EP1520152A1 - Procede d aide a la navigation d un aeronef et dispositif correspondant - Google Patents

Procede d aide a la navigation d un aeronef et dispositif correspondant

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Publication number
EP1520152A1
EP1520152A1 EP03750784A EP03750784A EP1520152A1 EP 1520152 A1 EP1520152 A1 EP 1520152A1 EP 03750784 A EP03750784 A EP 03750784A EP 03750784 A EP03750784 A EP 03750784A EP 1520152 A1 EP1520152 A1 EP 1520152A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
aircraft
turn
trajectory
probe
wind
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Withdrawn
Application number
EP03750784A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
J.-C.; c/o Thales Intellectual Property JAILLANT
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thales SA
Original Assignee
Thales SA
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 SA filed Critical Thales SA
Publication of EP1520152A1 publication Critical patent/EP1520152A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/02—Control of position or course in two dimensions
    • G05D1/0202—Control of position or course in two dimensions specially adapted to aircraft

Definitions

  • the invention relates to an on-board method and device for assisting the navigation of an aircraft.
  • the field of the invention is that of aid to navigation and air safety and more particularly relates to aid for the alignment of an aircraft on a predetermined trajectory such as for example an approach trajectory.
  • the trajectory to be captured is also designated by the trajectory on which the aircraft must align; it is a priori a trajectory that does not change or little during the capture. Subsequently, we consider more particularly ground trajectories, that is to say projections on the ground of the trajectories of aircraft.
  • the trajectory 1 to be captured in order to land on a runway 5 is displayed on the navigation screen 4 of the airplane which is itself schematically represented on the screen under the reference 3. It is a 1-track trajectory comprising 2 altitude or control point marks, sent by an air traffic controller at the airport. As the airplane 3 progresses, this trajectory 1 ground scrolls under the airplane located in the center of the navigation screen 4 and whose heading is marked in degrees (275 ° in the case of the figure ). To avoid overloading the figure, the measurements provided by the aircraft sensors and which are displayed on this navigation screen are not shown.
  • this trajectory does not travel exactly under the airplane, in particular when the very position of the airplane is not displayed on the navigation screen with sufficient precision. This may be the case when the means of calculating and / or displaying the trajectory of the airplane which are on board the aircraft are insufficiently precise.
  • this trajectory does not pass under the plane because the plane is not aligned on it in particular because of the wind which deports the plane and prevents it for example from respecting the planned turn.
  • the airplane 3 controlled by the pilot can then capture this trajectory 1 further on at the end of a trajectory 10 as illustrated in FIG. 2a); in this case, the pilot has less time to implement the different landing procedures, which therefore become more risky.
  • the pilot can decide to describe a loop 1 1 as illustrated in FIG. 2b); this allows him to capture the trajectory 1 at a point which will not penalize him for implementing the different landing procedures.
  • this solution then delays the landing of the aircraft, which presents risks for the next aircraft when the landing windows between two aircraft are close together.
  • An arc of a circle predicting the trend of the air path of the airplane as soon as it is turning, can also be calculated by the on-board calculation means and displayed on the navigation screen.
  • An air path is an ideal path that does not take into account the effect of the wind. However, this is only a trend and such an arc of a circle does not predict the future air trajectory or the future ground trajectory of the aircraft before the turn, in particular in the event of wind.
  • An important object of the invention is therefore to allow the best capture of a predetermined trajectory, taking into account the effect of the wind on the trajectory of the aircraft.
  • the probe indicates the ground trajectory that the aircraft would follow if it immediately started a turn at the maximum rate applicable to the flight phase in which the aircraft is located.
  • the invention proposes a method for assisting the navigation of an aircraft, characterized in that it comprises the following steps consisting in: a) calculating a probe as a function of the wind, b) display on a navigation screen the probe and a ground trajectory to be captured, in order to determine a turning of the aircraft making it possible to best capture the trajectory to be captured.
  • it further comprises a step consisting in giving the order to turn when the probe tangents the ground trajectory to be captured.
  • the method according to the invention is based on the simultaneous display (step b) of a trajectory to be captured which a priori does not change or little during capture and of a calculated probe (step a) according to the wind at successive instants: as soon as it appears that the probe is tangent to the trajectory to be captured, an order to turn the aircraft is given (step c), this turn making it possible, taking into account the wind, to capture the trajectory as well as possible, otherwise steps a), b) and c) are repeated.
  • the turn is determined to allow better capture of the trajectory than if the aircraft had been turned while faithfully respecting the trajectory to be captured; blown away by the wind, the aircraft would then have captured the trajectory further (or possibly closer).
  • This early (or even delayed) turn also makes it possible to accurately predict the capture point, that is to say the position relative to the ground of the capture point and possibly the instant of capture, regardless of the initial position and orientation of the aircraft and whatever the flight mode.
  • the invention also relates to on-board equipment for assisting the navigation of an aircraft comprising at least one program memory and a user interface, characterized in that the program memory comprises a program for calculating a probe, and a program for displaying on the user interface a trajectory to be captured and the probe.
  • FIG. 1 already described schematically represents a navigation screen on which is displayed a trajectory to be captured
  • FIG. 3 is a flowchart representing the main steps of the method according to the invention
  • FIG. 4 schematically illustrates the comparison of a probe and of a trajectory to be captured for two positions A or B of the airplane
  • FIG. 1 already described schematically represents a navigation screen on which is displayed a trajectory to be captured
  • FIG. 3 is a flowchart representing the main steps of the method according to the invention
  • FIG. 4 schematically illustrates the comparison of a probe and of a trajectory to be captured for two positions A or B of the airplane
  • FIG. 1 already described schematically represents a navigation screen on which is displayed a
  • FIG. 5 represents schematically examples of probe shapes in the case of an instantaneous turn without drift of the aircraft, depending on whether the wind is a tail wind (a), a SE-NO wind (b) or a cross wind (c),
  • FIG. 6 schematically represents an example of shape of right (D) and left (G) feeler including the turning distance and the aircraft drift for a SW-NE wind
  • FIG. 7 schematically an on-board navigation aid device according to the invention.
  • the method according to the invention is based on the simultaneous display (step b) of a trajectory to be captured which a priori does not change or changes little during the capture and of a calculated probe (step a) as a function of the wind at successive instants: as soon as it appears that the probe is tangent to the trajectory to be captured, an order to turn the aircraft (step c) is given, this turn allowing account given the wind to best capture the trajectory. Otherwise, steps a), b) and c) are repeated.
  • FIG. 4 The comparison between the probe and the trajectory to be captured is illustrated in FIG. 4 on which the airplane 3 is represented at two places A and B of its trajectory.
  • the probe 6A corresponding to position A of the airplane 3 does not yet tangent the trajectory 1 to be captured and steps a), b) and c) are repeated at the next instant.
  • the probe 6B corresponding to the position B of the airplane 3 tangents the trajectory 1 to be captured; in this case the airplane 3 is turned at point B for a turn at the maximum rate, that is to say at the rate corresponding to that of the probe.
  • This rate of turn is typically that which corresponds to a roll tilt of 25 °; it decreases at high altitude.
  • This anticipation in B of the turn makes it possible to capture the trajectory 1 at point B 'and therefore earlier than if the airplane had been turned at point C, faithfully respecting trajectory 1; offset by the wind, the airplane 3 would then have captured the trajectory 1 only at point C after having followed the trajectory 10.
  • This anticipation also makes it possible to precisely predict the point B 'of capture, that is to say say the position relative to the ground of the capture point and the instant of capture and this whatever the angle of interception, that is to say whatever the initial position and orientation of the airplane and whatever the piloting mode (with or without radar guidance, ).
  • the steps a), b) and c) of calculation, display and conditional turn can be carried out automatically, that is to say by the calculation means on board the aircraft.
  • the pilot visually compares by means of the navigation screen, the trajectory to be captured and the probe. As soon as it appears that the probe is tangent to the trajectory to be captured, the pilot gives the order to turn the airplane. Steps a), b) and c) can be carried out during the entire flight.
  • FMS flight management system
  • pilot flight management system
  • a probe is obtained.
  • right and a left probe or on the side of the desired turn and a right or left probe is obtained.
  • each step of calculation, and / or display and / or conditional turn can be controlled by the pilot or automatically by the flight management system.
  • the command in step a) and possibly in steps b) and c) can be selected by the pilot by means of, for example, a menu presented via a user interface such as the “MCDU” interface, acronym for "Muiti Control Display Unit", this interface being connected to the flight management system and the navigation receivers.
  • This menu can allow the pilot to select the side of the desired turn for the probe, the probe only being displayed on this side.
  • Steps a), b) and optionally step c) can also be controlled by the pilot or automatically on the occasion of a change of flight mode when, for example, switching from "HSV” mode, acronym of "Heading Vertical Speed” in which we undergo the wind, in FPA mode, acronym for "Flight Path Angle” in which we are freed from the wind.
  • Steps a), b) and optionally step c) can also be controlled by the pilot by other means such as the rotation for example of a degree by the pilot of a selection button, on the side of the turn desired, the probe only being displayed on this side.
  • Steps a), b) and c) can be interrupted as indicated above, on command of the flight management system or of the pilot, for example by turning the selection knob in the opposite direction.
  • the probe is calculated according to the wind. We will first consider that the distance traveled by the aircraft to reach the inclination of the turn (25 ° for example) is zero; this distance is also designated by turning distance.
  • the shape of the probe results from the rotation of the airplane around its center of turn composed with a translation of this center by effect of the wind.
  • the turning distance is zero, it is obtained by a parametric equation which is expressed as follows in a reference frame (O, x, y) centered on the center of gravity of the aircraft, the Oy axis coinciding with the axis of the aircraft:
  • R a ⁇ r being the radius of the turn that the airplane would have without wind
  • ⁇ the angular speed (or rate of turn) of the airplane in the air during the turn that would have the airplane without wind
  • V x and V y the components of the wind speed vector
  • the sign in front of R a ⁇ r is the + sign when it is a probe to the right of the plane (right probe) and the sign - when it is a probe to the left of the plane (left probe).
  • the shape of the probe and therefore the capture of the trajectory to be captured are optimal when the wind is constant and when the acceleration of the aircraft does not change between the start and the end of the turn.
  • the parametric equation (1) does not take into account the turning distance, that is to say the trajectory segment corresponding to the turning time also designated by rolling time and which is related to the plane's inertia time; a good approximation consists in considering that this segment is straight and in the axis of the trajectory of the airplane. This amounts to adding for the calculation of y a term D v of turning distance.
  • D v is expressed as follows:
  • TAS being the linear ground speed of the airplane, in knots
  • ⁇ rou the difference expressed in degrees between the roll angle at the end of the roll time, i.e. the roll angle that will have the plane at the start of the turn (25 ° for example), and the roll angle at the start of the roll (0 ° when the plane is not already in a turn)
  • Equation (1) the roll rate in degrees per second, which depends on the airplane, and In a inertia factor in seconds, which depends on the airplane. Equation (1) becomes:
  • the airplane when the airplane is subjected to the effect of the wind, it undergoes a drift; it follows that the axis of the trajectory generally no longer coincides with the axis of the aircraft as illustrated in FIG. 6.
  • the drift angle d is the angle between these two axes.
  • the shape of the right and left probes presented in Figure 6 by curves D) and G) was obtained from the following data.
  • the aircraft flies at heading 275 ° (as shown in Figure 1), coinciding with the Oy axis with an air speed of 228 knots; its air turning radius is therefore equal to 1.62 Nm and its angular speed equal to 228 / 1.62 radians / hour.
  • the Ox axis coincides with the 5 ° orientation.
  • the navigation receivers indicate a wind of 35 knots from heading 170 ° (15 ° with respect to Ox), a ground course followed at 283 ° and a ground speed of 242 knots.
  • the components V x and V y of the wind are respectively 34 and 9 knots.
  • the turning distance D v at an inclination of 25 ° is calculated from the following data:
  • Dv is the same for the right or left probes.
  • the original roll angle is greater than about 2 °, the turning distance is shorter to the right than to the left; conversely, when the original roll angle is less than about -2 °, the turning distance is shorter on the left than on the right.
  • trajectory we took as an example of a trajectory to capture a trajectory presenting a curve; the invention also applies to rectilinear trajectories or to other forms of trajectory.
  • trajectories we can cite as examples of trajectories to be captured, an approach trajectory, an obstacle avoidance trajectory displayed on the navigation screen (relief, cloud masses provided by the weather radar, ...) or possibly traffic .
  • the described method is implemented in on-board navigation aid equipment of an aircraft.
  • this equipment 100 is shown in FIG. 7. It conventionally comprises one or more microprocessors 101 coupled to a program memory 102 of ROM type for example, to a working memory 103 of RAM type for example and to one or more memories 104 of ROM type for example for the storage of the trajectory to be captured and of the probe, as well as circuits 105 for transferring data between these various elements.
  • the program memory 102 contains the executable program of the method, in the form of source code, while the working memory 103 includes registers which can be updated for storage of calculation results.
  • This equipment 100 also includes a communication interface 106 to allow the exchange of data with devices such as for example with the user interface "MCDU", with sensors, etc. These elements are for example included in the flight management system, "FMS". They can also be included in the form of dedicated integrated circuits, designed to implement the method.
  • the “MCDU” user interface comprises at least one navigation screen, means for displaying on this screen the trajectory to be captured and the probe and optionally means for controlling the calculation of the probe and / or the display of the probe. and / or turning the aircraft when the probe tangents the trajectory to be captured, via a keyboard for example.

Landscapes

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Abstract

L'invention concerne un procédé d'aide à la navigation d'un aéronef. Il comprend les étapes suivantes consistant à : a) calculer en fonction du vent un palpeur, c'est-à-dire la trajectoire sol que suivrait l'aéronef s'il débutait à l'instant un virage au taux maximal applicable à la phase de vol dans laquelle l'aéronef se situe, b) afficher sur un écran de navigation le palpeur et une trajectoire sol à capturer, en vue de déterminer une mise en virage de l'aéronef permettant de capturer au mieux la trajectoire à capturer.

Description

PROCEDE D'AIDE A LA NAVIGATION D'UN AERONEF ET DISPOSITIF
CORRESPONDANT
L'invention concerne un procédé et un dispositif embarqué d'aide à la navigation d'un aéronef.
Le domaine de l'invention est celui de l'aide à la navigation et à la sécurité aériennes et concerne plus particulièrement l'aide à l'alignement d'un aéronef sur une trajectoire prédéterminée comme par exemple une trajectoire d'approche.
On désigne aussi par trajectoire à capturer, la trajectoire sur laquelle l'aéronef doit s'aligner ; il s'agit a priori d'une trajectoire qui n'évolue pas ou peu pendant la capture. Par la suite on considère plus particulièrement des trajectoires sol c'est-à-dire les projections au sol des trajectoires des aéronefs.
Comme illustré figure 1 , lorsqu'un avion par exemple s'apprête à atterrir, la trajectoire 1 à capturer pour atterrir sur une piste 5, s'affiche sur l'écran de navigation 4 de l'avion qui est lui-même schématiquement représenté sur l'écran sous la référence 3. Il s'agit d'une trajectoire 1 sol comportant des repères 2 d'altitude ou de points de contrôle, envoyée par un contrôleur aérien de l'aéroport. Au fur et à mesure de la progression de l'avion 3, cette trajectoire 1 sol défile sous l'avion situé au centre de l'écran de navigation 4 et dont le cap est repéré en degrés (275° dans le cas de la figure). Pour ne pas surcharger la figure, les mesures fournies par les capteurs de l'avion et qui sont affichées sur cet écran de navigation ne sont pas représentées.
Dans certains cas, cette trajectoire ne défile pas exactement sous l'avion, notamment lorsque la position même de l'avion n'est pas affichée sur l'écran de navigation avec suffisamment de précision. Ce peut être le cas lorsque les moyens de calcul et/ou d'affichage de la trajectoire de l'avion qui sont embarqués à bord de l'aéronef, sont insuffisamment précis.
Dans d'autres cas, cette trajectoire ne défile pas sous l'avion car l'avion n'est pas aligné dessus en particulier en raison du vent qui déporte l'avion et l'empêche par exemple de respecter le virage prévu.
Plusieurs possibilités s'offrent alors au pilote, que le pilotage soit en mode manuel ou en mode « sélection » dans lequel le pilote automatique reçoit des ordres du pilote au lieu de les recevoir du système de gestion de vol.
L'avion 3 commandé par le pilote, peut alors capturer cette trajectoire 1 plus loin au terme d'une trajectoire 10 comme illustré figure 2a) ; dans ce cas, il reste moins de temps au pilote pour mettre en œuvre les différentes procédures d'atterrissage qui de ce fait deviennent plus risquées.
Pour ne pas se retrouver dans cette situation, le pilote peut décider de décrire une boucle 1 1 comme illustré figure 2b) ; cela lui permet de capturer la trajectoire 1 en un point qui ne le pénalisera pas pour mettre en œuvre les différentes procédures d'atterrissage. Mais cette solution retarde alors l'atterrissage de l'avion ce qui présente des risques pour l'avion suivant lorsque les fenêtres d'atterrissage entre deux avions sont rapprochées.
Une autre solution consiste à ce que le pilote lui-même anticipe la mise en virage ; mais il est difficile pour le pilote de prendre en compte précisément l'effet du vent qui sera subi pendant le virage de capture.
Un arc de cercle prédisant la tendance de la trajectoire air de l'avion dès que celui-ci est en virage, peut aussi être calculé par les moyens de calcul embarqués et s'afficher sur l'écran de navigation. Une trajectoire air est une trajectoire idéale qui ne prend pas en compte l'effet du vent. Mais il ne s'agit que d'une tendance et un tel arc de cercle ne prédit pas avant le virage la future trajectoire air ni la future trajectoire sol de l'avion notamment en cas de vent.
Un autre inconvénient commun à ces solutions est de ne pouvoir déterminer avec précision ni la position ni l'instant de la capture.
Un but important de l'invention est donc de permettre de capturer au mieux une trajectoire prédéterminée, en prenant en compte l'effet du vent sur la trajectoire de l'aéronef.
Dans la suite on désigne par palpeur la trajectoire sol que suivrait l'aéronef s'il débutait à l'instant un virage au taux maximal applicable à la phase de vol dans laquelle l'aéronef se situe.
Pour atteindre ces buts, l'invention propose un procédé d'aide à la navigation d'un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes consistant à : a) calculer en fonction du vent un palpeur, b) afficher sur un écran de navigation le palpeur et une trajectoire sol à capturer, en vue de déterminer une mise en virage de l'aéronef permettant de capturer au mieux la trajectoire à capturer.
Selon une caractéristique de l'invention, il comporte en outre une étape consistant à donner l'ordre de la mise en virage lorsque le palpeur tangente la trajectoire sol à capturer.
Le procédé selon l'invention est basé sur l'affichage simultané (étape b) d'une trajectoire à capturer qui a priori n'évolue pas ou peu pendant la capture et d'un palpeur calculé ( étape a) en fonction du vent à des instants successifs : dès qu'il apparaît que le palpeur tangente la trajectoire à capturer, un ordre de mise en virage de l'aéronef est donné (étape c), ce virage permettant compte tenu du vent de capturer au mieux la trajectoire, sinon les étapes a), b) et c) sont réitérées.
La mise en virage est déterminée pour permettre de mieux capturer la trajectoire que si l'aéronef avait été mis en virage en respectant fidèlement la trajectoire à capturer ; déporté par le vent, l'avion aurait alors capturé la trajectoire plus loin (ou éventuellement plus près). Cette mise en virage anticipée (voire retardée) permet en outre de prédire précisément le point de capture, c'est-à-dire la position par rapport au sol du point de capture et éventuellement l'instant de capture et ceci quelles que soient la position et l'orientation initiales de l'avion et quel que soit le mode de pilotage.
L'invention a aussi pour objet un équipement embarqué d'aide à la navigation d'un aéronef comportant au moins une mémoire de programme et une interface utilisateur, caractérisé en ce que la mémoire de programme comporte un programme de calcul d'un palpeur, et un programme d'affichage sur l'interface utilisateur d'une trajectoire à capturer et du palpeur.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 déjà décrite représente schématiquement un écran de navigation sur lequel est affichée une trajectoire à capturer, les figures 2a) et 2b) déjà décrites représentent schématiquement des exemples de trajectoire de l'avion lorsque celui-ci ne peut respecter la trajectoire à capturer en raison de l'effet du vent, la figure 3 est un organigramme représentant les principales étapes du procédé selon l'invention, la figure 4 illustre schématiquement la comparaison d'un palpeur et d'une trajectoire à capturer pour deux positions A ou B de l'avion, la figure 5 représente schématiquement des exemples de formes de palpeur dans le cas d'une mise en virage instantanée et sans dérive de l'avion, selon que le vent est un vent arrière (a), un vent SE-NO (b) ou un vent de travers (c), la figure 6 représente schématiquement un exemple de forme de palpeur droit (D) et gauche (G) incluant la distance de mise en virage et la dérive de l'avion pour un vent SO-NE, la figure 7 représente schématiquement un dispositif embarqué d'aide à la navigation selon l'invention.
Dans la suite on prendra comme exemple d'aéronef un avion.
Comme illustré sur l'organigramme de la figure 3, le procédé selon l'invention est basé sur l'affichage simultané (étape b) d'une trajectoire à capturer qui a priori n'évolue pas ou peu pendant la capture et d'un palpeur calculé ( étape a) en fonction du vent à des instants successifs : dès qu'il apparaît que le palpeur tangente la trajectoire à capturer, un ordre de mise en virage de l'avion (étape c) est donné, ce virage permettant compte tenu du vent de capturer au mieux la trajectoire. Sinon, les étapes a), b) et c) sont réitérées.
La comparaison entre le palpeur et la trajectoire à capturer est illustrée figure 4 sur laquelle l'avion 3 est représenté à deux endroits A et B de sa trajectoire. Le palpeur 6A correspondant à la position A de l'avion 3, ne tangente pas encore la trajectoire 1 à capturer et les étapes a), b) et c) sont réitérées à l'instant suivant. Le palpeur 6B correspondant à la position B de l'avion 3 tangente la trajectoire 1 à capturer ; dans ce cas l'avion 3 est mis en virage au point B pour un virage au taux maximal, c'est-à-dire au taux correspondant à celui du palpeur.
Ce taux de virage est typiquement celui qui correspond à une inclinaison en roulis de 25° ; il diminue à haute altitude.
Cette anticipation en B de la mise en virage permet de capturer la trajectoire 1 au point B' et donc plus tôt que si l'avion avait été mis en virage au point C en respectant fidèlement la trajectoire 1 ; déporté par le vent, l'avion 3 n'aurait alors capturé la trajectoire 1 qu'au point C après avoir suivi la trajectoire 10. Cette anticipation permet en outre de prédire précisément le point B' de capture, c'est-à-dire la position par rapport au sol du point de capture et l'instant de capture et ceci quel que soit l'angle d'interception c'est-à-dire quelles que soient la position et l'orientation initiales de l'avion et quel que soit le mode de pilotage (avec ou sans guidage radar, ...).
Les étapes a), b) et c) de calcul, d'affichage et de mise en virage conditionnelle peuvent être réalisées automatiquement c'est-à-dire par les moyens de calcul embarqués à bord de l'avion.
Selon un mode de réalisation particulier, le pilote compare visuellement au moyen de l'écran de navigation, la trajectoire à capturer et le palpeur. Dès qu'il apparaît que le palpeur tangente la trajectoire à capturer, le pilote donne l'ordre de mise en virage de l'avion. Les étapes a), b) et c) peuvent être réalisées pendant tout le vol.
Elles sont de préférence réalisées sur commande du système de gestion de vol (« FMS », acronyme anglo-saxon de « Flight Management System »), ou sur commande du pilote, des deux côtés de l'avion et l'on obtient un palpeur droit et un palpeur gauche ou du côté du virage souhaité et l'on obtient un palpeur droit ou gauche.
Plus généralement, chaque étape de calcul, et/ou d'affichage et/ou de mise en virage conditionnelle peut être commandée par le pilote ou automatiquement par le système de gestion de vol.
La commande de l'étape a) et éventuellement des étapes b) et c) peut être sélectionnée par le pilote au moyen par exemple d'un menu présenté via une interface utilisateur telle que l'interface « MCDU », acronyme anglo-saxon de « Muiti Control Display Unit », cette interface étant reliée au système de gestion de vol et aux récepteurs de navigation. Ce menu peut permettre au pilote de sélectionner pour le palpeur le côté du virage souhaité, le palpeur ne s'affichant alors que de ce côté.
Les étapes a), b) et éventuellement l'étape c) peuvent aussi être commandées par le pilote ou automatiquement à l'occasion d'un changement de mode de vol lors par exemple du passage du mode « HSV », acronyme anglo-saxon de « Heading Vertical Speed » dans lequel on subit le vent, en mode FPA acronyme anglo-saxon de « Flight Path Angle » dans lequel on s'affranchit du vent.
Les étapes a), b) et éventuellement l'étape c) peuvent aussi être commandées par le pilote par d'autres moyens tels que la rotation par exemple d'un degré par le pilote d'un bouton de sélection, du côté du virage souhaité, le palpeur ne s'affichant alors que de ce côté.
Les étapes a), b) et c) peuvent être interrompues comme indiqué précédemment, sur commande du système de gestion de vol ou du pilote, par exemple en tournant le bouton de sélection dans le sens opposé. Le palpeur est calculé en fonction du vent. On va d'abord considérer que la distance que parcourt l'avion pour atteindre l'inclinaison du virage (25° par exemple) est nulle ; on désigne aussi cette distance par distance de mise en virage.
La forme du palpeur résulte de la rotation de l'avion autour de son centre de virage composée avec une translation de ce centre par effet du vent. Lorsque la distance de mise en virage est nulle, elle est obtenue par une équation paramétrique qui s'exprime de la manière suivante dans un repère (O, x, y) centré sur le centre de gravité de l'avion, l'axe Oy coïncidant avec l'axe de l'avion :
Raιr étant le rayon du virage qu'aurait l'avion sans vent, θ la vitesse angulaire (ou taux de virage) de l'avion dans l'air pendant le virage qu'aurait l'avion sans vent, Vx et Vy les composantes du vecteur vitesse du vent, t le temps avec t=0 au début du virage.
Le signe devant Raιr est le signe + lorsqu'il s'agit d'un palpeur à droite de l'avion (palpeur droit) et le signe - lorsqu'il s'agit d'un palpeur à gauche de l'avion (palpeur gauche).
La forme du palpeur dépend du vent : des exemples de forme de palpeur droit correspondant à cette équation (1 ) sont présentés figure 5. Ils ont été obtenus avec : Rair = 1.6 Nm (miles nautiques) ; <9*Rair = TAS= 221 nœuds (vitesse linéaire sol de l'avion) ; φx = φy=0 ; la courbe a) correspond à un vent arrière tel que Vx=0 et Vy = 30 nœuds ; la courbe b) correspond à un vent Sud Est - Nord Ouest tel que
Vx= -15 nœuds et Vy = 20 nœuds ; la courbe c) correspond à un vent de travers tel que Vx= 40 nœuds et Vy = 0.
La forme du palpeur et donc la capture de la trajectoire à capturer sont optimales lorsque le vent est constant et lorsque l'accélération de l'avion ne change pas entre le début et la fin du virage.
Comme indiqué, l'équation paramétrique (1) ne prend pas en compte la distance de mise en virage, c'est-à-dire le segment de trajectoire correspondant au temps de mise en virage aussi désigné par temps de mise en roulis et qui est lié au temps d'inertie de l'avion ; une bonne approximation consiste à considérer que ce segment est droit et dans l'axe de la trajectoire de l'avion. Cela revient à ajouter pour le calcul de y un terme Dv de distance de mise en virage. Ce terme Dv s'exprime de la façon suivante :
Dv = TAS*|Δrou|/Txrou+ln*TAS
TAS étant la vitesse linéaire sol de l'avion, en nœuds, Δrou la différence exprimée en degré entre l'angle de roulis à la fin du temps de mise en roulis, c'est-à-dire l'angle de roulis qu'aura l'avion au début du virage (25° par exemple), et l'angle de roulis au début de la mise en roulis (0° lorsque l'avion n'est pas déjà en virage),
Txrou, le taux de roulis en degré par seconde, qui dépend de l'avion, et In un facteur d'inertie en seconde, qui dépend de l'avion. L'équation (1 ) devient :
Par ailleurs, lorsque l'avion est soumis à l'effet du vent, il subit une dérive ; il en résulte que l'axe de la trajectoire ne coïncide généralement plus avec l'axe de l'avion comme illustré figure 6. L'angle de dérive d est l'angle entre ces deux axes.
Comme le palpeur est tangent au vecteur vitesse sol de l'avion, vecteur qui correspond à l'axe de la trajectoire, la forme du palpeur est finalement obtenue en appliquant à l'équation 2, une rotation de centre O et d'angle égal à l'angle de dérive. La forme du palpeur est alors obtenue par l'équation suivante :
f x = [± Raιr [ 1 - cos(t * θ)} + Vx * tjcos d - [Raιr * sin(t * θ)+ V * t + Dv Jsin d
(3) y = [± Raιr[1 - cos(t * θ)] + Vx * tJsind + [Raιr * sin(t * θ)+ Vy * t + DvJcosd
La forme des palpeurs droit et gauche présentés figure 6 par les courbes D) et G) a été obtenue à partir des données suivantes. L'avion vole au cap 275° (comme représenté figure 1 ), coïncidant avec l'axe Oy avec une vitesse air de 228 nœuds ; son rayon de virage air est donc égal à 1.62 Nm et sa vitesse angulaire égale à 228/1.62 radians/heure. L'axe Ox coïncide avec l'orientation 5°. Les récepteurs de navigation indiquent un vent de 35 nœuds provenant du cap 170° (soit 15° par rapport à Ox), une route sol suivie à 283° et une vitesse sol de 242 nœuds. Les composantes Vx et Vy du vent sont respectivement 34 et 9 nœuds.
On obtient alors pour l'équation (1) d'un palpeur à droite :
f x= 1.62 [1 - cos (t *228/1.62)]+34 t
\ y= 1.62 sin (t *228/1.62)+9 t
De même, on obtient alors pour l'équation (1 ) d'un palpeur à gauche : x= -1.62 [1 - cos (t *228/1.62)]+34 t y= 1.62 sin (t *228/1.62)+9 t
La distance Dv de mise en virage à l'inclinaison de 25° est calculée à partir des données suivantes :
Δrou = +25°-0°, Txr0u= 5 sec et ln= 2.7 sec.
Dv = (242/3600)*(25/5) + 2.7 *(242/3600) = 0.517
Dans la mesure où l'angle de roulis d'origine est 0°, Dv est la même pour les palpeurs droit ou gauche. Lorsque l'angle de roulis d'origine est supérieur à environ 2°, la distance de mise en virage est plus courte à droite qu'à gauche ; inversement, lorsque l'angle de roulis d'origine est inférieur à environ -2°, la distance de mise en virage est plus courte à gauche qu'à droite.
En ajoutant cette distance sur l'axe Oy, on obtient alors l'équation (2) suivante pour le palpeur droit : x= 1.62 [1-cos (t *228/1.62)+34 t] y= 1.62 sin (t *228/1.62)+9t+0.517
On obtient de même l'équation (2) suivante pour le palpeur gauche x= -1.62 [1-cos (t *228/1.62)+34 t] y= 1.62 sin (t *228/1.62)+9t+0.517
Comme la dérive subie est de 8° à droite (=2830-275°), il faut faire tourner le tracé correspondant à l'équation (2) de 8° à droite, soit -0.148 radian.
La forme du palpeur droit obéit finalement à l'équation (3) suivante :
f x=[1.62[1-cos(t*228/1.62)]+34t] cos(-0.148) - [1.62sin(t*228/1.62)+9t+0.517] sin (-0.148) y=[1.62[1-cos(t*228/1.62)]+34t] sin(-0.148) + [1.62sin(t*228/1.62)+9t+0.517] cos (-0.148) La forme du palpeur gauche obéit finalement à l'équation (3) suivante :
cos(-0.148) - [1.62sin(t*228/1.62)+9t+0.517] sin (-0.148) sin(-0.148) + [1.62sin(t*228/1.62)+9t+0.517] cos (-0.148)
S'il résulte de la comparaison de ce palpeur avec la trajectoire à calculer que le point tangent correspond à une variation de cap de 223°, on peut calculer l'instant de capture tc à partir du début du virage : tc=variation de cap/vitesse angulaire tc = (223*3.14/180)/ (228/1 .62) = 0.02778 h=100 sec. Dans la mesure où tc est calculé à partir du début du virage, il peut être utile pour le pilote d'ajouter le temps de mise en virage, c'est-à-dire le temps mis pour parcourir Dv. Dans l'exemple précité, ce temps est de l'ordre de 2s pour passer d'un angle de roulis de 0° à un angle de 25°.
On a pris comme exemple de trajectoire à capturer une trajectoire présentant une courbe ; l'invention s'applique également à des trajectoires rectilignes ou à d'autres formes de trajectoire. On peut citer comme exemples de trajectoires à capturer, une trajectoire d'approche, une trajectoire d'évitement d'obstacles affichés sur l'écran de navigation ( relief, masses nuageuses fournies par le radar météo, ...) ou de trafic éventuellement.
Le procédé décrit est mis en œuvre dans un équipement embarqué d'aide à la navigation d'un aéronef.
Un exemple de cet équipement 100 est représenté figure 7. Il comporte de manière classique un ou plusieurs microprocesseurs 101 couplés à une mémoire de programme 102 de type ROM par exemple, à une mémoire de travail 103 de type RAM par exemple et à une ou plusieurs mémoires 104 de type ROM par exemple pour le stockage de la trajectoire à capturer et du palpeur, ainsi que des circuits 105 de transfert de données entre ces divers éléments. La mémoire de programme 102 contient le programme exécutoire du procédé, sous forme de code source, alors que la mémoire de travail 103 comporte des registres pouvant être mis à jour pour le stockage de résultats des calculs. Cet équipement 100 comporte aussi une interface de communication 106 pour permettre l'échange de données avec des dispositifs comme par exemple avec l'interface utilisateur « MCDU », avec des capteurs, etc. Ces éléments sont par exemple inclus dans le système de gestion de vol, « FMS ». Ils peuvent aussi être inclus sous forme de circuits intégrés dédiés, conçus pour mettre en œuvre le procédé.
L'interface utilisateur « MCDU » comprend au moins un écran de navigation, des moyens d'affichage sur cet écran de la trajectoire à capturer et du palpeur et éventuellement des moyens de commande du calcul du palpeur et/ou de l'affichage du palpeur et/ou de mise en virage de l'avion lorsque le palpeur tangente la trajectoire à capturer, via un clavier par exemple.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé d'aide à la navigation d'un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes consistant à : a) calculer en fonction du vent un palpeur, c'est-à-dire la trajectoire sol que suivrait l'aéronef s'il débutait à l'instant un virage au taux maximal applicable à la phase de vol dans laquelle l'aéronef se situe, b) afficher sur un écran de navigation le palpeur et une trajectoire sol à capturer, en vue de déterminer une mise en virage de l'aéronef permettant de capturer au mieux la trajectoire à capturer.
2. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une étape consistant à donner l'ordre de la mise en virage lorsque le palpeur tangente la trajectoire sol à capturer.
3. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque étape de calcul et/ou d'affichage et/ou d'ordre de mise en virage conditionnel est commandée automatiquement ou par le pilote de l'aéronef.
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la forme d'un palpeur à droite est donnée par une équation paramétrique de la forme :
Vy * t -i- Dv Jsin
Rair étant le rayon du virage qu'aurait l'avion sans vent, θ la vitesse angulaire de l'avion dans l'air pendant le virage qu'aurait l'avion sans vent, Vx et Vy les composantes du vecteur vitesse du vent, t le temps avec t=0 au début du virage, Dv la distance de mise en virage et d l'angle de dérive.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la forme d'un palpeur à gauche est donnée par une équation paramétrique de la forme :
d
Rair étant le rayon du virage qu'aurait l'avion sans vent, θ la vitesse angulaire de l'avion dans l'air pendant le virage qu'aurait l'avion sans vent, Vx et Vy les composantes du vecteur vitesse du vent, t le temps avec t=0 au début du virage, Dv la distance de mise en virage et d l'angle de dérive.
6. Equipement embarqué d'aide à la navigation d'un aéronef comportant au moins une mémoire de programme et une interface utilisateur, caractérisé en ce que la mémoire de programme comporte un programme de calcul d'un palpeur c'est-à-dire de la trajectoire sol que suivrait l'aéronef s'il débutait à l'instant un virage au taux maximal applicable à la phase de vol dans laquelle l'aéronef se situe, et un programme d'affichage sur l'interface utilisateur d'une trajectoire à capturer et du palpeur.
9. Equipement selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l'interface utilisateur comprend des moyens de commande du calcul du palpeur.
10. Equipement selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l'interface utilisateur comprend en outre des moyens de commande de l'affichage du palpeur.
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