire déterminé à l’étape de détermination, dites coordonnées cartésiennes optimales, - la détermination d’un histogramme des positions selon l’axe des abscisses de chaque détection en fonction des coordonnées cartésiennes optimales de chaque détection, l’histogramme ayant au moins deux pics, et
- la détermination du décalage axial en fonction des coordonnées cartésiennes selon l’axe des abscisses d’au moins les deux pics de l’histogramme.
- l’étape de détermination de distances comprend :
- le calcul des coordonnées cartésiennes de chaque détection, corrigées du décalage angulaire déterminé à l’étape de détermination, dite coordonnées cartésiennes optimales,
- la détermination d’un histogramme des positions selon l’axe des ordonnées de chaque détection en fonction des coordonnées cartésiennes optimales de chaque détection, l’histogramme ayant au moins un pic, et
- la détermination de la distance au seuil de piste en fonction des coordonnées cartésiennes selon l’axe des ordonnées du ou des pics de l’histogramme.
- le procédé comprend une étape de détermination de la valeur d’au moins une grandeur de trajectoire en fonction du décalage axial déterminé et de la distance au seuil de piste déterminée, la ou chaque grandeur de trajectoire étant choisie parmi : une déviation latérale angulaire de l’aéronef, une déviation verticale angulaire de l’aéronef, une déviation latérale métrique de l’aéronef et une déviation verticale métrique de l’aéronef.
- le procédé comprend une première étape de détermination de la vitesse horizontale de l’aéronef par rapport à l’axe de la piste exprimée selon deux composantes en fonction de la variation au cours du temps de la distance au seuil de piste et de la variation au cours du temps du décalage axial.
- le procédé comprend une deuxième étape de détermination de la vitesse horizontale de l’aéronef par rapport à l’axe de la piste exprimée selon deux composantes en fonction des valeurs au cours du temps du décalage angulaire déterminé et des coordonnées cartésiennes des détections corrigées dudit décalage angulaire.
- la deuxième étape de détermination de la vitesse horizontale de l’aéronef comprend : - la détermination d’un premier nuage de points représentatif des positions réelles des détections à un premier instant, corrigées de la valeur du décalage angulaire déterminé,
- la détermination d’un deuxième nuage de points représentatif des positions réelles des détections à un deuxième instant, corrigées de la valeur du décalage angulaire déterminé, le deuxième instant étant postérieur au premier instant,
- la détermination, pour des valeurs tests des composantes de la vitesse horizontale de l’aéronef, de troisièmes nuages de points représentatifs des positions théoriques des détections au deuxième instant en fonction du premier nuage de points, et
- le calcul de la distance entre le premier nuage de points et chaque troisième nuage de points, les composantes de la vitesse horizontale étant obtenues en fonction de la distance minimale calculée et de l’écart de temps entre le premier instant et le deuxième instant.
L’invention concerne, en outre, un dispositif d’aide à l’atterrissage d’un aéronef sur une piste d’atterrissage, la piste d’atterrissage ayant un axe longitudinal à égal distance des bords longitudinaux de la piste, appelé axe de la piste, la piste d’atterrissage comprenant un ensemble d’éléments caractéristiques, les éléments caractéristiques étant répartis sur la piste d’atterrissage en au moins deux rangées longitudinales et au moins une rangée transversale, les rangées longitudinales étant sensiblement parallèles à l’axe de la piste, deux des rangées longitudinales étant disposées chacune le long d’un bord longitudinal distinct de la piste, la ou chaque rangée transversale étant sensiblement perpendiculaire à l’axe de la piste, la dernière rangée transversale dans le sens d’atterrissage des aéronefs sur la piste étant appelée seuil de piste, le dispositif d’aide à l’atterrissage comprenant un radar et un calculateur, le radar ayant un axe longitudinal de détection, dit axe du radar, le dispositif d’aide à l’atterrissage étant configuré pour mettre en œuvre un procédé d’aide à l’atterrissage tel que décrit précédemment.
L’invention concerne aussi un aéronef comprenant un dispositif d’aide à l’atterrissage tel que décrit précédemment.
D’autres caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui suit de modes de réalisation de l’invention, donnée à titre d’exemple uniquement, et en référence aux dessins qui sont :
- [Fig 1] figure 1, une représentation schématique d’un aéronef approchant d’une piste d’atterrissage, - [Fig 2] figure 2, une représentation schématique vue de dessus d’un exemple de piste d’atterrissage et de la projetée horizontale d’un radar de l’aéronef dans le plan horizontal de la piste d’atterrissage,
- [Fig 3] figure 3, une représentation schématique d’un exemple du calculateur d’un dispositif d’aide à l’atterrissage,
- [Fig 4] figure 4, un organigramme d’un exemple d’un procédé d’aide à l’atterrissage,
- [Fig 5] figure 5, une représentation schématique vue de dessus de la piste d’atterrissage de la figure 2 sur laquelle a été ajouté des points et angles de référence, et
- [Fig 6] figure 6, une représentation schématique vue de côté de la piste d’atterrissage de la figure 2 sur laquelle a été ajouté des points et angles de référence.
Une piste d’atterrissage 10 et un aéronef 12 en vol sont illustrés par la figure 1 . Comme visible sur cette figure 1 , l’aéronef 12 se rapproche de la piste d’atterrissage 10 en vue d’un atterrissage sur cette piste 10.
La piste d’atterrissage 10 est une surface rectangulaire destinée à l’atterrissage et au décollage d’aéronefs. La piste d’atterrissage 10 comprend des bords longitudinaux (deux) et des extrémités transversales (deux) délimitant la piste d’atterrissage 10.
La longueur de la piste d’atterrissage 10 est, par exemple, comprise entre 3 kilomètres (km) et 4 km. La largeur de la piste d’atterrissage 10 est, par exemple, comprise entre 25 m et 45 m.
Comme visible sur la figure 2, la piste d’atterrissage 10 présente un axe longitudinal dans la direction longitudinale de la piste 10 et à égal distance des bords longitudinaux de la piste 10. Cet axe longitudinal est appelé axe de la piste Y. Un axe perpendiculaire à l’axe de la piste Y est aussi représenté sur la figure 2, par la référence « X ».
La piste d’atterrissage 10 comprend un ensemble d’éléments caractéristiques 16. Par soucis de clarté, seuls certains éléments caractéristiques 16 sont numérotés sur la figure 2. Les éléments caractéristiques 16 sont, par exemple, des lampes, aussi appelées balises lumineuses. En variante, les éléments caractéristiques 16 sont des réflecteurs radar (type trièdres ou lentilles de Luneberg). Encore en variante, les éléments caractéristiques 16 sont d’autres éléments existants sur une piste d’atterrissage. Les éléments caractéristiques 16 sont répartis sur la piste d’atterrissage 10 en au moins deux rangées longitudinales 18A, 18B et au moins une rangée transversale 20.
Les rangées longitudinales 18A, 18B sont sensiblement parallèles à l’axe de la piste Y. Deux des rangées longitudinales 18A, 18B sont disposées chacune le long d’un bord longitudinal distinct de la piste 10. Par le terme « disposé le long », il est entendu que les rangées sont disposées à moins de trois mètre du bord longitudinal correspondant.
La ou chaque rangée transversale 20 est sensiblement perpendiculaire à l’axe de la piste Y. Dans l’exemple illustrée par la figure 1, la piste d’atterrissage 10 comprend trois rangées transversales 20A, 20B, 20C d’éléments caractéristiques 16. La dernière rangée transversale 20A dans le sens d’atterrissage des aéronefs sur la piste 10 est appelée seuil de piste (rangée 20A dans l’exemple de la figure 2).
En variante, la piste d’atterrissage 10 comprend au moins trois rangées longitudinales : les deux rangées longitudinales 18A, 18B et une troisième rangée longitudinale 18C (non représentée) disposée le long de l’axe de la piste Y et en dessous du seuil de piste.
L’aéronef 12 est, par exemple, un avion ou un hélicoptère.
Comme visible sur la figure 1, l’aéronef 12 comprend un dispositif 30 d’aide à l’atterrissage. Le dispositif 30 comprend au moins un radar 32 et un calculateur 34.
Le radar 32 définit un repère représenté sur la figure 1 par un repère cartésien de centre OR, d’abscisses XR, d’ordonnées YR et d’élévation ZR. L’axe des ordonnées YR est l’axe longitudinal de la détection et est appelé axe du radar. Lorsque le radar 32 est correctement positionné sur l’aéronef 12, l’axe du radar YR coïncide avec l’axe longitudinal de l’aéronef 12.
Le radar 32 est avantageusement un radar à onde millimétrique. De préférence, la résolution en distance du radar est de l’ordre de quelques mètres, et la résolution angulaire du radar est fine, c’est-à-dire de l’ordre de quelques dixièmes de degrés.
Le radar 32 comprend de préférence au moins trois voies de réception permettant de mesurer, pour chaque détection, la distance radiale de la détection, l’angle circulaire dans le repère du radar 32 de la détection et l’angle d’élévation dans le repère du radar 32 de la détection. La distance radiale d’un point quelconque M est sa distance à l'origine OR du repère. L'angle circulaire, ou la circulaire, est l'angle de la projection sur le plan (ORXRYR) de l'angle porté par l'axe (ORYR) et la droite (ORC) passant par le point visé C. L’angle d’élévation est l’angle formé entre le plan (ORXRYR) du radar 32 et la droite allant depuis le radar 32 vers le point visé C. Le calculateur 34 est, par exemple, un ordinateur.
Dans l’exemple illustré par la figure 3, le calculateur 34 comprend un processeur 40 comprenant une unité de traitement de données 42, des mémoires 44, un lecteur de support d’information 46 et, optionnellement, une interface homme- machine 48 comprenant un clavier 50 et un afficheur 52.
L’unité de traitement 42 est en interaction avec un produit programme d’ordinateur. Le produit programme d’ordinateur comporte un support d’information. Le support d’information est un support lisible par l’unité de traitement 42. Le support lisible d’information est un medium adapté à mémoriser des instructions électroniques et capable d’être couplé à un bus d’un système informatique.
A titre d’exemple, le support d’informations est une clé USB, une disquette ou disque souple (de la dénomination anglaise « Floppy dise »), un disque optique, un CD-ROM, un disque magnéto-optique, une mémoire ROM, une mémoire RAM, une mémoire EPROM, une mémoire EEPROM, une carte magnétique ou une carte optique.
Sur le support d’information est mémorisé le programme d’ordinateur comprenant des instructions de programme.
Le programme d’ordinateur est chargeable sur l’unité de traitement de données 42 et est adapté pour entraîner la mise en œuvre d’étapes d’un procédé d’aide à l’atterrissage qui sera décrit dans la suite de la description.
Dans un autre exemple, le calculateur 34 est réalisé sous la forme d’un ou plusieurs composants logiques programmables, tel que des FPGA (de l’anglais Field Programmable Gâte Array), ou encore sous la forme d’un ou plusieurs circuits intégrés dédiés, tel que des ASIC (de l’anglais Application Spécifie Integrated Circuit). Le calculateur 34 est dans ce cas configuré pour mettre en œuvre des étapes d’un procédé d’aide à l’atterrissage comme cela sera décrit dans la suite de la description.
En variante ou en complément, le calculateur 34 est embarqué dans le radar 32.
Le fonctionnement du dispositif d’aide à l’atterrissage 30 va maintenant être décrit en référence à la figure 4 qui illustre schématiquement un exemple de mise en œuvre d’un procédé d’aide à l’atterrissage.
Le procédé d’aide à l’atterrissage est mis en œuvre lors d’une approche de l’aéronef 12 de la piste d’atterrissage 10 en vue d’un atterrissage.
Le procédé d’aide à l’atterrissage est avantageusement mis en œuvre en temps réel, c’est-à-dire à chaque instant.
Le procédé d’aide à l’atterrissage comprend une étape 100 de détection, par le radar 32, d’éléments caractéristiques 16 de la piste d’atterrissage 10. Chaque détection est associée à des coordonnées. Notamment, chaque détection est définie par une distance radiale, un angle circulaire dans le repère du radar 32 et un angle d’élévation dans le repère du radar 32. A l’issue de l’étape de détection, il est ainsi obtenue une image radar sur laquelle sont représentées les détections.
De façon équivalente, après changement de repère, chaque détection peut être définie par une distance radiale D, un angle de site S, défini par rapport à l’horizontal locale à l’aéronef 12 et un angle de gisement G, défini par rapport à l’axe longitudinal de l’aéronef 12.
Par exemple, Pour passer des coordonnées (élévation circulaire) = (E,C) vers (site, gisement) = (S, G), on commence par calculer le vecteur directeur en cartésien ux = cosE.cosC, uy = cosE.sinC et uz = sinE. On applique alors à ce vecteur la matrice de rotation correspondant à l’opposé de l’angle de calage radar en élévation, puis la matrice de rotation correspondant à l’opposé du roulis de l’avion, puis la matrice de rotation correspondant à l’opposé du tangage de l’avion. Le vecteur obtenu est en coordonnées cartésiennes dans le repère horizontal local à l’avion et les valeurs du site et gisement s’obtiennent en effectuant la transformation de cartésien vers polaire. Une telle opération suppose de connaître l’angle de calage en élévation du radar (lié à l’installation mécanique du radar sur l’avion), du roulis et du tangage de l’avion, généralement fournis par la centrale inertielle de l’avion.
Avantageusement, le radar 32 applique un traitement de type taux constant de fausses alertes (en anglais CFAR pour « constant false alarm rate ») sur l’image radar obtenue, ce qui permet une meilleure détection des éléments caractéristiques 16. Ainsi, temporellement, on commence par former une « image radar » à partir des signaux rétrodiffusés par le sol et reçus par le radar. A cette image, on applique un traitement CFAR qui permet de fournir une liste de détections avec leurs coordonnées.
Le procédé d’aide à l’atterrissage comprend une étape 110 de détermination du décalage angulaire T entre l’axe du radar YR et l’axe de la piste Y en fonction des coordonnées des éléments caractéristiques 16 détectés. L’étape de détermination 110 est mise en œuvre par le calculateur 34.
Dans un premier exemple, il est exploité le fait que les éléments caractéristiques 16 sont alignés en rangées parallèles à l’axe de la piste Y.
Dans ce premier exemple, l’étape de détermination 110 comprend la conversion des coordonnées des éléments détectés en coordonnées cartésiennes. Les coordonnées cartésiennes sont données par les formules suivantes : x = D. cosS . sin G (1) y = D. cosS . cos G (2)
OÙ :
• x désigne une coordonnée cartésienne selon l’axe des abscisses,
• y désigne une coordonnée cartésienne selon l’axe des ordonnées,
• D désigne la distance radiale,
• S désigne l’angle de site, et
• G désigne l’angle de gisement.
Ensuite, l’étape de détermination 110 comprend, pour des valeurs tests de décalage angulaire Test, la détermination, pour chaque détection, d’une coordonnée cartésienne selon l’axe des abscisses, corrigée de la valeur dudit décalage angulaire Ttest- Les valeurs tests de décalage angulaire Test sont les valeurs comprises dans un intervalle de valeurs prédéterminé avec un pas prédéterminé. L’intervalle de valeurs est, par exemple, compris entre -10 degrés (°) et 10 ° et le pas prédéterminé égal au dixième de degrés. Ainsi, pour chaque valeur test de décalage angulaire Ttest, les coordonnées cartésiennes selon l’axe des abscisses des détections sont obtenues par la formule suivante : x = D . cos S . sin(G + Ttest) (3)
Puis, pour chaque valeur test de décalage angulaire Test, l’étape de détermination 110 comprend la détermination du nombre de détections correspondant à chaque coordonnée cartésienne corrigée selon l’axe des abscisses. La valeur de décalage angulaire Test associée au plus grand nombre de détections est le décalage angulaire T entre l’axe du radar YR et l’axe de la piste Y. Cela revient à réaliser, pour chaque valeur test de décalage angulaire Test, un histogramme des positions selon l’axe des abscisses (en x) et à compter, pour chaque intervalle suivant l’axe x, le nombre de détections dont la position en x est donnant le pic le plus haut (quelle que soit la valeur de x), ce qui traduit le fait que les détections ont été alignées au mieux par rapport à l’axe de la piste Y.
Optionnellement, le décalage angulaire T est affiné par recherche de la position du maximum de la régression d’ordre deux autour de ce pic.
Dans un deuxième exemple, le décalage angulaire T est obtenu en effectuant une analyse par composante principale (ACP) de la liste des détections. Dans ce cas, il est d’abord calculé la matrice de covariance des couples (x,y), ce qui permet d’en déduire les vecteurs propres et enfin le décalage angulaire T.
Dans un troisième exemple, le décalage angulaire T est obtenu en appliquant une transformée de Hough à la liste des détections, et le point d’accumulation donne le décalage angulaire T Les deuxième et troisième exemples donnent toutefois des résultats moins robustes que le premier exemple, car chaque élément caractéristique ne correspond pas toujours à une détection (probabilité de détection < 1), ou certaines détections peuvent ne pas être des éléments caractéristiques 16 (autres objets à proximité de la piste pouvant conduire à une détection, ou fausse alarme).
A l’issue de l’étape de détermination 110, les coordonnées des détections en cartésien corrigées du décalage angulaire T, appelées coordonnées cartésiennes optimales, sont données par les formules suivantes : x = D. cos S . sin(G + T) (4) y = D. cos S . cos(G + T) (5)
Le procédé d’aide à l’atterrissage comprend une étape 120 de détermination de la position relative de l’aéronef 12 par rapport à la piste d’atterrissage 10 en fonction du décalage angulaire T déterminé et des coordonnées des éléments caractéristiques 16 détectés. L’étape de détermination 120 est mise en œuvre par le calculateur 34.
Pour cela, il est déterminé une première distance appelée décalage axial DA et une deuxième distance appelée distance au seuil de piste DSHT. Le décalage axial DA est la distance de la projection orthogonale sur l’axe de la piste Y de la projetée horizontale PH du radar 32. La projetée horizontale PH du radar 32 est la projection orthogonale de la position du radar 32 dans le plan horizontal de la piste 10. La distance au seuil de piste DSHT est la distance de la projection orthogonale sur la droite passant par le seuil de piste de la projetée horizontale PH du radar 32.
Par exemple, le décalage axial DA est obtenu par détermination d’un histogramme des positions selon l’axe des abscisses de chaque détection en fonction des coordonnées cartésiennes optimales de chaque détection. L’histogramme obtenu présente autant de pics que de rangées longitudinales d’éléments caractéristiques 16 sur la piste 10. En conséquence, l’histogramme comprend au moins deux pics latéraux correspondants aux deux rangées longitudinales 18A, 18B s’étendant le long des bords longitudinaux de la piste d’atterrissage 10. Le décalage axial DA correspond, par exemple, à la moyenne des cordonnées selon l’axe des abscisses (en x) des deux pics latéraux.
En variante, lorsque la piste 10 présente en outre une rangée longitudinale d’éléments caractéristiques 16 s’étendant le long de l’axe de la piste Y, l’histogramme obtenu présente aussi un pic central entre les deux pics latéraux. Dans ce cas, le décalage axial DA est, par exemple, la position en x du pic central.
Par exemple, la distance au seuil de piste DSHT est obtenue par détermination d’un histogramme des positions selon l’axe des ordonnées de chaque détection en fonction des coordonnées cartésiennes optimales de chaque détection. L’histogramme obtenu présente autant de pics que de rangées transversales d’éléments caractéristiques 16 sur la piste 10. La distance au seuil de piste DSHT est dans ce cas, la coordonnée selon l’axe des ordonnées (en y) du pic le plus éloigné, c’est-à-dire le pic ayant la plus grande coordonnée en y.
Optionnellement, le procédé d’aide à l’atterrissage comprend une étape 130 de détermination de la valeur d’au moins une grandeur de trajectoire en fonction du décalage axial DA déterminé et de la distance au seuil de piste DSHT déterminée. L’étape de détermination 130 est mise en œuvre par le calculateur 34.
Les déviations de trajectoire (métriques et angulaires) sont, par exemple, définies par la norme DO-253C, relativement à l’outil « Final Approach Segment » (de l’anglais abrégé en FAS traduit en français par « Segment d'approche finale ») défini par la norme DO-229E.
En particulier, les déviations de trajectoire sont définies par rapport à des angles et distances de référence illustrées par les figures 5 et 6 qui sont :
- le point LTP (de l’anglais « Landing Threshold Point » traduit en français par « point de seuil d’atterrissage ») est le point du sol S situé à l’intersection de l’axe de la piste Y et du seuil de piste.
- le point FPAP (point d’alignement de trajectoire de vol) est un point situé par rapport au LTP. Ils sont alignés suivant l’axe de la piste Y, et l’écart entre ces deux points est donné en écart de latitude et longitude.
- le point GARP est un point situé sur l’axe de la piste Y et positionné à 305 mètres au-delà du FPAP.
- Le point GPIP (point d’interception de l’alignement de la descente) est situé à 290m du LTP suivant l’axe de la piste Y.
- l’angle GPA (de l’anglais « Glide Path Angle » traduit en français par « angle de descente ») représente l’angle de la trajectoire idéale par rapport à l’horizontale locale au LTP. Il vaut généralement 3°.
L’outil « Final Approach Segment » permet de calculer la position des points GPIP, FPAP et GARP.
La ou chaque grandeur de trajectoire est choisie parmi : une déviation latérale angulaire
Figure imgf000013_0001
de l’aéronef 12, une déviation verticale angulaire a de l’aéronef 12, une déviation latérale métrique de l’aéronef 12 et une déviation verticale métrique de l’aéronef 12. Une déviation latérale angulaire est une déviation relative au plan vertical terrestre passant par l’axe de la piste Y. Une déviation verticale angulaire est une déviation relative à un cône dont le sommet est le GPIP, l’axe de révolution est la verticale terrestre au GPIP et l’angle relatif au plan horizontal terrestre au GPIP est un angle appelé le GPA (de l’anglais « Glide Path Angle » traduit en français par « angle de descente »). La déviation latérale métrique est égale au décalage axial DA.
Pour déterminer les déviations de trajectoire, on nomme H, la hauteur de l’aéronef par rapport au plan horizontal terrestre au GPIP (représentée sur la figure 6). La hauteur H de l’aéronef est une information extérieure au radar 32 ou, de façon préférentielle, déterminée par le radar 32.
Lors de l’étape précédente 120 de détermination de distances, il a été déterminé, la distance au seuil de piste DSHT qui est une distance dans le plan horizontal terrestre au GPIP et le décalage axial DA qui est une distance dans le plan horizontal terrestre au GPIP. La distance au seuil de piste DSHT est relié à la hauteur H de l’aéronef 12 par la formule suivante :
DS2=H2+DSHT2 (6)
Où Ds est la distance oblique du radar 32 par rapport à l’axe de la piste Y.
Les déviations latérales sont alors calculées par les formules suivantes :
Déviation latérale métrique = DA (7)
DéviationLatéraleAnqulaire = ôhnr = atan f .. ... .. °A .. ... ) o nor \DSHT + \\LTP GPIP\\ + \\GPIP FPAP\\ + \\FPAP GARP\\ J
(8)
DéviationV erticale Angulaire = a = atan
Figure imgf000014_0001
DéviationV erticaleM étriqué = Ds sin(a) (10)
Les déviations latérales sont de signe positif lorsque le FAS est à tribord de l’aéronef et négatif sinon. Les déviations verticales sont de signe positif lorsque l’aéronef est au-dessus du cône de référence et négatif sinon.
A partir de ces déviations de trajectoire calculées, cela permet d’effectuer un monitoring de la trajectoire réelle de l’aéronef 12 par rapport à la trajectoire théorique, ou même d’aller jusqu’à un guidage automatique de l’aéronef en vue de l’atterrissage.
Optionnellement, le procédé d’aide à l’atterrissage comprend une première étape 140 de détermination de la vitesse horizontale de l’aéronef 12 par rapport à l’axe de la piste Y exprimée selon deux composantes Vx, Vy en fonction de la variation au cours du temps de la distance au seuil de piste DSHT et de la variation au cours du temps du décalage axial DA. La composante Vx est la composante de la vitesse projetée sur l’axe des abscisses. La composante Vy est la composante de la vitesse projetée sur l’axe des ordonnées. L’étape de détermination 140 est mise en œuvre par le calculateur 34.
En particulier, la variation au cours du temps de la distance au seuil de piste DSHT donne la composante Vy de la vitesse, et la variation au cours du temps du décalage axial DA donne la composante Vx de la vitesse. Par exemple, de telles variations au cours du temps sont calculées au moyen d’un filtre de Kalman.
Optionnellement, le procédé d’aide à l’atterrissage comprend une deuxième étape 150 de détermination de la vitesse horizontale de l’aéronef 12 par rapport à l’axe de la piste Y exprimée selon les deux composantes Vx, Vy en fonction des valeurs au cours du temps du décalage angulaire T déterminé et des coordonnées cartésiennes des détections corrigées dudit décalage angulaire T. L’étape de détermination 150 est mise en œuvre par le calculateur 34.
En particulier, la deuxième étape 150 de détermination de la vitesse horizontale de l’aéronef 12 comprend par exemple :
- la détermination d’un premier nuage de points P1 représentatif des positions réelles des détections à un premier instant T1 , corrigées de la valeur du décalage angulaire T déterminé. Le premier instant T1 est, par exemple, l’instant courant.
- la détermination d’un deuxième nuage de points P2 représentatif des positions réelles des détections à un deuxième instant T2, corrigées de la valeur du décalage angulaire T déterminé. Le deuxième instant T2 est, par exemple, l’instant suivant.
- la détermination, pour des valeurs tests des composantes Vx, Vy de la vitesse horizontale de l’aéronef 12, de troisième nuages de points P12 représentatifs des positions théoriques P12 des détections au deuxième instant T2, en fonction du premier nuage de points P1. La position théorique P12 du troisième nuage de points est donné par la formule suivante : P12=P1-V*(T2-T1) avec V la vitesse horizontale de l’aéronef 12, P1 la position du premier nuage de points et P2 la position du deuxième nuage de points. Les valeurs test des composantes Vx, Vy sont par exemple comprises dans un intervalle de valeurs prédéterminées.
- le calcul de la distance entre le premier nuage de points P1 et chaque troisième nuage de points P12. Les composantes Vx, Vy de la vitesse horizontale correspondant à la valeur minimale de distance sont considérées comme étant les composantes de la vitesse horizontale de l’aéronef 12. Les composantes Vx, Vy sont donc obtenues en fonction de la distance minimale calculée et de l’écart de temps entre l’instant courant T1 et le deuxième instant T2.
Par exemple, la distance calculée entre les nuages de points est la distance de chanfrein définie par :
Figure imgf000016_0001
Où :
• || Q - R || est par exemple la norme euclidienne (Qx - Px)2 + (Qy - Py)2
La prise en compte de nuages de points et non de points seuls permet de s’affranchir du bruit de mesure.
Là encore, on peut affiner l’estimation en effectuant une régression d’ordre 2 autour de la valeur minimale de distance, et on peut effectuer un lissage de cette estimation de vitesse, par exemple par un filtre de Kalman.
Optionnellement, le procédé d’aide à l’atterrissage comprend une étape 160 de détermination d’un indicateur de confiance par comparaison des composantes (Vx, Vy) de la vitesse horizontale de l’aéronef 12 obtenues par la première et la deuxième étape de détermination. L’étape de détermination 160 est mise en œuvre par le calculateur 34.
Par exemple, lorsqu’un écart entre les composantes respectives de la vitesse horizontale obtenues entre les deux étapes est supérieur à une valeur prédéterminée, l’indice de confiance déterminé est strictement inférieur à une valeur seuil d’indice de confiance. La valeur de l’indice de confiance est supérieure à la valeur seuil dans le cas contraire. Une valeur d’indice de confiance supérieure à la valeur seuil indique que la position relative de l’aéronef 12 déterminée lors de l’étape de détermination 110 est fiable, de même que les valeurs obtenues de vitesse horizontale. Dans le cas contraire, les valeurs déterminées sont susceptibles d’être erronées.
Ainsi, le dispositif et le procédé décrits permettent de déterminer différents paramètres aidant à l’atterrissage de l’aéronef 12, et ce de manière autonome, sans recourir à une base de données et sans faire d’hypothèse sur la disposition précise des éléments caractéristiques 16 de la piste d’atterrissage 10. Un tel dispositif et un tel procédé sont donc utilisables quel que soit l’aéroport et quel que soit la piste d’atterrissage 10. En particulier, seuls des éléments caractéristiques 16 déjà présents sur la piste sont utiles pour la mise en œuvre du procédé. Ainsi, aucune infrastructure au sol supplémentaire n’est requise. Un tel dispositif d’aide à l’atterrissage 30 est ainsi susceptible de venir en complément ou en remplacement d’un système ILS (de l’anglais « Instrument Landing System » traduit en français par « Système d’atterrissage aux instruments »). Ainsi, le procédé et le dispositif décrits permettent une aide fiable pour l’atterrissage d’un aéronef 12 quel que soit l’aéroport d’atterrissage tout en étant moins consommateur de ressources.
L’homme du métier comprendra que les modes de réalisation décrits précédemment sont susceptibles d’être combinés entre eux lorsqu’une telle combinaison est compatible.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé d’aide à l’atterrissage d’un aéronef (12) sur une piste d’atterrissage (10), la piste d’atterrissage (10) ayant un axe longitudinal à égal distance des bords longitudinaux de la piste (10), appelé axe de la piste (Y), la piste d’atterrissage (10) comprenant un ensemble d’éléments caractéristiques (16), les éléments caractéristiques (16) étant répartis sur la piste d’atterrissage (10) en au moins deux rangées longitudinales (18A, 18B) et au moins une rangée transversale (20A, 20B, 20C), les rangées longitudinales (18A, 18B) étant sensiblement parallèles à l’axe de la piste (Y), deux des rangées longitudinales (18A, 18B) étant disposées chacune le long d’un bord longitudinal distinct de la piste (10), la ou chaque rangée transversale (20A, 20B, 20C) étant sensiblement perpendiculaire à l’axe de la piste (Y), la dernière rangée transversale (20A) dans le sens d’atterrissage des aéronefs sur la piste (10) étant appelée seuil de piste, le procédé étant mis en œuvre par un dispositif d’aide à l’atterrissage (30) comprenant un radar (32) et un calculateur (34), le radar (32) ayant un axe longitudinal de détection, dit axe du radar (YR), le procédé comprenant :
- la détection, par le radar (32), d’éléments caractéristiques (16) de la piste d’atterrissage (10), chaque détection étant associée à des coordonnées,
- la détermination du décalage angulaire (T) entre l’axe du radar (YR) et l’axe de la piste (Y) en fonction des coordonnées des éléments caractéristiques (16) détectés, et
- la détermination, en fonction du décalage angulaire (T) déterminé et des coordonnées des éléments caractéristiques (16) détectés, de :
• la distance de la projection orthogonale sur l’axe de la piste (Y) de la projetée horizontale (PH) du radar (32), appelée décalage axial (DA), la projetée horizontale (PH) du radar (32) étant la projection orthogonale de la position du radar (32) dans le plan horizontal de la piste (10), et
• la distance de la projection orthogonale sur la droite passant par le seuil de piste de la projetée horizontale (PH) du radar (32), appelée distance au seuil de piste (DSHT).
2. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel l’étape de détermination du décalage angulaire (T) comprend :
- la conversion des coordonnées de chaque détection en coordonnées cartésiennes, - pour chaque valeur de décalage angulaire (Test) comprise dans un intervalle de valeurs prédéterminées, la détermination, pour chaque détection, d’une coordonnée cartésienne selon l’axe des abscisses, corrigée de la valeur dudit décalage angulaire (Test),
- pour chaque valeur de décalage angulaire (Ttest) comprise dans l’intervalle de valeurs prédéterminées, la détermination du nombre de détections correspondant à chaque coordonnée cartésienne corrigée selon l’axe des abscisses, la valeur de décalage angulaire (Test) associée au plus grand nombre de détections étant le décalage angulaire (T) entre l’axe du radar (YR) et l’axe de la piste (Y).
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l’étape de détermination de distances comprend :
- le calcul des coordonnées cartésiennes de chaque détection, corrigées du décalage angulaire (T) déterminé à l’étape de détermination, dites coordonnées cartésiennes optimales,
- la détermination d’un histogramme des positions selon l’axe des abscisses de chaque détection en fonction des coordonnées cartésiennes optimales de chaque détection, l’histogramme ayant au moins deux pics, et
- la détermination du décalage axial (DA) en fonction des coordonnées cartésiennes selon l’axe des abscisses d’au moins les deux pics de l’histogramme.
4. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l’étape de détermination de distances comprend :
- le calcul des coordonnées cartésiennes de chaque détection, corrigées du décalage angulaire (T) déterminé à l’étape de détermination, dite coordonnées cartésiennes optimales,
- la détermination d’un histogramme des positions selon l’axe des ordonnées de chaque détection en fonction des coordonnées cartésiennes optimales de chaque détection, l’histogramme ayant au moins un pic, et
- la détermination de la distance au seuil de piste (DSHT) en fonction des coordonnées cartésiennes selon l’axe des ordonnées du ou des pics de l’histogramme.
5. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le procédé comprend une étape de détermination de la valeur d’au moins une grandeur de trajectoire en fonction du décalage axial (DA) déterminé et de la distance au seuil de piste (DSHT) déterminée, la ou chaque grandeur de trajectoire étant choisie parmi : une déviation latérale angulaire de l’aéronef (12), une déviation verticale angulaire de l’aéronef (12), une déviation latérale métrique de l’aéronef (12) et une déviation verticale métrique de l’aéronef (12).
6. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le procédé comprend une première étape de détermination de la vitesse horizontale de l’aéronef (12) par rapport à l’axe de la piste (Y) exprimée selon deux composantes (Vx, Vy) en fonction de la variation au cours du temps de la distance au seuil de piste (DSHT) et de la variation au cours du temps du décalage axial (DA).
7. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel le procédé comprend une deuxième étape de détermination de la vitesse horizontale de l’aéronef (12) par rapport à l’axe de la piste (Y) exprimée selon deux composantes (Vx, Vy) en fonction des valeurs au cours du temps du décalage angulaire (T) déterminé et des coordonnées cartésiennes des détections corrigées dudit décalage angulaire (T).
8. Procédé selon la revendications 7, dans lequel la deuxième étape de détermination de la vitesse horizontale de l’aéronef (12) comprend :
- la détermination d’un premier nuage de points (P1) représentatif des positions réelles des détections à un premier instant (T1), corrigées de la valeur du décalage angulaire (T) déterminé,
- la détermination d’un deuxième nuage de points (P2) représentatif des positions réelles (P2) des détections à un deuxième instant (T2), corrigées de la valeur du décalage angulaire (T) déterminé, le deuxième instant (T2) étant postérieur au premier instant (T 1 ),
- la détermination, pour des valeurs tests des composantes (Vx, Vy) de la vitesse horizontale de l’aéronef (12), de troisièmes nuages de points (P12) représentatifs des positions théoriques (P12) des détections au deuxième instant (T2) en fonction du premier nuage de points (P1), et
- le calcul de la distance entre le premier nuage de points (P1) et chaque troisième nuage de points (P12), les composantes (Vx, Vy) de la vitesse horizontale étant obtenues en fonction de la distance minimale calculée et de l’écart de temps entre le premier instant (T1) et le deuxième instant (T2).
9. Dispositif (30) d’aide à l’atterrissage d’un aéronef (12) sur une piste d’atterrissage (10), la piste d’atterrissage (10) ayant un axe longitudinal à égal distance des bords longitudinaux de la piste (10), appelé axe de la piste (Y), la piste d’atterrissage (10) comprenant un ensemble d’éléments caractéristiques (16), les éléments caractéristiques (16) étant répartis sur la piste d’atterrissage (10) en au moins deux rangées longitudinales (18A, 18B) et au moins une rangée transversale (20A, 20B, 20C), les rangées longitudinales (18A, 18B) étant sensiblement parallèles à l’axe de la piste (Y), deux des rangées longitudinales (18A, 18B) étant disposées chacune le long d’un bord longitudinal distinct de la piste (10), la ou chaque rangée transversale (20A, 20B, 20C) étant sensiblement perpendiculaire à l’axe de la piste (Y), la dernière rangée transversale (20A) dans le sens d’atterrissage des aéronefs sur la piste (10) étant appelée seuil de piste, le dispositif d’aide à l’atterrissage (30) comprenant un radar (32) et un calculateur (34), le radar (32) ayant un axe longitudinal de détection, dit axe du radar (YR), le dispositif d’aide à l’atterrissage (30) étant configuré pour mettre en œuvre un procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.
10. Aéronef comprenant un dispositif d’aide à l’atterrissage selon la revendication 9.
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