Procédé de détermination d'un état de crédibilité de mesures d'un capteur d'incidence d'un aéronef et système correspondant

La présente invention concerne un procédé de détermination d'un état de crédibilité de mesures d'au moins un capteur d'incidence d'un aéronef lors d'un vol dudit aéronef.

Le pilotage d'un aéronef repose sur la connaissance de paramètres de vol de celui-ci, telles que sa vitesse par rapport à l'air ambiant, son altitude et son incidence.

Ces paramètres sont déterminés au moyen de sondes situées sur la carlingue de l'aéronef. De manière connue, ces sondes comprennent des capteurs de pression statique, des sondes de Pitot pour la mesure de la pression totale, des sondes d'incidence montées sur un dispositif à palette ou pneumatique, et des sondes de température totale.

Ces sondes sont alors raccordées à des moyens de détermination de la grandeur correspondante. Notamment, un anémomètre détermine la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air à partir des mesures de pressions totale et statique, et un altimètre détermine l'altitude de l'aéronef à partir de mesures de la pression statique.

Ces mesures sont ensuite regroupées et affichées sur un dispositif d'affichage qui constitue une source d'information centrale à partir de laquelle le pilotage de l'aéronef est effectué.

De manière connue, les sondes d'incidence et de pression se présentent sous la forme de palettes et de tubes protubérants de la peau de l'aéronef. Elles sont ainsi exposées à des facteurs météorologiques ou mécaniques qui peuvent en altérer le fonctionnement, en particulier par obstruction d'orifices de ces sondes par du givre ou des poussières ou insectes, ou par blocage des dispositifs à palette.

De telles défaillances conduisent à la production de mesures erronées, et notamment à l'affichage d'incidences, de vitesses et/ou d'altitudes fausses, pouvant conduire le pilote à effectuer des manœuvres inappropriées. Par exemple, de fausses informations de pilotage peuvent conduire au décrochage de l'aéronef ou à la perte de son contrôle du fait d'une vitesse trop élevée.

Afin de minimiser les conséquences de telles défaillances, les régulations en aéronautique imposent aux constructeurs de disposer de moyens de mesures de ces caractéristiques redondants.

Ainsi, les aéronefs comprennent généralement au moins une sonde de secours identique à chaque sonde susceptible de faillir. Toutefois, cette solution ne donne pas entière satisfaction. En effet, les sondes de secours existantes sont pour la plupart de type protubérant, et par conséquent présentent les mêmes risques de défaillance que les sondes qu'elles sont destinées à suppléer.

Ainsi, en cas de défaillance des sondes de mesure, aucune mesure fiable n'est fournie au pilote.

En outre, le pilote ne dispose d'aucun moyen pour vérifier la fiabilité des informations fournies par les sondes.

Un but de l'invention est donc de détecter d'éventuels dysfonctionnements de capteurs de l'aéronef, en particulier de capteurs d'incidence, pour être à même d'avertir le pilote de ces dysfonctionnements et de lui fournir des informations alternatives fiables.

A cette fin, l'invention a pour objet un procédé du type précité, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un test de cohérence entre des mesures d'incidence de l'aéronef, issues dudit capteur d'incidence, et des mesures d'au moins une caractéristique de vol de l'aéronef, distincte de l'incidence, comprenant les étapes suivantes:

- détermination d'au moins une valeur de l'incidence de l'aéronef à partir d'au moins une mesure dudit capteur d'incidence,

- détermination d'au moins une valeur de ladite caractéristique de vol de l'aéronef,

- détermination d'une valeur d'au moins un indicateur de cohérence de la valeur de l'incidence avec la valeur de ladite caractéristique,

- activation d'un état de crédibilité faible, dans lequel les mesures dudit capteur d'incidence sont jugées non fiables, ou d'un état de crédibilité intermédiaire, dans lequel les mesures dudit capteur d'incidence sont jugées cohérentes avec les mesures de ladite caractéristique de vol, en fonction de la valeur dudit indicateur de cohérence.

Suivant des modes particuliers de réalisation, le procédé de détermination comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :

- ledit test de cohérence comprend un test de cohérence dynamique, dans lequel ladite caractéristique de vol est un facteur de charge de l'aéronef, ledit procédé comprenant l'activation de l'état de crédibilité faible ou d'un premier état de crédibilité intermédiaire en fonction de la valeur dudit indicateur de cohérence ;

- ledit indicateur de cohérence mesure une cohérence dynamique entre des valeurs de l'incidence et du facteur de charge sur des premier et deuxième intervalles de temps ;

- ledit indicateur de cohérence est un coefficient de corrélation statistique entre lesdites valeurs de l'incidence et lesdites valeurs du facteur de charge sur lesdits premier et deuxième intervalles de temps, déterminé sous la forme : . . Οον _φ {η _ζ ,α)

Corr, (n _z , a) = ^ψ - ,

F F

où Co^(n _z , o ) désigne une covariance entre lesdites valeurs d'incidence a et lesdites valeurs de facteur de charge η _ζ , ε _α désigne un écart-type des valeurs d'incidence a sur ledit premier intervalle et ε _Πζ désigne un écart-type des valeurs de facteur de charge n _z sur ledit deuxième intervalle ;

- le procédé comprend la comparaison d'une valeur absolue dudit indicateur de cohérence à un seuil de corrélation prédéterminé, l'état de crédibilité faible étant activé si ledit indicateur de cohérence est inférieur audit seuil de corrélation et l'état de crédibilité intermédiaire étant activé si ledit indicateur de cohérence est supérieur ou égal audit seuil de corrélation ;

- ledit test de cohérence dynamique comprend une étape préalable de détermination d'une pertinence dudit test de cohérence dynamique, comprenant la détermination d'une valeur de dispersion desdites valeurs du facteur de charge sur ledit deuxième intervalle, ledit test de cohérence dynamique étant jugé pertinent si ladite valeur de dispersion est supérieure ou égale à un seuil de dispersion prédéterminé et non pertinent si ladite valeur de dispersion est inférieure audit seuil de dispersion ;

- les résultats dudit test de cohérence dynamique ne sont pas pris en compte lorsque le test de cohérence dynamique est jugé non pertinent ;

- ledit test de cohérence comprend un test de cohérence statique, dans lequel ladite caractéristique de vol est une assiette de l'aéronef, ledit indicateur de cohérence mesurant une cohérence statique entre ladite valeur de l'incidence et une valeur d'assiette, ledit procédé comprenant l'activation de l'état de crédibilité faible ou d'un deuxième état de crédibilité intermédiaire en fonction de la valeur dudit indicateur de cohérence ;

- la détermination d'un indicateur de cohérence entre ladite valeur de l'incidence et ladite valeur d'assiette comprend la détermination d'une différence entre ladite valeur d'assiette et ladite valeur d'incidence, lesdites valeurs de l'incidence et d'assiette étant jugées cohérentes si la valeur absolue de ladite différence est supérieure à un seuil de différence prédéterminé et non cohérentes si la valeur absolue de ladite différence est supérieure audit seuil de différence prédéterminé ;

- ledit test de cohérence statique comprend une étape préalable de détermination d'une pertinence dudit test de cohérence statique, comprenant la détermination d'une pente de l'aéronef et d'une inclinaison de l'aéronef, la comparaison de ladite pente à un seuil de pente prédéterminé, et la comparaison de ladite inclinaison à un seuil d'inclinaison prédéterminé, ledit test de cohérence statique étant jugé pertinent si ladite pente et ladite inclinaison sont inférieures ou égales auxdits seuil de pente et d'inclinaison respectivement, et non pertinent si ladite pente est supérieure audit seuil de pente et/ou ladite inclinaison est inférieure audit seuil d'inclinaison ;

- les résultats dudit test de cohérence statique ne sont pas pris en compte lorsque le test de cohérence statique est jugé non pertinent ;

- le procédé comprend, lorsque lesdits premier et deuxième états de crédibilité intermédiaire sont successivement activés dans un intervalle de temps inférieur à un seuil prédéterminé, l'activation d'un état de crédibilité fiable, dans lequel les mesures d'incidence dudit capteur d'incidence sont jugées fiables ;

- le procédé comprend, au moins lorsque l'état de crédibilité faible est activé, une étape de détermination d'une information de vitesse auxiliaire indépendante de mesures dudit capteurs d'incidence, et une étape de mise à disposition d'un équipage de l'aéronef de ladite information de vitesse auxiliaire.

L'invention a également pour objet un système de détermination d'un état de crédibilité de mesures d'au moins un capteur d'incidence d'un aéronef lors d'un vol dudit aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de mise en œuvre d'au moins un test de cohérence entre des mesures d'incidence de l'aéronef, issues dudit capteur d'incidence, et des mesures d'au moins une caractéristique de vol de l'aéronef, distincte de l'incidence, comprenant:

- des moyens configurés pour déterminer au moins une valeur de l'incidence de l'aéronef à partir de mesures dudit capteur d'incidence,

- des moyens configurés pour déterminer au moins une valeur de ladite caractéristique de vol de l'aéronef,

- des moyens configurés pour déterminer une valeur d'au moins un indicateur de cohérence de la valeur de l'incidence avec la valeur de ladite caractéristique,

- des moyens configurés pour activer un état de crédibilité faible, dans lequel les mesures dudit capteur d'incidence sont jugées non fiables, ou un état de crédibilité intermédiaire, dans lequel les mesures dudit capteur d'incidence sont jugées cohérentes avec les mesures de ladite caractéristique de vol, en fonction de la valeur dudit indicateur de cohérence.

L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple et faite en se référant aux dessins suivants, sur lesquels :

- la figure 1 illustre de manière schématique un aéronef dans des conditions de vol classiques, auquel est appliquée l'invention ; - la figure 2 est un schéma synoptique général représentant le système selon l'invention ;

- la figure 3 est un schéma synoptique illustrant le procédé selon l'invention ;

- la figure 4 est un schéma synoptique illustrant les étapes mises en œuvre pour évaluer la fiabilité de mesures d'incidence selon un mode de réalisation ;

- la figure 5 est un schéma synoptique représentant des étapes mises en œuvre pour évaluer la fiabilité de mesures de pression selon un mode de réalisation ;

- la figure 6 illustre un mode de représentation par un dispositif d'affichage auxiliaire d'un premier ensemble d'informations relatives au vol ;

- la figure 7 illustre un mode de représentation par un dispositif d'affichage auxiliaire d'un deuxième ensemble d'informations relatives au vol ;

- la figure 8 illustre un mode de représentation par un dispositif d'affichage auxiliaire d'un troisième ensemble d'informations relatives au vol.

La Figure 1 représente, de manière schématique, un aéronef 1 en vol auquel est appliqué le procédé selon l'invention.

L'aéronef 1 est représenté sur la Figure 1 par son seul centre de gravité. Son axe longitudinal est orienté selon un axe X, qui forme avec l'horizontale A un angle R appelé assiette de l'aéronef. Il se déplace par rapport à l'air selon un vecteur vitesse l/ _ar , qui forme avec l'horizontale A un angle appelé pente air de l'aéronef. L'angle a entre l'axe longitudinal X de l'aéronef 1 et son vecteur vitesse est appelé angle d'incidence. Ces angles vérifient ainsi la relation : θ = + _air .

La vitesse propre V _P de l'aéronef, qui est sa vitesse par rapport à l'air dans un plan horizontal, est liée à sa vitesse V _s par rapport au sol dans ce plan horizontal par le triangle des vitesses selon la relation : V _P = V _s - W , où W désigne le vecteur vitesse du vent dans le plan horizontal.

Le système 2 de détermination de paramètres de l'aéronef 1 selon l'invention est représenté de manière schématique sur la Figure 2. Le système 2 est propre à déterminer des caractéristiques de l'aéronef 1 ou de l'air ambiant lors du vol, et à évaluer la fiabilité des mesures de capteurs de l'aéronef 1 .

Ce système 2 comprend un calculateur central 3 muni d'une mémoire 4. La mémoire 4 comprend notamment des tables de correspondance et des abaques fournissant la valeur d'une caractéristique de vol de l'aéronef en fonction de la valeur d'une ou plusieurs autres caractéristiques. En particulier, la mémoire 4 comprend une table d'atmosphère type donnant l'altitude pression de l'aéronef, notée Z _P , en fonction de la pression statique autour de l'aéronef. Cette altitude pression est définie comme l'altitude qu'aurait un aéronef dans une atmosphère standard s'il était à cette pression statique.

La mémoire 4 comprend également une table de correspondance fournissant la valeur d'un coefficient de portance de l'aéronef à partir de valeurs du nombre de Mach M et d'incidence a de l'aéronef. Cette table de correspondance est issue d'essais en vol préalablement réalisés. La mémoire 4 comprend par ailleurs des abaques, telles qu'un abaque permettant de déterminer la masse de l'aéronef 1 en fonction de la portance et de la traînée pendant la phase initiale de décollage, et de l'accélération en résultant.

Ce système 2 comprend par ailleurs plusieurs capteurs 5, et notamment un capteur de pression statique 5a, un capteur de pression totale 5b, un capteur de température 5c et un capteur d'incidence 5d.

Le capteur de pression statique 5a est propre à mesurer la pression statique P _s , c'est-à-dire la pression atmosphérique au niveau de l'aéronef. Le capteur de pression totale 5b est par exemple une sonde Pitot. Il est propre à mesurer la pression totale P _T , somme de la pression dynamique P _dyn et de la pression statique P _s .

Le capteur de température 5c est propre à mesurer la température totale, notée TAT pour « Total Air Température >>, correspondant à la température d'impact de l'air dans la sonde destinée à la mesure. Cette température est constante sur tout le filet d'air qui arrive sur la sonde.

La température totale est liée à la température statique de l'air, notée SAT pour « Static Air Température >>, et correspondant à la température que mesurerait un thermomètre à l'arrêt dans la masse d'air, par la relation :

où M désigne le nombre de Mach de l'aéronef et γ - 1 .4 est le coefficient adiabatique de l'air.

Le capteur d'incidence 5d est propre à déterminer l'incidence a de l'aéronef 1 . Tous les capteurs sont reliés au calculateur 3.

Le système 2 de détermination comprend également un altimètre 6, un anémomètre 7, un machmètre 8 et un accéléromètre 9.

L'altimètre 6 est relié au capteur de pression statique 5a et au calculateur 3. Il est propre à déterminer l'altitude pression Z _P de l'aéronef 1 par rapport à un niveau de référence à partir de la mesure de la pression statique P _s . A cette fin, l'altimètre 6 utilise par exemple une table d'atmosphère type comprenant des valeurs tabulées de pressions statiques en fonction de l'altitude.

L'anémomètre 7 est relié aux capteurs de pression statique 5a et totale 5b et au calculateur 3. Il est propre à déterminer, à partir des pressions statique P _s et totale P _T , la pression dynamique P _dyn = P _T - P _s , et à déduire de cette pression dynamique la vitesse conventionnelle V _c de l'aéronef par rapport à l'air, à partir de la relation :

3,5

rdyn

1 + 0,2 - 1 (2)

661,471

où 101325 correspond à la pression atmosphérique au sol, 661 ,471 est la vitesse du son au sol en nœuds.

La vitesse conventionnelle est ainsi donnée par :

1

dyn

+ 1

101325

V _r = 661,471 (3)

0,2

Cette vitesse conventionnelles V _c est celle qui aurait produit la même pression dynamique P _dyn en volant dans l'atmosphère standard au sol.

L'équivalent de vitesse EV peut être déduit de l'altitude pression Z _P et du nombre de Mach M par : p ₀ EV ² = pa ² M ² (4) où pO désigne la masse volumique de l'air au sol, a la vitesse du son et p la masse volumique de l'air .

Lorsque le nombre de Mach de l'aéronef est faible (M<0,4), V _c « EV .

Le machmètre 8 est relié aux capteurs de pression statique 5a et totale 5b et au calculateur 3. Il est propre à déduire de la pression totale P _T et de la pression statique P _s le nombre de Mach de l'aéronef. On notera ainsi M _a le nombre de Mach tel que déterminé par le machmètre 8.

L'accéléromètre 9 comprend une centrale à inertie. Il est propre à déterminer un vecteur d'accélération J de l'aéronef, et notamment ses composantes Jx et Jz suivant l'axe longitudinal X de l'aéronef et l'axe de lacet Z de l'aéronef 1 respectivement.

Le système 2 de détermination comprend par ailleurs un capteur de position géographique, avantageusement un capteur d'altitude, tel qu'un capteur de position par satellites, par exemple un capteur GPS 10. Ce capteur GPS 10 est propre à déterminer la position de l'aéronef 1 , notamment son altitude exprimée de manière classique au-dessus du géoïde de référence WGS 84 (pour World Geodetic System), appelée altitude GPS Z _G ps- A partir de cette position, le système 2 est propre à estimer la vitesse horizontale

GS de l'aéronef 1 par rapport au sol, la vitesse V _Z (GPS) de l'aéronef 1 selon l'axe vertical B et une altitude pression reconstituée, notée Z _p ^** . Le capteur GPS 10 est relié au calculateur 3.

Le calculateur 3 est propre à déterminer, à partir d'une valeur de Mach M de l'aéronef, sa vitesse par rapport à l'air, appelée vitesse vraie et notée TAS pour « True Air Speed », suivant la relation :

TAS = Mj R - SAT (5) où γ est le coefficient adiabatique de l'air et R la constante universelle des gaz parfaits.

Le calculateur 3 est également propre à déterminer la norme de la vitesse propre V _p de l'aéronef, norme de la projection horizontale de la vitesse vraie TAS, à partir de la relation :

TAS ² = V* + V* {GPS) (6)

Le système 2 de détermination comprend par ailleurs des moyens 1 1 de détermination de la quantité de carburant contenue dans les réservoirs de l'aéronef 1 . Les moyens 1 1 sont reliés au calculateur 3. Ces moyens comprennent par exemple des jauges de réservoirs et des débitmètres. Les jauges de réservoirs sont propres à mesurer la quantité, notamment la masse de carburant contenue dans chaque réservoir, permettant au calculateur 3 de déterminer la masse de carburant dans l'aéronef 1 . Les débitmètres sont propres à mesurer le débit massique de carburant fourni à chaque moteur, permettant au calculateur 3 de déduire la masse FU de carburant consommée, et à partir d'une mesure initiale de la masse de carburant, la masse de carburant restant.

L'aéronef 1 comprend des moyens 12 d'interface homme-machine. Ces moyens 12 sont reliés au système 2 de détermination. Ils sont propres à présenter des informations à destination de l'équipage et notamment du pilote, et à recevoir des instructions du pilote destinées en particulier au système 2 de détermination.

L'aéronef 1 comprend ainsi des instruments de bord, propres à présenter au pilote des informations relatives au vol de l'aéronef 1 . Notamment, ces instruments comprennent des moyens d'affichage classiques, propres à afficher les caractéristiques du vol issues des mesures de pression et d'incidence par les capteurs de pression et d'incidence. L'aéronef 1 comprend également un dispositif d'affichage auxiliaire 14. Le dispositif d'affichage auxiliaire 14 comprend des moyens 15 d'affichage sélectif de différentes évaluations de caractéristiques du vol, en fonction d'un état de crédibilité affecté aux mesures des capteurs, et notamment des capteurs d'incidence et de pression.

Le dispositif d'affichage auxiliaire 14 est complété en outre par des moyens 16 d'affichage de messages d'alerte destinés à informer le pilote de l'état de crédibilité affecté aux mesures des capteurs, et en particulier à l'avertir lorsque les mesures d'un ou plusieurs capteurs ne sont pas fiables. Ces messages peuvent être des signaux visuels et/ou sonores, par exemple des signaux lumineux. Avantageusement, ces signaux sont des messages textuels ou symboliques et sont inclus dans le dispositif d'affichage des pannes de l'avionique résidente.

L'aéronef 1 comprend par ailleurs une interface 17 de saisie, par exemple des boutons de commande et un clavier, permettant au pilote de donner des instructions au système de détermination ou d'entrer des valeurs numériques de paramètres de vol.

On a représenté sur la Figure 3 un exemple de mise en œuvre du procédé selon un mode de réalisation de l'invention, pour la surveillance de la crédibilité d'informations de pilotage fournies par les sondes et appareils de mesure de cet aéronef, et en particulier des valeurs de pression et d'incidence mesurées.

Le procédé comprend une étape 21 de détermination d'une masse au parking initiale mp _i0 de l'aéronef 1 , en vue de déterminer une masse estimée de l'aéronef 1 à tout instant lors de son vol.

Cette masse au parking initiale m _pi o est élaborée en estimant, selon différentes méthodes, plusieurs masses m _pi au parking de l'aéronef 1 et en déterminant la masse au parking initiale mp _io de l'aéronef 1 à partir des estimations m _pi ainsi obtenues.

L'étape 21 comprend ainsi avantageusement la détermination de trois masses au parking m _p1 , m _p2 , m _p3 , et le choix comme valeur de masse au parking initiale m _pi0 de la valeur médiane de ces trois masses (i ₀ = 1 , 2 ou 3).

L'étape 21 comprend une phase 23 de détermination de la première masse au parking m _p1 de l'aéronef 1 , à un instant initial ti avant le décollage de l'aéronef 1 . Cette masse au parking est déterminée par estimation et sommation de la masse de base de l'aéronef 1 , la masse de carburant et la masse du chargement. Cette masse n'est généralement pas exacte. Notamment, la mesure de la masse de carburant contenue dans les réservoirs n'est pas une mesure exacte. On estime l'erreur faite sur cette masse m _p1 à quelques pourcents. En outre, la masse de base et la masse du chargement peuvent subir des erreurs dues à la mesure, à la transmission d'informations, au pilote et/ou à la saisie dans le système.

L'étape 21 comprend une phase 25 de détermination de la deuxième masse au parking m _p2 de l'aéronef 1 , réalisée lors du décollage, à un instant t ₂ choisi par exemple 3 secondes après la fin du signal d'enfoncement des trains "Weight off wheels".

Cette deuxième masse au parking m _p2 est déterminée à partir de caractéristiques de l'aéronef à l'instant t ₂ , notamment la poussée nominale des moteurs au décollage dans des conditions de tarage, de température et de pression saisies par le pilote, et la traînée théorique de l'aéronef dans la configuration "train sorti + volets décollage" dans des conditions mesurées de vitesse et d'incidence de l'aéronef.

La phase 25 comprend la détermination d'une masse m ₂ de l'aéronef 1 à l'instant t ₂ lors du décollage, à laquelle est ajoutée la masse de carburant FU(t ₂ ) consommée depuis le décollage. La phase 25 comprend à cette fin la détermination des forces de poussée F et de traînée T exercées sur l'aéronef 1 à cet instant t ₂ .

La phase 25 comprend en particulier la mesure de la température totale TAT par le capteur de température 5c et la détermination de la température statique SAT par le calculateur 3 à partir de cette mesure. Elle comprend en outre la mesure de l'incidence a par le capteur d'incidence 5d, la mesure de la pression statique Ps par le capteur de pression statique 5a, de l'accélération longitudinale Jx et selon l'axe Z J _z de l'aéronef 1 par l'accéléromètre 9, et d'une information de vitesse de l'aéronef..

Cette information de vitesse est avantageusement un nombre de Mach indépendant des pressions mesurées et de l'incidence a, noté M ^** . Ce nombre de Mach M ^** est déterminé à partir du triangle des vitesses, selon la relation : dans laquelle :

GS et V _Z (GPS) sont respectivement la vitesse horizontale de l'aéronef 1 par rapport au sol et la vitesse de l'aéronef 1 selon l'axe vertical B, dérivée de l'altitude pression GPS par rapport au temps, déterminées à partir de mesure du capteurs GPS 10 à l'instant t ₂ ;

- k est un vecteur unitaire ascendant parallèle à l'axe vertical B ;

W(t ₂ ) est un vecteur vitesse du vent au décollage saisi par le pilote ; et SAT(t ₂ )est la température statique au décollage. A cet instant t ₂ , les roues de l'aéronef 1 ne sont plus en contact avec le sol, de telle sorte que la force de traînée T est déterminée à partir des valeurs du nombre de Mach M ^** et d'incidence a déterminées.

La force de traînée T est par exemple déterminée à partir de l'équation de propulsion de l'aéronef donnée par :

T = 0,7SP _s M ^"2 C _x (a,M ^" ,conf) (8) où C _x désigne une estimation du coefficient de traînée de l'aéronef, fonction de l'incidence a, du nombre de Mach M ^** et de la configuration de vol de l'aéronef 1 , notée « conf », relative notamment aux volets sortis (ici configuration premier segment).

Le coefficient de traînée C _x est par exemple estimé à partir d'une table de correspondance stockée dans la mémoire 4 du calculateur 3, fournissant une estimation de la valeur de C _x à partir du nombre de Mach M ^** et de l'incidence a de l'aéronef 1.

Cependant, ce coefficient de traînée dépend faiblement du nombre de Mach, et il peut être avantageux, pour simplifier le procédé, de déterminer C en fonction de l'incidence a et de la configuration seulement, voire de fixer la valeur de C _x .

La force de poussée F, due aux moteurs, est une fonction connue de la température et de la pression.

La masse m ₂ de l'aéronef 1 au décollage est liée à l'accélération J _x , à la traînée T et à la force de poussée F par la relation :

F _x + T _x où F _x et T _x sont les projections de la force de poussée F et de la traînée T respectivement sur l'axe X.

La masse m ₂ est par exemple déterminée à partir de l'accélération, de la traînée et de la force de poussée, au moyen d'un abaque préalablement établi et stocké dans la mémoire 4.

L'abaque est établi en déterminant par pesée de manière précise la masse exacte de l'aéronef pour une série de vols d'essais, puis en mesurant pour chaque vol d'essai l'accélération J _x correspondante, avec différentes configurations de l'aéronef. Cette accélération est mesurée avec un accéléromètre.

La deuxième masse au parking m _p2 est déterminée à partir de la masse au décollage m ₂ et d'une mesure par les débitmètres de la masse de carburant consommée entre les instants ti et t ₂ . La deuxième masse au parking m _p2 est ainsi égale à : i ₂ {t ₂ )+ FU{t ₂ ) (10) où FU(t ₂ ) désigne la masse de carburant consommé entre les instants ti et t _2.

L'étape 21 comprend en outre une phase de détermination 26 de la troisième masse au parking m _p3 de l'aéronef 1 , également réalisée lors du décollage.

La détermination 26 de la troisième masse au parking m _p3 comprend la détermination d'une masse m ₃ de l'aéronef 1 à l'instant t ₂ lors du décollage, à laquelle est ajoutée la masse de carburant FU(t ₂ ) consommée depuis le décollage.

La masse m ₃ est calculée selon une équation de sustentation de l'aéronef mettant en correspondance sa masse effective à l'instant t ₂ , le facteur de charge n _z , l'incidence mesurée a, le nombre de Mach estimé M ^** , et la pression statique mesurée Ps.

L'équation de sustentation de l'aéronef est donnée de manière générale par :

n _z m g = 0,7SP _s M ² C _z { , M, conf) (1 1 ) où m est la masse de l'aéronef, S représente une surface de référence de l'aéronef, n _z le facteur de charge de l'aéronef 1 selon l'axe Z, M le nombre de Mach de l'aéronef et C _z un coefficient de portance de l'aéronef 1 selon l'axe Z.

La phase 26 comprend ainsi la détermination du facteur de charge n _z , de la pression statique Ps, du nombre de Mach et du coefficient de portance de l'aéronef 1 à l'instant t ₂ .

Le facteur de charge n _z à l'instant t ₂ est alors déterminé par le calculateur 3 à partir de l'expression :

où J _z est l'accélération selon l'axe Z déterminée par l'accéléromètre 9 à l'instant t ₂ .

Le coefficient de portance C _z (t ₂ ) estimé à l'instant t ₂ est une projection selon l'axe

Z perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'aéronef 1 du coefficient de portance C _z selon un axe orthogonal au vecteur vitesse de l'aéronef 1 , et du coefficient de traînée C _x parallèlement à ce vecteur vitesse. Le coefficient de portance C _z vérifie donc :

C _z = C _x s\r + C _z cos . Il comprend en général majoritairement un terme de sustentation.

Le coefficient de portance C _z est fonction de l'incidence a, du nombre de Mach M et de la configuration de vol de l'aéronef 1 , relative notamment aux volets sortis. A l'instant t ₂ considéré, il s'agit de la configuration premier segment (train sorti et braquage de volets choisi pour le décollage). Le coefficient de portance C _z est par exemple estimé à partir d'une table de correspondance stockée dans la mémoire 4 du calculateur 3, fournissant une estimation de la valeur de C _z à partir du nombre de Mach et de l'incidence a de l'aéronef 1 .

Cette table de correspondance est préalablement déterminée en effectuant une série de vols d'essais pour un modèle d'aéronef donné. Différentes configurations d'incidence, de facteur de masse, de charge et de Mach, et différentes configurations d'aéronefs sont balayées pour déterminer dans chaque cas le coefficient C _z .

Le coefficient de portance est ainsi estimé au moyen de la table de correspondance à partir du nombre de Mach M ^** (t ₂ ) déterminé à l'instant t ₂ et d'une valeur d'incidence oc(t ₂ ) mesurée par le capteur d'incidence à cet instant t ₂ , dans la configuration premier segment. Il est ainsi noté C _z (t ₂ ) : C _z {t ₂ ) = C _z (a{t ₂ ), M ^" (? ₂ ),1 ^er segment) .

La masse m ₃ de l'aéronef 1 à l'instant t ₂ est ainsi déduite de l'équation de sustentation selon l'expression :

La masse au parking m _p3 est déduite par ajout de la masse de carburant consommé FU(t ₂ ) entre l'instant ti et l'instant t ₂ , déterminée à partir de mesures des débitmètres.

m _p3 = m ₃ {t ₂ )+ FU{t ₂ ) (14)

Les trois masses au parking m _p1 m _p2 et m _p3 ainsi déterminées sont généralement différentes. L'étape 21 comprend ainsi une phase 27 de détermination d'une valeur de masse au parking initiale de l'aéronef 1 , notée m _pi0 , à partir des trois masses au parking m _p1 , m _p2 et m _p3 préalablement déterminées. Cette masse au parking m _pi0 est avantageusement égale à la médiane des masses m _p1 , m _p2 et m _p3 .

Ainsi, si une de ces masses a une valeur aberrante, cette valeur aberrante est exclue et n'intervient pas dans la valeur de la masse au parking m _pi0 .

Lors du vol de l'aéronef 1 , des paramètres de vol sont déterminés. Ces paramètres comprennent des caractéristiques de l'air ambiant et du vol de l'aéronef 1 , et sont déterminés de manière continue ou périodique à des instant t _v du vol, lors d'une étape 28.

Cette étape 28 comprend une phase de détermination 29 de caractéristiques de l'air ambiant, notamment de la pression statique P _s et des températures statique SAT et totale TAT. L'étape 28 comprend également une phase de détermination 31 de caractéristiques de vol de l'aéronef 1 , et en particulier de son incidence a par le capteur d'incidence 5d, de l'altitude pression Z _P par l'altimètre 6, du nombre de Mach M _a par le machmètre 8 et de l'accélération J par l'accéléromètre 9, à l'instant t _v considéré. Le nombre de Mach M _a constitue une deuxième information de vitesse, en plus de l'équivalent de vitesse EV.

L'étape 28 comprend par ailleurs une phase de détermination 33 du coefficient de portance C _z et du facteur de charge n _z de l'aéronef 1 selon l'axe Z à partir des valeurs du nombre de Mach M _a , d'incidence a et d'accélération J déterminées lors de la phase 31.

Comme précédemment décrit, le facteur de charge n _z est déterminé à partir de l'expression :

" = y (15) où J _z est l'accélération selon l'axe Z déterminée lors de la phase 31 .

Par ailleurs, le coefficient de portance C _z est estimé à partir de la table de correspondance stockée dans la mémoire 4 du calculateur 3, fournissant une estimation de la valeur de C _z à partir des valeurs du nombre de Mach M _a et d'incidence a déterminées lors de la phase 31 .

L'étape 28 comprend en outre une phase de détermination 39 d'une masse estimée m de l'aéronef 1 lors de son vol.

La détermination 39 de la masse estimée m comprend une phase de détermination 41 d'une quatrième masse au parking de l'aéronef 1 , lors du vol de l'aéronef 1 , à partir de l'équation de sustentation de l'aéronef. Cette quatrième masse est ainsi appelée masse de sustentation m _sp . Cette masse de sustentation est déterminée en estimant la masse instantanée de l'aéronef 1 à plusieurs instants t distincts lors du vol, avantageusement en continu, en déduisant à partir de chacune des masses instantanées ainsi évaluées une masse au parking de l'aéronef 1 , et en effectuant une moyenne pondérée de ces masses au parking.

La masse instantanée de l'aéronef 1 à chaque instant t, notée m ₄ (t), est déduite de l'équation de sustentation à partir de la pression statique P _s mesurée lors de la phase 29, du nombre de Mach M _a déterminé lors de la phase 31 , et du coefficient de portance C _z et du facteur de charge n _z déterminés lors de la phase 33, selon l'expression :

2

^ ₌ 0,7 SP _s M _a ² C _z {a, M _a , conf)

n _z g Une masse au parking m ₄ ' est déduite par ajout de la masse de carburant consommée FU(t) entre l'instant ti et l'instant t, déterminée à partir de mesures des débitmètres.

Cependant, cette valeur de masse au parking m ₄ ' dépend de mesures qui pourraient être erronées, notamment en cas de turbulence, ou de défaillances d'instruments de mesure.

On détermine ainsi lors de la phase 41 la masse de sustentation m _sp comme une moyenne pondérée des masses au parking m ₄ ' déterminées entre l'instant t ₂ de décollage et l'instant t _v , cette moyenne étant réalisée seulement sur les instants t lors desquels les mesures sont considérées comme fiables. La masse de sustentation m _sp est ainsi déterminée à un instant t _v à partir de l'expression :

Z _m (t) désigne ici une fonction caractéristique de masse prenant la valeur 1 ou 0 selon des critères géométriques et dynamiques indépendants visant à caractériser le vol rectiligne horizontal de l'aéronef 1 .

La valeur de la fonction _m (t) à chaque instant t est déterminée par le calculateur

3. Notamment, lorsque l'aéronef 1 est dans une phase de vol stabilisée et calme, c'est-à- dire lorsque la vitesse verticale V _Z (GPS) issue du capteur GPS 10 est inférieure à un seuil prédéterminé, la valeur absolue de l'inclinaison (issue des centrales à inertie) est inférieure à 5°, le facteur de charge n _z est voisin de 1 et une énergie du facteur de charge, définie comme sa variance, est proche de zéro, _m (t) prend la valeur 1 . Au contraire, lorsque le vol est agité ou non stabilisé en ligne droite, ou lorsque le calculateur 3 détecte une défaillance d'un capteur ou instrument de mesure, comme décrit ci-après, il fixe la valeur^ _m (i) = 0 .

La masse de sustentation m _sp n'a donc pas une valeur figée, mais est ajustée lors du vol.

La masse estimée m de l'aéronef 1 est alors déterminée lors d'une étape 43 à partir des valeurs de masse au parking m _pi0 et m _sp . La masse estimée m est ainsi du type m = (m _pi0 , m _sp ) .

La masse estimée m est par exemple une somme pondérée de la masse médiane m ₀ déterminé lors de l'étape 21 et de la masse de sustentation m _sp . Les coefficients de pondération sont par exemple calculés à partir de la fonction z _m {t), de telle sorte que le coefficient attribué à la masse de sustentation soit proportionnel à la fraction de temps lors de laquelle cette masse a pu être déterminée.

La masse estimée m est dans cet exemple donnée par :

m(t _v ) = [(1 - p(t _v ))m _pi0 + p(t _v )m _sp (f„ )] - FU(t _v ) (18) où la fonction p(?J est définie par :

Ainsi, lorsque le vol est stabilisé depuis longtemps, p(t _v ) tend vers 1 et la masse estimée m tend vers la masse de sustentation m _sp dont on a soustrait la masse de carburant consommé.

On remarque en outre que tout biais dans la valeur FU(t _v ), résultant par exemple d'une erreur affectant la débitmétrie de l'aéronef, n'a d'influence que sur le terme (1 - p{t _v ))m _pi0 , qui est d'autant plus faible que p(t _v ) est proche de 1 , c'est-à-dire que la majorité du vol s'effectue en croisière. Ainsi, lorsque le vol est stabilisé depuis longtemps, un biais dans la valeur FU(t _v ) n'aura quasiment aucune incidence sur la valeur de la masse estimée m .

L'étape 28 comprend par ailleurs une phase de détermination 45 de paramètres de vols auxiliaires, destinés à permettre le calcul de tests des paramètres de vols issus des capteurs ou instruments de mesure, et à remplacer ces paramètres en cas d'identification d'une défaillance d'un ou plusieurs de ces capteurs ou instruments. Ces paramètres auxiliaires sont donc déterminés de manière continue ou périodique à partir de l'instant t ₂ de décollage de l'aéronef. L'indice n de ces paramètres correspond à la nième valeur déterminée de ces paramètres lorsque la détermination est périodique.

La phase 45 comprend notamment la détermination 47 de paramètres de vol à partir de données issues du capteur GPS 10, la détermination 49 d'une première information de vitesse auxiliaire de l'aéronef 1 , indépendante des pressions mesurées, la détermination 50 d'une température statique auxiliaire et l'estimation 51 de la vitesse du vent.

La connaissance de l'altitude pression de l'aéronef (ou de la pression statique environnant l'aéronef) est d'importance primordiale pour tout procédé de surveillance analytique des paramètres de vol, visant en particulier à détecter une corruption éventuelle des valeurs de pressions statique et totale mesurées. Ainsi, selon l'invention, une information d'altitude issue d'un capteur de position géographique est en permanence disponible lors du vol de l'aéronef 1 . Cette information d'altitude est avantageusement issue du capteur GPS 10, l'altitude étant exprimée de manière classique au-dessus du géoïde de référence WGS 84.

La phase 47 comprend ainsi la détermination d'une altitude mesurée par le GPS et notée Z _G ps, d'un estimateur d'altitude pression, également appelé altitude pression reconstituée et noté Z _P **, et d'une pression statique reconstituée notée P _s **, déterminée à partir de l'altitude pression reconstituée Z _P ** au moyen d'une table d'atmosphère standard.

Deux modes sont à distinguer. Selon un premier mode, appelé mode primaire, l'altitude pression reconstituée Z _P ** est déterminée en retranchant de l'altitude GPS Z _GPS un terme correctif d'altitude afin de tenir compte du décalage entre l'atmosphère standard et l'atmosphère réelle de vol. Ce décalage peut être dû à une pression au niveau du sol inférieure, respectivement supérieure, à la pression standard de 1 01 3 bar, générant un décalage des courbes isobares vers le bas, respectivement vers le haut, et à un gradient de température non standard entre le sol et l'aéronef, modifiant l'espacement des isobares.

Ce décalage est déterminé à des intervalles DT constants, par exemple égaux à 30 secondes, par comparaison entre l'altitude pression reconstituée Z _P ** et l'altitude pression Z _P issue de l'altimètre 6. Ces écarts constituent une suite de valeurs ΔΖ /), où y est un entier naturel. Les instants successifs de mesure de ces écarts seront notés t(y). Ainsi :

AZ(j) = Z _GPS (t(j)) - Z _p (t(j)) (20)

Le terme correctif d'altitude est calculé à partir des écarts ΔΖ(/) comme une suite ΔΖ** /) donnée par la formule ΔΖ** /) = ΔΖ(/), où / ^' est un indice inférieur ou égal à y, choisi selon l'algorithme suivant :

- Si aucune incohérence des paramètres anémo-clino-barométriques n'a été déclarée, c'est-à-dire si les mesures des capteurs de pression statique 5a, de pression totale 5b et d'incidence 5d n'ont pas été jugés non fiables, et si AZ(y ^' ) e [AZ(y ^' - l) - S7~;AZ(y ^' - l) + S7~] l'indice / ^' est égal à l'indice y, c'est-à-dire Δ ^** Ζ(/) = AZ(j) . Δ ^** Ζ est donc ainsi automatiquement recalé.

ST est un seuil de tolérance. La vérification de l'appartenance de AZ(j) à l'intervalle [AZ(y ^' - l) - S7~;AZ(y ^' - l) + S7~] revient à analyser analytiquement les sauts de AZ(j) de manière à refuser un recalage aberrant en cas de corruption de l'altitude pression Z _p (f(y ^' )) . Le seuil de tolérance ST peut par exemple prendre la valeur de 100 ft +

5%|Vz|. Le premier terme de 1 00 pieds est destiné à couvrir un gradient exceptionnel d'isobare en altitude (générateur du vent géostrophique) ainsi que la fluctuation statistique de la valeur d'altitude issue des GPS ; le second terme égal à 5 pourcents de la vitesse verticale V _Z (GPS) est destiné à couvrir, en cas de changement d'altitude, un écart de température d'au plus par rapport au standard 30 'Ό en valeur absolue. ST peut avantageusement être adapté suite à l'analyse de résultats d'essais en vol. A titre d'exemple, un vent géostrophique de 200 nœuds au pôle correspond à un gradient d'isobare de 40 pieds en 30 secondes de vol.

- Si aucune incohérence des paramètres anémo-clino-barométriques n'a été déclarée, et si ΔΖ(/) ί [AZ(y ^' - l) - S7~;AZ(y ^' - l) + S7~] , la valeur de l'indice / ^' reste égale à sa valeur précédente, et Δ ^** 2 n'est pas recalé. De plus, le processus de recalage de la suite d'écarts d'altitude ΔΖ** /) sur la suite ΔΖ est arrêté jusqu'à une relance éventuelle par le pilote comme cela sera décrit plus bas.

- Lorsque au contraire les paramètres anémo-clino-barométriques déterminés à partir des capteurs de pression statique 5a, de pression totale 5b et d'incidence 5d sont jugés incohérents donc non fiables, comme décrit ci-après, le processus de recalage de la suite d'écarts d'altitude AZ**(j) sur la suite ΔΖ est arrêté. Ainsi, la valeur / ^' est figée au dernier indice "pertinent", c'est-à-dire correspondant à un instant passé du vol pour lequel l'incohérence ne s'était pas encore manifestée. Ainsi /</. Ainsi, le processus de recalage de la suite d'écarts d'altitude ΔΖ** /) sur la suite ΔΖ est arrêté jusqu'à la relance éventuelle par le pilote.

- Par ailleurs, le pilote dispose d'une commande de relance dédiée au recalage manuel de ΔΖ**. Ainsi, lorsque / ^' ≠ y en raison d'une incohérence des paramètres anémo- clino-barométriques ou d'une invraisemblance de l'altitude pression, le pilote peut, en fonction d'informations extérieures dont il pourrait disposer, agir sur cette commande pour d'une part forcer le saut d'indice j, ce qui resynchronise les battements de DT à l'instant de l'appui, d'autre part pour relancer le recalage périodique de i sur j, à moins qu'une incohérence des paramètres anémo-clino-barométriques soit à nouveau détectée ou qu'un recalage aberrant survienne à nouveau. Cette commande de relance est par exemple un bouton poussoir situé sur le dispositif d'affichage auxiliaire 14. Elle permet en particulier de forcer le recalage de AZ ^** à une valeur mesurée de Z _GPS - Z _p à l'instant de l'actionnement de la commande.

L'altitude pression reconstituée Z _P ** est ainsi déterminée à chaque instant t à partir de l'expression : Z _P ^" {t) = Z _GPS {t)- AZ ^" {j) (21 ) où j est l'indice correspondant au battement de temps précédant immédiatement t, tel que f(y) < f < f(y + l) .

Ainsi, à chaque fois que l'indice / ^' est aligné sur l'indice y (qu'il s'agisse d'un recalage automatique ou manuel), à l'instant t = t(j), on a :

Z _P ^" {t{j)) = Z _GPS {t{j))- AZ ^" {j)

= Z _GPS (f (y)) - [Z _GPS {t{j)) - Z _P {t{j))] ,

= zMi))

Ainsi, tant que les mesures des capteurs sont jugées fiables et en l'absence de corruption de l'altitude pression, ou lorsque le pilote agit sur la commande de relance, l'altitude pression reconstituée Z _P ^** est bien recalée sur celle de l'altitude pression Z _P . Il s'agit donc d'une hybridation "lâche" en ce sens que l'intervalle typique de temps entre deux recalages est de DT (30 secondes dans l'exemple choisi).

L'estimateur d'altitude pression Z _P ^** permet donc de fournir en permanence une valeur estimée de la pression statique environnant l'avion (via une table d'atmosphère standard), en se protégeant contre une corruption soudaine de la sonde de pression statique 5a : par exemple, un figeage de la pression statique est très rapidement détecté après une mise en montée ou en descente de l'avion, par le dépassement du seuil de tolérance ST et la divergence rapide entre les altitudes Z _P ^** et Z _P .

En outre, lorsqu'une incohérence entre les paramètres anémo-clino-barométriques issus de capteurs est détectée, l'arrêt du recalage automatique permet de ne plus prendre en compte des valeurs de pression statique et totale douteuses ; en effet, le mauvais fonctionnement des sondes de pression, qu'elles soient statiques ou totales, a un impact direct sur la fiabilité de l'altitude pression élaborée par le calculateur 3.

L'altitude pression issue du capteur GPS est affichée par le dispositif d'affichage auxiliaire 14 lorsque les valeurs de pression statique et totale sont jugées non fiables. Le pilote peut alors choisir d'afficher soit l'altitude au-dessus du géoïde de référence Z _GP s (il s'agit alors d'un calage « GEO» de l'altitude au-dessus du géoïde de référence), soit l'altitude pression reconstituée Z _P ^** (il s'agit alors d'un calage « Standard» de l'altitude).

L'arrêt du recalage automatique de ΔΖ ^** à cause d'une au moins des deux conditions d'arrêt décrites ci-dessus pourrait nuire, à long terme, à la précision de l'altitude pression reconstituée Z _P ^** . La commande de recalage permet d'éviter une telle imprécision et de relancer le recalage automatique, lorsque le pilote dispose d'informations lui permettant d'accréditer la validité des mesures de pression statique. Cependant, si aucune information disponible à bord ne vient accréditer la validité de ces mesures de pression statique, l'altitude GPS de l'aéronef 1 au-dessus du géoïde et la pression statique environnant l'aéronef 1 sont évaluées selon un mode secondaire, en fonction du QNH local. Le QNH est un code international destiné au calage de l'altimètre de telle sorte que celui-ci indique l'altitude topographique du terrain où est élaboré le QNH lorsque l'aéronef se trouve au sol sur ce terrain.

Le QNH local, obtenu ponctuellement par prévision météorologique, ou bien par des moyens radiocom ou datalink, est alors inséré dans ce mode secondaire par le pilote, et le calculateur 3 extrait la pression P _st statique théorique dans une table d'atmosphère standard, correspondant à une altitude pression située à une altitude Z _GPS au-dessus de l'isobare du QNH.

Dans ce mode secondaire, la pression statique reconsituée P _s ^** est égale à la pression statique théorique P _st . Il est à noter que cette estimation de la pression statique est d'autant meilleure que l'avion vole près de la surface du sol ou de la mer.

Avantageusement, l'entrée dans ce mode secondaire de reconstitution de la pression statique peut se faire par appui sur la même commande que la commande de relance de ΔΖ ^** en mode primaire. Le duplexage de cette commande peut être réalisé implicitement par l'affichage d'un calage altimétrique par le pilote sur le dispositif d'affichage auxiliaire 14 : si le calage demandé est « standard », l'actionnement de la commande de recalage relancera le processus de recalage automatique selon le mode primaire ; si le calage est de type manuel (QNH affiché), typiquement sous la surface de transition, la commande de recalage activera le mode secondaire de reconstitution de la pression statique.

La première vitesse auxiliaire de l'aéronef 1 déterminée lors de la phase 49 est indépendante de la pression statique P _s issue du capteur de pression statique 5a. Elle est avantageusement extrapolée en temps réel à partir de la valeur courante de l'incidence mesurée. Cette vitesse est par exemple un nombre de Mach, appelé Mach fort et noté -

Ce nombre de Mach est déterminé périodiquement à partir de l'équation de sustentation, sous la forme d'une série par récurrence, selon la relation :

1

O.VS P c _z ^' (t _v )

M _N = (22) n _z mg n est un indice temporel correspondant à un instant t _v - P _s ^** est la pression statique reconstituée déterminée lors de la phase 47 à l'instant t _v ,

- n _z est le facteur de charge déterminé lors de la phase 31 à l'instant t _v ,

m est la masse estimée lors de la phase 39 à l'instant t _v , et

- C _z ^* (t _v ) = C _z ( (t _v \ M _n ^* _ conf) est un coefficient de portance estimé à l'instant

Le coefficient de portance estimé C _z (t _v ) est déterminé à partir d'une table de correspondance, fournissant la valeur de C _z (t _v ) à partir de la valeur de l'incidence a à l'instant ^ déterminée lors de la phase 31 , et du dernier Mach fort déterminé, c'est-à-dire le Mach fort Μ _η ^' _ d'indice n-1 .

Ce coefficient de portance estimé C _z (t _v ) diffère ainsi du coefficient de portance

C _z déterminé lors de la phase 33 en ce qu'il ne fait pas intervenir le nombre de Mach issu du Machmètre 8 à partir de la pression statique mesurée par le capteur de pression statique 5a et de la pression totale mesurée par le capteur de pression totale 5b. Le Mach fort M _n ^' ne dépend donc pas des pressions mesurées à l'instant t _v .

La série M _n ^' est initialisée à partir d'un premier terme M . Ce premier terme est une valeur initiale fiable, provenant de mesures indépendantes des capteurs de pressions.

La fréquence de détermination du Mach fort est par exemple comprise entre 1 et 10Hz, de préférence 4Hz.

Le Mach fort dépend cependant de l'incidence a. En cas de défaillance du capteur d'incidence 5d détectée, cette vitesse M _n ^' n'est donc plus calculée.

Le Mach fort /W ^* ainsi calculé permet de déduire une estimation de température statique SAT _n ^* indépendante des mesures de pression provenant des capteurs 5a ou 5b, un estimateur d'écart de température standard Δ/SA ^* , estimant l'écart de la température

SAT _n ^* par rapport à la température statique SAT _std attendue à l'altitude pression reconstituée Z _P ^** de l'aéronef, et une estimation de la vitesse horizontale du vent.

La température statique SAT _n ^* est obtenue lors de la phase 50 à partir de la température totale TAT issue du capteur 5c, supposée fiable, et du Mach fort M _n ^' , en remplaçant dans l'équation (1 ) le nombre de Mach M par le Mach fort M _n ^' suivant l'expression : TAT{t _v ) TAT{t _v )

SATl =

n ^r 1 + r—l - Mu _n ^* A ~ ( ^{+ 0} - ^2M _N ^'2 ) (23)

2

L'estimateur d'écart de température standard Δ/SA ^* estimant l'écart de la température SA T _n par rapport à la température statique SAT _std attendue à l'altitude pression GPS Z _P ^** de l'aéronef, est déterminé selon l'expression :

A/S \; = SAT _std - S \r (24) la température SAT _std étant par exemple déterminée à partir d'une table d'atmosphère standard. Cet estimateur d'écart de température standard n'est pas utilisé tant que l'incidence mesurée par le capteur d'incidence 5d est jugée fiable et que le Mach fort peut être calculé. Cependant, il permet, lorsque cette incidence n'est plus jugée fiable, d'estimer une température statique en corrigeant une température statique SAT _std obtenue à partir de l'altitude pression GPS Z _P ^** , comme décrit ci-après.

La vitesse horizontale du vent par rapport au sol est déterminée lors de la phase

51 au moyen d'un estimateur de vent horizontal W _n ^' , évaluant périodiquement la vitesse du vent en force et en direction. Cet estimateur de vent est avantageusement déterminé à partir du triangle des vitesses selon lequel la vitesse V _s de l'aéronef par rapport au sol, dans un plan horizontal, est la somme de sa vitesse propre V _P et de la vitesse du vent, soit :

La vitesse horizontale V _s de l'aéronef par rapport au sol, c'est-à-dire sa vitesse dans un plan horizontal au sol, est estimée à partir de mesures du capteur GPS 10 par exemple. Ainsi V _s = GS .

La vitesse propre V _p de l'aéronef est la composante horizontale de sa vitesse par rapport à l'air, c'est-à-dire la composante horizontale de sa vitesse vraie.

Une vitesse vraie de l'aéronef, appelée vitesse vraie forte et notée TAS _n ^* , est déterminée à partir du Mach fort M ^' , suivant une relation analogue à la relation (5) :

En négligeant la composante verticale de la vitesse du vent, la vitesse de l'aéronef 1 selon l'axe vertical B par rapport au sol est égale à sa vitesse verticale par rapport à l'air. Ainsi, une valeur de la norme de la vitesse propre, appelée vitesse propre forte et notée V _p ^* , est déterminée à partir de la vitesse vraie forte à partir de la relation :

TAS _n ^{* 2} = v; ² + V _z {GPSf (27) où V _z (GPS) est la vitesse de l'aéronef 1 selon l'axe vertical B par rapport au sol, déterminée à partir de mesures du capteur GPS 10 par exemple.

La vitesse propre V _p ^* de l'aéronef est donc estimée par :

où le vecteur u _h es. un vecteur unitaire horizontal portant la projection horizontale du vecteur vitesse par rapport à l'air, estimé par l'intermédiaire de l'incidence a.

A partir de l'hypothèse selon laquelle le dérapage (i.e. l'angle entre le vent relatif et le cap avion) est nul et l'incidence a de l'aéronef donnée par le capteur d'incidence 5d est fiable, l'estimateur de vent W ^' horizontal est ainsi déterminé à partir de l'expression :

Lors du vol de l'aéronef 1 , le calculateur 3 met en œuvre plusieurs tests permettant de déterminer un état de crédibilité des valeurs de paramètres de vol déterminées au moyen de mesures de capteurs. En particulier, ces tests permettent de déterminer la cohérence des informations de vitesse, de pression et d'incidence, telles que le nombre de Mach M _a , la pression statique Ps et l'incidence a.

Le procédé comprend ainsi une étape 70 de détermination d'un état de crédibilité des informations de pression statique, de pression totale et d'incidence, au moyen d'un premier test. Ce test 70 est un test de surveillance analytique, mis en œuvre en continu lors du vol, tant qu'un dysfonctionnement n'a pas été détecté

Le test 70 est basé sur l'équation de sustentation. Il est réalisé en déterminant si les paramètres de vol mesurés vérifient effectivement cette équation de sustentation. Cette équation fait en effet intervenir la pression statique Ps, le nombre de Mach M _a et l'incidence a, via le coefficient de portance en axes avion C _z .

Le test 70 comprend ainsi une phase 72 de détermination de la quantité :

dans laquelle les paramètres m , P _s , M _a , C _z sont ceux déterminés lors de l'étape 28 à un instant t _v immédiatement antérieur à l'instant f^ de la détermination 72. L'indice k indique qu'il s'agit du k' ^eme test 70 mis en œuvre par le calculateur 3. n _z est déterminé à un instant (t _v + φ) , où ^ est un déphasage temporel déterminé une fois pour toutes dans tout ou partie du domaine de vol, afin de maximiser statistiquement une corrélation entre l'incidence (t _v ) et le facteur de charge n _z (t _v + ψ) sur l'aéronef considéré, comme décrit par la suite.

L'équation de sustentation est vérifiée si T _{1 =} 1 en l'absence de toute erreur dans les mesures et dans la loi C _z . Ainsi, si les valeurs de la pression statique P _s , du nombre de Mach M _a et de l'incidence a issues de mesures des capteurs sont correctes et si la loi C _z est correcte, la quantité ΤΊ doit être égale à 1 . Un léger écart par rapport à cette valeur peut néanmoins être toléré, en raison notamment du bruit des mesures, de l'écart de la masse estimée m par rapport à la masse réelle de l'aéronef, et de l'imprécision potentielle de la valeur du coefficient de portance C _z .

Le test 70 comprend ainsi une étape 73 lors de laquelle le calculateur 3 vérifie l'appartenance de la valeur ΤΊ à un intervalle restreint autour de la valeur 1 , noté ]1 - ε ;1 + ε [ . ει est un nombre prédéterminé définissant l'écart toléré, par exemple égal à

0.1 , correspondant à une erreur de 10%.

Si Γ, e ]1— £·., ;1 + £·-, [ , le premier test 70 est positif, et les informations de vitesse, de pression et d'incidence sont jugées de crédibilité optimale 74.

Dans l'état de crédibilité optimale 74, les paramètres de vol utilisés directement ou indirectement pour le pilotage de l'aéronef sont donc :

- l'altitude pression Z _p ;

- la température statique SAT ;

le nombre de Mach M _a ;

- la vitesse vraie TAS ;

- la vitesse indiquée IAS.

La vitesse vraie de l'aéronef est déterminée à partir du Mach M _a , suivant la relation :

TAS = M _a j R SAT (31 )

La vitesse indiquée de l'aéronef, notée IAS pour « Indicated Airspeed », est la vitesse directement issue des mesures de pressions, traduites par l'anémomètre 7.

Au cours d'une longue phase de vol stabilisée, la fonction p(t) converge vers la valeur 1 , de sorte que la masse estimée m(t) converge vers la masse m (t)- FU{t) , qui converge elle-même vers la masse m ₄ (t) issue de l'équation de sustentation. Ainsi, la quantité converge naturellement vers la valeur 1 lors d'un vol stabilisé en croisière.

Ceci est obtenu même si la loi C _z comporte un biais ou si la mesure du capteur d'incidence est biaisée.

Dans l'état de crédibilité optimale 74, le dispositif d'affichage auxiliaire 1 2 affiche un ensemble de caractéristiques de vol issues des mesures de capteurs de l'aéronef 1 , déterminées notamment à partir des pressions statique et totale et de l'incidence mesurées. Par exemple, le dispositif d'affichage auxiliaire 1 2 affiche l'altitude pression Z _p , le nombre de Mach M _a et la vitesse indiquée IAS. Le dispositif d'affichage auxiliaire

12 affiche également la pente air ^ et l'incidence a mesurées.

Le dispositif d'affichage auxiliaire 1 2 affiche en outre une vitesse indiquée de décrochage de l'aéronef 1 , notée IAS _S , sur la base du facteur de charge n _z courant. Il s'agit donc de la vitesse IAS minimale qui peut être atteinte par l'aéronef 1 sans décrocher à la valeur du facteur de charge courante.

Cette vitesse de décrochage IAS _S est déterminée par le calculateur 3 en fonction de l'incidence oc _s de décrochage, de la vitesse indiquée IAS et de l'incidence a courantes, selon la relation :

où oc ₀ est l'incidence de portance nulle dans la configuration actuelle de l'aéronef. Elle est généralement négative, sa valeur absolue pouvant atteindre quelques degrés au braquage de volets le plus élevé. Cette incidence oc ₀ est tabulée suivant la configuration de l'aéronef.

Si au contraire Τ€ ]1— £·-, ;1 + £·-, [ , ΤΊ correspondant à un instant t le test 70 est négatif, ce qui signifie que l'une au moins des informations de pression statique, de pression totale ou d'incidence est erronée. Le calculateur 3 estime alors que les mesures de vitesse, d'altitude barométrique et d'incidence ne sont plus fiables, et active dans une étape de transition 75 un état de crédibilité faible 76.

Tant que cet état de crédibilité faible 76 est activé, les paramètres de vol déterminés par le calculateur 3 à un instant t _v et destinés à l'aide au pilotage sont indépendants des valeurs de pression statique, de pression totale et d'incidence issues de capteurs à cet instant t _v , même s'ils peuvent dépendre de valeurs antérieures mesurées dans l'état de crédibilité optimale. Lors de l'étape de transition 75, le calculateur 3 fige la valeur de l'écart de température standard AISA _n ^* et du décalage d'altitude pression AZ ^" (j) aux dernières valeurs fiables connues. Ces dernières valeurs fiables connues sont celles déterminées un certain laps de temps avant le test 70 précédent, à un instant noté t _f : t _f est le dernier instant auquel les paramètres de vol ont été considérés comme fiables. On choisira par exemple t _f = - 30s .

Notamment, la mesure de température totale TAT par le capteur de température totale 5c est jugée non fiable, de telle sorte que le recalage de l'écart de température standard AlSA _n ^* à partir des relations (23) et (24) ne peut être effectuée. L'écart de température standard Δ/SA ^* prend donc la valeur constante Δ/S/ = AlSA _n ^* (t _f ) .

La température statique est alors estimée à partir l'altitude pression reconstituée Z _P ^** selon la relation :

SA = SAT _std (z; )+ A/S/Ç (33) S/47 ^"** est appelée température statique faible. La température statique SAT _n ^* n'est quant à elle plus déterminée.

Le décalage d'altitude pression AZ ^" (j) , utilisé pour la détermination 47 de l'altitude pression reconstituée Z _p ^" , prend par ailleurs la valeur constante ΔΖ^ = AZ ^** (t _f ) (la valeur de / ^' est figée, comme décrit ci-dessus).

Cependant, comme décrit précédemment, cette valeur ΔΖ ^* , ^* peut être modifiée à tout moment par action manuelle du pilote sur la commande de relance, par exemple en basse altitude avant l'atterrissage si le pilote vérifie que son altitude pneumatique indiquée au calage QNH est cohérente avec son altitude géoïde donnée par un instrument de secours ou sa hauteur radiosonde augmentée de l'altitude du terrain.

En outre, la valeur de l'incidence n'est pas fiable, de telle sorte que l'estimateur de vent ne peut plus être déterminé selon la relation (29) ci-dessus. Cet estimateur, alors noté 1/1/ ^** , prend alors une valeur constante l/l/ ^* = W _n ^' {t _f ) . Cependant, la valeur de l'estimateur de vent peut être mise à jour ponctuellement, de manière automatique, lorsque la trajectoire de l'aéronef présente une évolution suffisante, selon un critère décrit ci-après.

La mise à jour ou recalage de l'estimateur de vent horizontal 1/1/ ^** en crédibilité faible est réalisée suivant une méthode similaire à la méthode de détermination de l'estimateur de vent horizontal W _n ^' en crédibilité forte, en substituant à l'incidence a mesurée par le capteur d'incidence une incidence reconstituée notée a _R , et à la vitesse vraie forte TAS _n ^' une vitesse vraie estimée notée TAS .

L'évaluation de l'incidence reconstituée a _R est réalisée à partir de l'équation de sustentation de l'aéronef, en restant dans un domaine de vol dans lequel le coefficient de portance de l'aéronef peut être exprimé comme une fonction affine de l'incidence a _R , dont les coefficients sont prédéterminés, selon l'expression :

δ _ζ {α _Η , Μ) = λ{Μ) + μ{Μ)- α _Η (34) valable dans un domaine restreint d'incidence [a ₀ {M), α {M)] .

Ainsi, l'incidence reconstituée est donnée par :

₌ C _Z - {M) ₌ n _z mg λ{Μ)

R μ{Μ) 0,7 SPs M ^"2 μ{Μ) μ{Μ) ' De même, la dérivée de l'incidence reconstituée a _R est exprimée en fonction de la dérivée du facteur de charge n _z , par :

. fhg

a ^{R =} 0 SPs M^ (M) ^{nz (36)} Les valeurs de À{M) et de μ(Μ) sont déterminées à partir des tables donnant la valeur du coefficient de portance en fonction de l'incidence et du nombre de Mach.

La vitesse vraie estimée TAS est alors estimée comme un quotient entre une accélération de l'aéronef et une vitesse angulaire de cet aéronef, sur la base de l'incidence reconstituée a _R et de sa dérivée. Cette estimation est valable sous réserve que révolution de la trajectoire de l'aéronef soit suffisamment nette, selon le critère décrit ci-après, et en supposant que le dérapage est nul.

Le critère utilisé pour estimer si l'évolution de la trajectoire est suffisante repose sur la formule suivante qui exprime, par le biais de la relation fondamentale de la dynamique, que la projection de l'accélération de l'avion dans le référentiel terrestre, projetée dans le plan de l'aéronef, est supérieure à une valeur déterminée, avantageusement 0.4g :

g + g > 0,40 g (37) où nest le facteur de charge et gn + g l'accélération de l'aéronef.

Ainsi, l'évolution de la trajectoire de l'aéronef est jugée suffisante si : (cos Θ sin φ f + (n _z - cos φ cos θ) ² > 0,16 (38) où ^désigne l'assiette de l'aéronef et φ son angle de gîte.

On remarque notamment qu'il suffit d'avoir (cos Θ sin φ ) ² > 0,16 , donc d'incliner suffisamment l'avion (quelles que soient la poussée, la traînée et la portance) pour obtenir une évolution de trajectoire "suffisante".

Typiquement, lorsque l'aéronef 1 est en trajectoire proche du vol rectiligne, le calcul de la vitesse vraie estimée sera déclaré invalide et l'estimateur de vent horizontal

W ^** ne sera pas mis à jour.

A l'inverse, lorsque l'évolution de la trajectoire est estimée suffisante, la vitesse vraie estimée TAS est estimée, ce qui permet de recaler l'estimateur de vent horizontal

W ^" selon l'expression :

où v _h est un vecteur unitaire horizontal portant la projection horizontale du vecteur vitesse air estimé par l'intermédiaire de l'incidence reconstituée oc _R .

Lors de l'étape de transition 75, le calculateur 3 fixe par ailleurs x _m {t) = 0 , de sorte que les valeurs de pression statique, de Mach et d'incidence ne sont plus utilisées pour le calcul de la masse estimée. Ainsi, la masse estimée m à un instant t _v > f _f est donnée par :

fh{t _v ) = fh{t _f ) - FU[t _f ; t _v ] (40) où FL/[t _f ; t _v ] désigne la masse de carburant consommée entre fret t _v .

L'estimation de la vitesse horizontale du vent et de l'écart de température standard permet, en complément de l'altitude pression reconstituée Z _P **, de calculer des estimations de vitesse de l'aéronef 1 à partir de sa vitesse GS par rapport au sol. Ces estimations sont par exemple une estimation du nombre de Mach de l'aéronef, appelé Mach faible et noté M ^" , et une estimation d'un équivalent de vitesse, appelé équivalent de vitesse faible et noté EV ^** .

La vitesse GS de l'aéronef 1 par rapport au sol est par exemple déterminée par le calculateur 3 à partir du capteur GPS 10. Elle peut également être déterminée à partir de l'accélération de l'aéronef telle que mesurée par des centrales à inertie 1RS (Inertial Référence System) de l'aéronef 1 , éventuellement en hybridant les informations reçues du capteur GPS et des centrales à inertie. La vitesse GS de l'aéronef 1 et l'estimation de la vitesse horizontale du vent W égale à la valeur figée \N _tt ou à une valeur recalée, permettent de déterminer un vecteur vitesse propre de l'aéronef, appelé vitesse ropre faible et noté Vp donné par :

La vitesse verticale V _Z (GPS) de l'aéronef 1 selon l'axe vertical B par rapport à l'air est déterminée à partir de mesures du capteur GPS 10, en négligeant le vent vertical. Une vitesse vraie de l'aéronef, appelée vitesse vraie faible et notée TAS**, est alors déterminée comme une norme du vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à l'air, somme de la vitesse propre et de la vitesse verticale, selon la relation :

TAS ^" {t) = GS + V _z {GPS)k - W ^* (42) dans laquelle :

GS est la vitesse horizontale de l'aéronef 1 par rapport au sol à l'instant t ; V _Z (GPS) désigne la vitesse de l'aéronef 1 selon l'axe vertical B à l'instant t ; k est un vecteur unitaire ascendant parallèle à l'axe vertical B ;

W est l'estimateur de vent figé ou recalé.

En fonction de l'altitude pression estimée Z _P ^* et de l'écart de température standard

AlSA _t ^' _f figé, on estime par ailleurs la température stati ue environnante

S/47 ^"** = SAT _std (Zp ^* )+ Δ/S/ , et la vitesse estimée du son .

Le Mach faible M ^" est ensuite déterminé à partir de la vitesse vraie faible et de la vitesse du son estimée, par la relation :

. .« / . . TAS ^" {t)

^M ( ^{t > t} f > = ^=^= (43)

^ R SAT

c'est-à-dire

GS + V _z {GPS)k - W

M ^" {t > t, ) = (44)

Le Mach faible M ^** est ainsi indépendant de toute valeur de pression mesurée postérieurement à t _f . Le calcul périodique du Mach fort M ^* est interrompu, car ce calcul dépend de l'incidence a. En outre, un équivalent de vitesse faible, noté EV ^** , est déterminé à partir du Mach faible M ^** et de l'altitude pression reconstituée Z _P ^" selon la relation :

^ _PO EV ^"2 = ^ JP;M ^■ 2

(45)

L'équivalent de vitesse faible EV ^** est ainsi obtenu à parti faible M ^** et de la pression statique reconstituée Ρ par la relation : EV ^" = , la pression

statique reconstituée Pr êtant elle-même déterminée à partir de l'altitude pression reconstituée Z _P ^" selon une table de l'atmosphère standard.

Dans l'état de crédibilité faible 76, les paramètres de vol utilisés directement ou indirectement pour le pilotage de l'aéronef, à un instant t _v , sont donc :

- l'altitude-pression GPS Z _p ^" = Z _GPS - AZÙ ^' ;

- la température statique S/47 ^"** = SAT _std (z ^** )+ AISA„ ;

- l'estimateur de vent horizontal 1/1/ ^** figé à la valeur l/l/ ^* ou recalé ;

- le Mach faible M ^" ;

- la vitesse vraie faible TAS ^" ;

- l'équivalent de vitesse faible EV ^** .

Ainsi, en crédibilité faible, les seules mesures en temps réel utilisées sont celle issues du capteur GPS.

Pour affiner le test 70 et discriminer les erreurs sur la pression statique P _s ou sur la pression totale P _T , dues à un dysfonctionnement des sondes, d'une erreur sur la mesure de l'incidence a, due à un dysfonctionnement du capteur d'incidence 5d, le calculateur 3 effectue un deuxième test 78. Ce test 78 est effectué dans la suite du test 70, pendant un délai d limité après , par exemple de 5 secondes.

Ce deuxième test 78 est destiné à déterminer la crédibilité de l'incidence a telle que mesurée lors de la phase 31.

Ce test 78 d'incidence est réalisé en déterminant si l'équation de sustentation est vérifiée, en remplaçant dans cette équation la pression statique P _s mesurée par le capteur de pression statique 5a et le nombre de Mach M _a déterminé par le machmètre 8 à partir de mesures des capteurs de pression statique et totale, par des paramètres de vols auxiliaires correspondants.

Ces paramètres de vols auxiliaires correspondants sont la pression statique reconstituée P _s ^** , déterminée conformément à la phase 45, et le Mach faible M ^** déterminé lors de l'étape 76. En outre, le coefficient de portance, noté C _z est estimé à partir de la valeur de l'incidence a à l'instant t _v déterminée lors de la phase 31 , et du

Mach faible M ^" .

Le test 78 comprend la détermination 80 du rapport T ₂ vérifiant : l ₂ \t _v + a > t _v > t _v ) - 46

0,7 SP _S M {t _v )C _z {t _v )

où C _z {t _v ) = C _z (a{t _v ), M ^" {t _v ),conf).

Cette étape 80 est suivie d'une étape 82 lors de laquelle le calculateur 3 vérifie l'appartenance de T ₂ à l'intervalle ]l - f ₂ ;1 + f ₂ [ , où ε ₂ est un paramètres de tolérance prédéterminé, par exemple égal à ει .

Le rapport T ₂ ne dépend pas de la pression statique et du nombre de Mach mesurés. Ainsi, un écart de T ₂ par rapport à la valeur 1 théorique attendue incrimine spécifiquement la mesure de l'incidence a, car il s'agit de la seule mesure postérieure à autre que des mesures issues du capteurs GPS, qui sont quant à elles supposées fiables. Si 7 ₂ ]\ - ε ₂ + ε ₂ [ , le calculateur 3 identifie une défaillance du capteur d'incidence 5d, n'excluant pas une défaillance des capteurs de pression. Le calculateur 3 maintient ainsi l'état de crédibilité faible 76.

Le dispositif d'affichage auxiliaire 14 affiche alors des caractéristiques de vol auxiliaires ne faisant pas intervenir les mesures issues des capteurs de pression 5a, 5b et d'incidence 5d, ces mesures étant jugées peu fiables. Ainsi, chacune des caractéristiques de vol faisant intervenir une de ces mesures dans l'état de crédibilité optimale est remplacée par une caractéristique homologue, i.e. représentative de la même caractéristique de vol, sur le dispositif d'affichage auxiliaire 14.

Par exemple, l'altitude pression Z _P , le nombre de Mach M _a et la vitesse indiquée IAS sont remplacés sur le dispositif d'affichage auxiliaire 12 par des caractéristiques homologues, qui sont respectivement l'altitude pression reconstituée Z _P ^" ou l'altitude Z _G ps, selon le choix du pilote, le nombre de Mach faible M ^** , et l'équivalent de vitesse faible EV ^** .

En outre, la pente air y _a et l'incidence a ne sont plus affichées, et disparaissent donc du dispositif d'affichage auxiliaire 14.

Par ailleurs, la vitesse indiquée de décrochage IAS _S est remplacée par un équivalent de vitesse de décrochage faible El/ sur la base du facteur de charge n _z courant. L'équivalent de vitesse de décrochage faible El/ est déterminé par le calculateur 3 en fonction du facteur de charge n _z courant et d'un équivalent de vitesse de décrochage EV _S0 sous une accélération de 1 g, selon la relation :

L'équivalent de vitesse de décrochage EV _S0 est obtenu à partir d'une table de décrochage en fonction de la masse estimée m de l'aéronef 1 . Par ailleurs, le dispositif d'affichage auxiliaire 14 affiche un message d'alerte destiné à informer le pilote de l'état de crédibilité faible. Ce message indique ainsi au pilote que les mesures des capteurs de pression et d'incidence ne sont pas fiables, et que les vitesses affichées par les instruments de bord classiques sont probablement incorrectes.

Si au contraire 7 ^" ₂ e ]l-f ₂ ;1 + f ₂ [ , et sous réserve qu'un test complémentaire évaluant une cohérence dynamique de l'incidence mesurée avec le facteur de charge, détaillé ci-après, n'ait pas fourni un résultat négatif pendant une durée prédéterminée, par exemple 5 minutes, le calculateur 3 exclut une défaillance du capteur d'incidence 5d, ce qui implique une défaillance d'au moins un des capteurs de pression statique et totale. Le calculateur 3 lève ainsi l'état de crédibilité faible, et active dans une étape 83 un état de crédibilité forte 84.

Lors de la transition 83, le dispositif d'affichage auxiliaire 14 affiche un message d'alerte destiné à informer le pilote de l'état de crédibilité forte. Ce message indique que les mesures des capteurs de pression ne sont pas fiables, et que les vitesses affichées par les instruments de bord classiques sont probablement incorrectes.

Dans cet état de crédibilité forte 84, les paramètres de vol déterminés à un instant t _v sont indépendants des valeurs de pression statique et totale issues de capteurs à cet instant t _v , mais peuvent dépendre de l'incidence issue du capteur d'incidence 5d.

Lors de la transition 83 d'un état de crédibilité faible 76 à un état de crédibilité forte 84, le calculateur 3 réinitialise le calcul de la suite des Mach forts, interrompu dans l'état de crédibilité faible, à partir d'un terme initial correspondant à la dernière valeur du nombre de Mach faible avant la transition 83. Le terme initial Λ ^ est ainsi remis à jour à chaque fois que l'état de crédibilité forte 84 est activé.

La température statique SAT _n ^* est à nouveau évaluée, suivant l'expression :

Par ailleurs, le calculateur 3 reprend la détermination de l'estimateur d'écart de température standard MSA _n , interrompue dans l'état de crédibilité faible en raison de l'indisponibilité du nombre de Mach fort M _n . Cet estimateur est déterminé conformément à l'étape 50 ci-dessus.

Le calculateur 3 reprend également le calcul de l'estimateur de vent \N _n ^* , évaluant périodiquement la vitesse du vent par rapport au sol, conformément à la phase 51 ci- dessus. Ce calcul fait en effet appel au nombre de Mach fort et à la température statique forte SAT _n ^* , à nouveau disponibles.

La vitesse vraie forte L4S ^* est déterminée à partir du nombre de Mach fort M ^* et de la température statique SAT _n ^* selon l'expression (23) ci-dessus.

En outre, un équivalent de vitesse fort, noté EV _n ^' , est déterminé à partir du Mach fort M ^* et de l'altitude pression reconstituée Zp ^* selon la relation :

± _Ρο Εν ² = γΡ Μ ² (49)

Ainsi, les paramètres de vol utilisés directement ou indirectement pour le pilotage de l'aéronef 1 en crédibilité forte, sont :

- l'altitude pression GPS Z _p ^* = Z _GPS - ΔΖ ^* , ^* ;

- la température statique SA _n ;

l'incidence mesurée a ;

- le Mach fort M ^* ;

- la vitesse vraie forte L4S ^* ;

- l'équivalent de vitesse fort EV _n ^' .

Dans l'état de crédibilité forte 84, le dispositif d'affichage auxiliaire 14 affiche des caractéristiques de vol auxiliaires, ne faisant pas intervenir les mesures issues des capteurs de pression. Ainsi, chacune des caractéristiques de vol faisant intervenir une mesure d'un capteur de pression dans l'état de crédibilité optimale est remplacée par une caractéristique homologue sur le dispositif d'affichage auxiliaire 14, indépendante de toute mesure de capteurs de pression réalisée dans l'état de crédibilité forte.

Par exemple, l'altitude pression Z _P est remplacée sur le dispositif d'affichage auxiliaire 14 par une caractéristique homologue, qui est l'altitude pression reconstituée Zp ^* ou l'altitude Z _G ps, selon le choix du pilote. Le nombre de Mach M _a est remplacé par le nombre de Mach fort M ^* , et la vitesse indiquée IAS est remplacée par l'équivalent de vitesse fort EV _n ^' .

La pente air y _a et l'incidence a mesurées restent affichées. Le dispositif d'affichage auxiliaire 12 affiche en outre un équivalent de vitesse de décrochage fort noté EVg , déterminé par le calculateur 3 de manière analogue à la vitesse indiqué de décrochage IAS _S , en fonction de l'équivalent de vitesse fort EV _n ^' , de l'incidence oc _s de décrochage et de l'incidence a courantes, selon la relation :

La détermination de ces caractéristiques de vol et de l'air ambiant permet ainsi de fournir des informations au pilote de l'aéronef tout en s'affranchissant des pressions statique et totale potentiellement erronées mesurées par les capteurs.

Comme précédemment décrit, dans l'état de crédibilité forte, la température totale mesurée par le capteur 5c et l'incidence mesurée par le capteur 5d sont jugées fiables, ce qui permet, grâce au calcul de l'altitude pression reconstituée Zp ^* , de déterminer un nombre de Mach (Mach fort) et une vitesse vraie (vitesse vraie forte) de l'aéronef. Ces informations de vitesse permettent de déterminer une image de l'atmosphère, et en particulier un estimateur de vent horizontal et un estimateur d'écart de température standard.

A l'inverse, dans l'état de crédibilité faible, la température totale mesurée par le capteur 5c et l'incidence mesurée par le capteur 5d sont jugées non fiables. L'altitude pression reconstituée Z _p ^" , l'estimateur de vent horizontal et l'estimateur d'écart de température standard sont alors figés aux dernières valeurs fiables connues, l'altitude pression reconstituée Zp ^* et l'estimateur de vent horizontal pouvant cependant être recalés. En outre, la valeur figée de l'écart de température standard Δ/S/l ^* (telle que déterminés dans l'état de crédibilité forte) permet d'estimer une température statique à partir de l'altitude pression reconstituée Zp ^* . La connaissance de cette image simplifiée de l'atmosphère permet alors de déterminer un nombre de Mach (Mach faible) et un équivalent de vitesse (équivalent de vitesse faible) de l'aéronef.

Quel que soit l'état de crédibilité forte ou faible en vigueur dans le système, le calculateur 3 met en œuvre des tests complémentaires pour évaluer, de manière périodique, la crédibilité des informations fournies par les capteurs de pression et/ou d'incidence, détecter une éventuelle évolution de cette crédibilité et confirmer ou modifier un état de crédibilité faible ou fort.

Dans l'état de crédibilité faible 76, les mesures issues des capteurs de pression 5a et 5b et d'incidence 5d sont jugées peu fiables. Pour réévaluer la crédibilité de ces mesures, le calculateur 3 évalue de manière répétée la fiabilité de la mesure d'incidence a.

Si cette mesure est jugée non fiable, le calculateur 3 maintient l'état de crédibilité faible.

Si au contraire cette mesure est jugée fiable, le calculateur 3 lève l'état de crédibilité faible, et active un état de crédibilité forte 84, dans lequel seules les mesures de pression sont jugées peu fiables.

Dans l'état de crédibilité forte 84, les mesures issues des capteurs de pression 5a, 5b sont jugées peu fiables, tandis que les mesures du capteur d'incidence 5d sont estimées fiables. Si les mesures d'incidence sont jugées fiables lors de l'évaluation par les tests complémentaires, le calculateur 3 maintient l'état de crédibilité forte 84. Si au contraire les mesures d'incidence sont jugées peu fiables lors de l'évaluation par les tests complémentaires, le calculateur 3 active l'état de crédibilité faible 76.

Les étapes mises en œuvre par le calculateur 3 pour évaluer la fiabilité des mesures du capteur d'incidence 5d dans l'état de crédibilité forte 84 ou faible 76 sont illustrées sur la Figure 4.

Cette réévaluation repose sur deux tests de crédibilité de l'incidence.

Un premier test 90 mesure la cohérence dynamique de l'incidence mesurée a avec le facteur de charge n _z .

Une modification de l'incidence a entraîne une variation du facteur de charge n _z , avec un léger retard noté φ. Si l'on considère un échantillon de temps, lors duquel l'incidence varie de da, suffisamment court pour que les valeurs m et P _s M _a ² puissent être considérés comme constantes, la dérivation de l'équation de sustentation sur cet échantillon de temps donne :

Si l'on considère de pl

temps, on obtient dn _z = K.da , où K est une constante. Par conséquent, si la valeur de l'incidence mesurée par le capteur d'incidence 5d est juste, cette incidence doit être une fonction affine du facteur de charge n _z sur un échantillon de temps court. Le test 90 repose ainsi sur l'évaluation de la covariance entre l'incidence a et le facteur de charge n _z , mesurant la corrélation entre ces deux paramètres. Le test 90 comprend une étape 92 de détermination de l'applicabilité du test 90, une étape 94 de calcul d'un coefficient de corrélation entre le facteur de charge et l'incidence, et une étape 96 de comparaison de ce coefficient de corrélation à une valeur seuil prédéterminée.

Le test 90 ne peut être effectué que si l'incidence et le facteur de charge varient suffisamment sur l'échantillon de temps considéré.

La détermination 92 de l'applicabilité du test 90 comprend l'évaluation d'une variance du facteur de charge n _z , mesurant la dispersion du facteur de charge n _z autour de sa moyenne sur un intervalle de temps choisi, et appelé énergie empirique brute.

L'intervalle de temps est par exemple égal à 2.5 secondes. L'énergie empirique brute ε _η du facteur de charge est alors donnée par :

où n _z , moyenne du facteur de charge n _z sur l'intervalle [t ₀ + φ; ΐ ₀ + 2.5 + ^] , est donné par :

φ est le déphasage entre le facteur de charge et l'incidence et t ₀ un instant de mesure choisi. ^> est par exemple égal à 0.01 seconde. Ce déphasage φ est dépendant d'un type d'avion. Il est déterminé une fois pour toutes dans tout ou partie du domaine de vol afin de maximiser en moyenne, dans la partie du domaine de vol considérée, la corrélation entre a(t) et η _ζ (ί+ ).

Lors de l'étape 92, le calculateur 3 compare ensuite la valeur de l'énergie empirique brute ε _η∑ du facteur de charge à une valeur seuil minimale £„ _zmin prédéterminée.

La valeur seuil ε _η est par exemple comprise entre 0,01 et 0,02, avantageusement

"zmin

égale à 0,015.

Si ε _η∑ < ^£ _{nz min >} I ^e test 90 n'est pas poursuivi. En effet, on estime alors que l'incidence et le facteur de charge ne varient pas assez sur l'intervalle de temps choisi pour permettre l'évaluation de leur corrélation. Le calculateur 3 réitère l'étape 92 jusqu'à ce que le test 90 puisse être effectué. Alternativement, le test 90 peut être poursuivi mais ses résultats ne seront pas pris en compte.

Si ε _η ≥ ε _η le calculateur 3 poursuit le test 90 et passe à l'étape 94.

min L'étape 94 de calcul d'un coefficient de corrélation entre le facteur de charge et l'incidence comprend le calcul d'une covariance empirique brute entre l'incidence a et le facteur de charge n _z sur un échantillon glissant des valeurs mesurées.

La covariance empirique brute Οον _φ {η _ζ , α) entre η _ζ (ί + φ) a{t) à l'instant t=t ₀ est déterminée suivant l'expression :

CovAn _z , a) (54)

A partir de ces grandeurs, le calculateur 3 détermine lors de l'étape 94 un coefficient de corrélation brute Οοσ _φ {η _ζ , a) entre le facteur de charge et l'incidence, selon l'expression :

( \ Οον _ψ {η _ζ ,α)

Corr _≠ {n _z ,a) = ⁹ - (55) où ^ désigne l'énergie empirique brute de l'incidence a dans l'intervalle de temps [f ₀ ; f ₀ + 2,5] , donnée par : ε ² _α = .

Le coefficient de corrélation est par définition compris dans l'intervalle [- 1 ;+ 1] . Plus sa valeur est proche de 1 , plus l'incidence et le facteur de charge sont corrélés.

Le déphasage φ est tabulé pour comprendre une pluralité de valeurs dépendant notamment du domaine de vol considéré.

Puis, dans l'étape 96, le calculateur 3 compare le coefficient de corrélation déterminé lors de l'étape 94 à un seuil de corrélation prédéterminé Co/r _min .

Si Οοσ _ψ {η _ζ ,α) < Corr _min , le test 90 est négatif et l'incidence est jugée non fiable.

Si Corr ₄ {n _z ,a)≥Corr _mm , le test 90 est positif. Les variations temporelles des mesures du capteur d'incidence sont jugées fiables.

Ce test 90 fournit ainsi une information sûre de la vivacité de l'incidence et de sa cohérence temporelle avec le facteur de charge.

Cependant, lorsque ce test est positif, un décalage permanent entre la valeur d'incidence mesurée et la valeur réelle n'est pas exclu. La réévaluation de la fiabilité du capteur d'incidence 5d comprend ainsi un deuxième test 100 d'incidence, vérifiant la cohérence entre l'incidence a mesurée et l'assiette <9de l'aéronef, en vol rectiligne horizontal.

Ce test 100 comprend une étape 102 de détermination de la pertinence du test 100 et une étape 106 de comparaison de l'incidence a mesurée et de l'assiette Θ de l'aéronef lorsque le test est pertinent.

Le test 100 peut être effectué lorsque l'aéronef vole en palier rectiligne, c'est-à-dire lorsque la pente air y _air de l'aéronef et son inclinaison φ sont voisines de zéro. L'étape 102 comprend ainsi la comparaison de la pente air y _air de l'aéronef et de son inclinaison <pà des valeurs seuil prédéterminées.

La pente air y _air de l'aéronef est évaluée à partir de mesures issues du capteur GPS. Le calculateur 3 détermine à cette fin une vitesse verticale Z _p ^" de l'aéronef, dérivée de l'altitude pression reconstituée, et un nombre de Mach de l'aéronef, qui peut être soit le Mach faible M ^** dans l'état de crédibilité faible 76, soit le Mach fort M ^* dans l'état de crédibilité forte 84. Le calculateur 3 détermine alors le rapport Pa proportionnel au sinus de la pente air y _air , et compare ce rapport à une valeur seuil P _max . La tolérance est par exemple égale à 0,4°.

Par ailleurs, la centrale à inertie fournit au calculateur 3 la valeur de l'inclinaison φ de l'aéronef. Le calculateur 3 compare alors cette inclinaison à une valeur seuil <p _max , par exemple égale à 5°.

Si ç > (p _max et/ou Pa > P _max , le test 100 n'est pas poursuivi. Le calculateur 3 réitère alors l'étape 102 jusqu'à ce que le test 100 puisse être effectué. Si ç≤ç _max e\ P≤ P _max , le test 100 peut être poursuivi et le calculateur 3 passe à l'étape 106.

Lorsque φ≤ ç _max et Pa≤ P _max , c'est-à-dire lorsque la pente air et l'inclinaison de l'aéronef sont quasiment nulles, si on néglige la composante verticale du vent, l'assiette <9de l'aéronef est sensiblement égale à son incidence.

Lors de l'étape 106, le calculateur 3 évalue la fiabilité du capteur d'incidence 5d en comparant l'assiette Θ, déterminée au moyen de la centrale à inertie, à l'incidence mesurée par le capteur d'incidence 5d. Par exemple, le calculateur 3 détermine la différence (e - a)e\ vérifie que cette différence est proche de la valeur 0, c'est-à-dire est qu'elle est inférieure à un seuil ε ₃ en valeur absolue, où ε ₃ est un nombre prédéterminé définissant l'écart toléré. On prendra par exemple ε ₃ = 1 ° . Si |# - or| > ε ₃ , le test 100 est négatif. Le calculateur 3 réitère alors l'étape 80 tant qu'un résultat positif n'a pas été obtenu.

Si \θ - ε ₃ , le test 100 est positif.

Ce test 100 permet de valider la valeur absolue de l'incidence en vol rectiligne horizontal. Il permet ainsi d'éliminer des erreurs constantes sur la valeur de l'incidence.

Les tests 90 et 100 sont répétés en permanence par le calculateur 3.

Les deux tests 90 et 100 ne sont pas toujours en mesure de donner un résultat de manière concomitante. En effet, le test 90 de corrélation entre l'incidence et le facteur de charge est applicable lorsque le facteur de charge varie, tandis que le test 100 de comparaison entre l'incidence et l'assiette est applicable lorsque l'aéronef est en palier rectiligne. Les résultats positifs à ces deux tests ne sont donc pas nécessairement obtenus ensemble.

Ainsi, lorsque le calculateur 3 obtient un résultat positif à l'un des tests 90, 100, il active 107 un état intermédiaire et mémorise ce résultat pendant une durée prédéterminé Al, en attente d'un résultat positif ou négatif à l'autre de ces tests 100, 9. La durée Al est par exemple égale à 5 min (300 s).

Si un résultat positif est obtenu pour le deuxième de ces tests 100, 90 pendant cette durée Al, le calculateur 3 considère que les mesures du capteur d'incidence 5d sont fiables. A noter que si ces résultats sont obtenus durant l'intervalle [tf + d] , c'est-à- dire pendant le délai d après un test 70 négatif, ils ne sont pas pris en compte.

Si l'état de crédibilité en cours est l'état de crédibilité forte 84, le calculateur maintient cet état.

Si l'état de crédibilité en cours est l'état de crédibilité faible 76, le calculateur 3 lève cet état de crédibilité faible 76 et active l'état de crédibilité forte 84, précédemment décrit. Notamment, la transition entre ces deux états est similaire à la transition 83 décrite précédemment. Le test permanent 70 est alors réactivé dès l'entrée en crédibilité forte.

Par ailleurs, le dispositif d'affichage auxiliaire 14 affiche des caractéristiques de vol auxiliaires adaptées à cet état de crédibilité forte 84. Notamment, l'altitude pression GPS

Zp reste affichée, mais le nombre de Mach faible M ^" est remplacé par le nombre de Mach fort M ^* , et l'équivalent de vitesse faible EV ^** est remplacé par l'équivalent de vitesse fort EV _n ^' .

En outre, la pente air y _air et l'incidence a sont à nouveau affichées par le dispositif d'affichage auxiliaire. Enfin, l'équivalent de vitesse de décrochage fort EVg est à nouveau déterminé à partir de mesures d'incidence issues du capteur d'incidence. Par ailleurs, le dispositif d'affichage auxiliaire 14 affiche un message d'alerte destiné à informer le pilote de l'état de crédibilité forte. Ce message indique au pilote que les mesures des capteurs de pression 5a, 5b ne sont pas fiables, et que les vitesses affichées par les instruments de bord classiques sont probablement incorrectes.

Si aucun résultat positif n'est obtenu pour le deuxième de ces tests 100, 90 pendant la durée Al, le calculateur 3 considère que les mesures du capteur d'incidence 5d ne sont pas fiables.

Si l'état de crédibilité en cours est l'état de crédibilité faible 76, le calculateur maintient cet état de crédibilité faible 76 et réitère les tests 90 et 100.

Si l'état de crédibilité en cours est l'état de crédibilité forte 84, le calculateur 3 active l'état de crédibilité faible 76.

Notamment, lors de la transition 75 vers l'état de crédibilité faible 76, les valeurs de l'estimateur de vent W _n ^* , de l'écart de température standard AISA _n ^* et du décalage d'altitude pression ΔΖ ^** (/) sont figées aux dernières valeurs fiables connues, qui sont par exemple celles déterminées à un instant t _f antérieur au test 90 ou 100 négatif. L'altitude pression reconstituée Zp ^* et l'estimateur de vent horizontal peuvent cependant être recalés comme décrit ci-dessus.

Le dispositif d'affichage auxiliaire 14 affiche par ailleurs des caractéristiques de vol auxiliaires adaptées à cet état de crédibilité faible 76. Notamment, l'altitude pression GPS Zp ^* reste affichée, mais le nombre de Mach fort M _n est remplacé par le nombre de Mach faible M ^" , et l'équivalent de vitesse fort EV _n ^' est remplacée par l'équivalent de vitesse faible EV ^** .

En outre, la pente air y^ el l'incidence a ne sont plus affichées, et disparaissent du dispositif d'affichage auxiliaire 14. Enfin, l'équivalent de vitesse de décrochage faible EVg est obtenu à partir d'une table de décrochage en fonction du facteur de charge n _z courant et d'un équivalent de vitesse de décrochage EV _S0 sous une accélération de 1 g. L'équivalent de vitesse de décrochage EV _S0 est obtenu à partir d'une table de décrochage en fonction de la masse estimée m de l'aéronef 1 .

Par ailleurs, le dispositif d'affichage auxiliaire 14 affiche un message d'alerte destiné à informer le pilote de l'état de crédibilité faible. Ce message indique au pilote que les mesures des capteurs de pression et d'incidence ne sont pas fiables, et que les vitesses affichées par les instruments de bord classiques sont probablement incorrectes.

La combinaison des tests 90 et 100, mesurant respectivement la corrélation entre l'incidence et le facteur de charge et la cohérence entre l'incidence et l'assiette en vol horizontal, permet ainsi d'évaluer la fiabilité des mesures d'incidence par le capteur d'incidence 5d.

Comme précédemment décrit, l'état de crédibilité faible 76 est activé lorsque le premier test 70 et le deuxième test 78 s'avèrent successivement négatifs.

L'état de crédibilité faible 76 est également activé de manière systématique au décollage, et pendant chaque changement de configuration de l'aéronef 1 . Après le décollage, l'état de crédibilité faible 76 est levé et l'état de crédibilité forte 84 activé dès que la configuration « deuxième segment » est atteinte, sous réserve que le test 90 de corrélation entre l'incidence et le facteur de charge ne soit pas négatif. De même, dès que le changement de configuration de l'aéronef 1 est achevé, l'état de crédibilité faible 76 est levé et l'état de crédibilité forte 84 établi, sous réserve que le test 90 de corrélation entre l'incidence et le facteur de charge ne soit pas négatif.

Par ailleurs, dans l'état de crédibilité forte 84, le calculateur 3 réévalue la fiabilité des capteurs de pression 5a, 5b. Ces tests sont mis en œuvre de manière permanente dans l'état de crédibilité forte 84.

Pour réévaluer la fiabilité des capteurs de pression dans l'état de crédibilité forte, le calculateur 3 met en œuvre deux tests 1 10, 1 12, comme représenté sur la Figure 5.

Dans un premier test 1 10 des capteurs de pression, le calculateur 3 compare le nombre de Mach Ma obtenu par le machmètre 8 à un instant donné à partir des valeurs de pression statique et totale au nombre de Mach fort M _n obtenu au même instant, qui ne dépend pas de ces pressions. En effet, si les valeurs de pression mesurées sont correctes, ces deux vitesses devraient être sensiblement égales.

Ainsi, lors du test 1 10, le calculateur 3 détermine le nombre de Mach M _a conformément à la phase 31 ci-dessus, et le nombre de Mach fort M ^* , conformément à

M

l'étape 49 ci-dessus. Le calculateur 3 détermine alors le rapport — f , et vérifie que ce

M _n

rapport est proche de la valeur 1 , c'est-à-dire est compris dans un intervalle ]l - £ ₄ ;1 + £ ₄ [ , où ε ₄ « 1 , est un nombre prédéterminé définissant l'écart toléré.

Si -^ ^ ]i _ _£ - ₄ ;i _{+ £} - ₄ [ _j le test 1 10 est négatif. Les valeurs des pressions mesurées sont jugées non fiables, et l'état de crédibilité forte est maintenu. Si -^- e ]l - £ ₄ ;1 + £ ₄ [, le test est positif.

Le deuxième test 1 12 des capteurs de pression est complémentaire au premier test 1 10. Lors de ce test 1 12, le calculateur 3 compare l'altitude pression Z _P obtenue à un instant donné à partir de la mesure de la pression statique à l'altitude pression GPS Z _P ^** obtenue au même instant, qui ne dépend pas de la mesure de la pression statique. Si la valeur de pression statique mesurée est correcte, ces deux altitudes pression devraient être sensiblement égales.

Ainsi, lors du test 1 12, l'altimètre 6 fournit au calculateur 3 l'altitude pression Z _P conformément à la phase 31 ci-dessus, et le calculateur 3 détermine l'altitude pression GPS Z _P ^** , conformément à l'étape 47 ci-dessus. Le calculateur 3 détermine alors la différence Z _P ^" - Z _P , et vérifie que ce rapport est proche de zéro, c'est-à-dire est compris dans un intervalle ]- ¾ ;+ ¾ [ , où ε ₅ est un nombre prédéterminé définissant l'écart toléré.

Si Zp - Z _P }- ε ₅ ;+ ε ₅ [ , le test 1 12 est négatif. La valeur de la pression statique mesurée est jugée non fiable, et l'état de crédibilité forte est maintenu.

Si Zp ^* - Zp e }- ε ₅ ;+ ε ₅ [ , le test 1 12 est positif.

Dans une étape 1 13, le calculateur détermine si deux tests 1 10 et 1 12 sensiblement concomitants, par exemple effectués dans un intervalle de temps de l'ordre de la seconde, sont positifs. Si c'est le cas, les mesures des capteurs de pression sont jugées fiables. Le calculateur 3 lève donc l'état de crédibilité forte et active l'état de crédibilité optimale 74, décrit ci-dessus.

Dans le cas contraire, l'état de crédibilité forte 84 est maintenu.

Ainsi, lors d'un changement de configuration ou au décollage, une fois l'état de crédibilité faible levé et l'état de crédibilité forte établi, l'état de crédibilité optimale peut être atteint si les tests 1 10 et 1 12 s'avèrent positifs.

Ces deux tests 1 10 et 1 12 permettent ainsi de réévaluer la crédibilité des mesures de pression lors du vol, lorsque ces mesures ont été jugées peu crédibles, et de fournir au pilote des informations issues de ces mesures lorsque les capteurs de pression fonctionnent à nouveau. L'utilisation de deux tests complémentaires garantit par ailleurs une meilleure sécurité.

On a représenté sur la Figure 6 un dispositif d'affichage auxiliaire 14 selon un mode de réalisation de l'invention.

Comme précédemment décrit, le dispositif d'affichage auxiliaire 14 est relié au système 2 et en particulier au calculateur 3 de l'aéronef 1 , et reçoit des informations et des ordres de commande de celui-ci.

Le dispositif 14 d'affichage auxiliaire comprend des moyens 15, propres à afficher des évaluations des valeurs de vitesse, d'altitude, d'incidence et de pente air, choisies en fonction d'estimations de la fiabilité des capteurs d'incidence et de pression et transmises par le calculateur 3. Ces moyens 15 forment un dispositif de visualisation. Le dispositif d'affichage auxiliaire 14 affiche, dans l'état de crédibilité optimale, des caractéristiques de vol dites « principales » de l'aéronef, telles qu'une vitesse, une altitude et un nombre de Mach, obtenues à partir de mesures des capteurs de pression statique 5a, de pression totale 5b et d'incidence 5d.

Lorsque les mesures d'au moins un de ces capteurs sont jugées non fiables, chaque caractéristique de vol « principale » obtenue à partir de mesures de ce capteur est remplacée sur le dispositif d'affichage par une caractéristique de vol « auxiliaire », homologue à la caractéristique principale remplacée, i.e. représentative de la même caractéristique de vol, et indépendante de toute mesure du capteur jugé non fiable effectuée lorsque les mesures de ce capteur sont jugées non fiables.

Ainsi, la vitesse indiquée IAS est remplacée par une vitesse (l'équivalent de vitesse forte EV _n ^' ou faible EV ^" ), l'altitude pression Z _P est remplacée par une altitude (l'altitude pression GPS Z _P ^** ou l'altitude au-dessus du géoïde de référence Z _G ps), et le nombre de Mach M _a est remplacé par un nombre de Mach (nombre de Mach fort M _n ou faible M ^** ).

Les Figure 6, 7 et 8 représentent ainsi des informations projetées sur le dispositif 15, affichées sous la forme de symboles, lors de la mise en œuvre du procédé précédemment décrit, lorsque l'aéronef 1 est dans l'état de crédibilité optimale 74, dans l'état de crédibilité forte 84 et dans l'état de crédibilité faible 76 respectivement.

Ces symboles comportent un indicateur 122 de commande de vol, affichant un symbole 124 de maquette de l'aéronef, occupant une position constante, qui matérialise une projection à l'infini de l'axe longitudinal X de l'aéronef 1 , et une ligne d'horizon artificiel 126, au centre d'une échelle graduée de pente 128. La position de la ligne 126 par rapport au symbole 124 représente l'assiette <9de l'aéronef 1 , cette assiette étant indiquée sur l'échelle graduée de pente 128 en regard de la ligne d'horizon artificiel 126.

L'indicateur 122 comprend également un symbole 130 de vecteur vitesse, indiquant la direction du vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Ce symbole 130 est disposé le long de l'échelle graduée de pente 128. L'écart sur l'échelle graduée de pente 128 entre le symbole 124 de maquette et le symbole 130 de vecteur vitesse est égal à l'incidence a de l'aéronef 1 .

Avantageusement, les symboles de maquette 124 et de vitesse 130 ne sont affichés que dans les états de crédibilité optimale 74 ou forte 84. La pente air et l'incidence de l'aéronef 1 ne sont ainsi pas affichées dans l'état de crédibilité faible 76.

Le dispositif 15 affiche par ailleurs un indicateur de vitesse 132. Cet indicateur 132 comprend une échelle de vitesse 134 graduée, représentée sous la forme d'un segment s'étendant entre deux points fixes, et un symbole de vitesse 136, disposé en regard de l'échelle de vitesse 134. Le symbole de vitesse 136 indique une vitesse de l'aéronef 1 . Le symbole 136 a par exemple une forme de chevron.

Un symbole 138, indiquant sous forme numérique la valeur de la vitesse, est ajouté en regard du symbole de vitesse 136.

La vitesse indiquée dépend de l'état de crédibilité établi par le calculateur 3. La vitesse affichée au moyen du symbole de vitesse 136 est par exemple la vitesse indiquée

IAS dans l'état de crédibilité optimale 74, l'équivalent de vitesse forte EV _n ^' dans l'état de crédibilité forte 84 et l'équivalent de vitesse faible EV ^** dans l'état de crédibilité faible 76.

Un symbole 141 , disposé en bas de l'échelle de vitesse 134 graduée, indique un nombre de Mach de l'aéronef. Le type de nombre de Mach affiché dépend de l'état de crédibilité courant. Dans l'état de crédibilité optimale 74, il s'agit du nombre de Mach M _a issu du machmètre 8, dans l'état de crédibilité forte 84, le nombre de Mach fort M _n ^* est affiché, et dans l'état de crédibilité faible 76, le nombre de Mach faible M ^** est affiché.

Les symboles 138 et 141 sont munis d'une identification représentative du type de vitesse et de nombre de Mach affiché, avantageusement un code couleur, de manière à informer le pilote du type de vitesse dont il dispose. Le code couleur choisi indique de manière intuitive quels types de vitesse et de nombre de Mach sont affichés. Par exemple, les symboles 138 et 141 sont verts encadrés de vert dans l'état de crédibilité optimale 74, i.e. quand la vitesse indiquée IAS et le nombre de Mach M _a sont affichés, verts encadrés de jaune dans l'état de crédibilité forte 84, i.e. quand l'équivalent de vitesse forte EV _n ^* et le nombre de Mach fort M _n ^* sont affichés, et jaunes encadrés de jaune dans l'état de crédibilité faible 76, i.e. quand l'équivalent de vitesse faible EV ^** et le nombre de Mach faible M ^** sont affichés.

Comme représenté sur la Figure 6, dans l'état de crédibilité optimale, le dispositif

15 affiche en outre, superposé à l'indicateur de vitesse 132, un ruban 139a indiquant la vitesse indiquée IAS _S de décrochage de l'aéronef 1 . Le ruban 139a est par exemple de couleur rouge. Dans l'état de crédibilité forte 84, un ruban 139a identique indique l'équivalent de vitesse de décrochage fort EV _S ^* .

Dans l'état de crédibilité faible 76, le ruban 139a est remplacé par un ruban rouge discontinu 139b, comme représenté sur la Figure 8. Le ruban 139b indique l'équivalent de vitesse de décrochage faible EVg décrit ci-dessus.

Le dispositif 15 affiche également un indicateur d'altitude 140. Cet indicateur 140 comprend une échelle d'altitude 142 graduée, représentée sous la forme d'un segment s'étendant entre deux points fixes, et un symbole d'altitude 144, disposé en regard de l'échelle d'altitude 142. Le symbole d'altitude 144 indique une altitude de l'aéronef 1 . Le symbole 144 a par exemple une forme de chevron.

Un symbole 146, indiquant sous forme numérique la valeur de l'altitude, est ajouté en regard du symbole d'altitude 144.

L'altitude indiquée dépend de l'état de crédibilité établi par le calculateur 3. Dans l'état de crédibilité optimale 74, l'altitude affichée au moyen du symbole d'altitude 144 est par exemple l'altitude pression Z _P ou, au choix du pilote, une altitude corrigée du calage, notée Z _c . Le calage est par exemple un calage QNH ou QFE. Le QFE est un code international destiné au calage de l'altimètre par rapport à un terrain donné de telle sorte que celui-ci indique une altitude nulle lorsque l'aéronef se trouve au sol sur ce terrain.

Dans l'état de crédibilité forte 84 ou faible 76, l'altitude affichée au moyen du symbole d'altitude 144 est l'altitude pression GPS Z _P ^** ou, au choix du pilote, l'altitude au- dessus du géoïde de référence Z _GPS , donnée par le capteur GPS.

Ces choix entre Z _P ou Z _c et Z _P ^** ou Z _GPS peuvent être effectués au moyen de l'interface de saisie 17, par exemple par actionnement d'un bouton dédié.

Le dispositif 15 indique alors, dans un emplacement réservé 150, sur quelle référence l'altitude est calée. Par exemple, dans l'état de crédibilité optimale 74, si l'altitude affichée est l'altitude pression Z _P , le calage « STD » est affiché dans l'emplacement 150, comme représenté sur la Figure 6. Si l'altitude affichée est une altitude corrigée du calage Z _c , « QNH » ou « QFE » est affiché dans l'emplacement 150, selon le calage choisi.

Dans l'état de crédibilité forte 84 ou faible 76, si l'altitude pression GPS Z _P ^** est affichée, le calage « STD » est affiché dans l'emplacement 150, comme représenté sur les Figure 7. Si l'altitude Z _GP s au-dessus du géoïde de référence est affichée, le calage «GEO » est affiché dans l'emplacement 150, comme représenté sur la Figure 8.

Le symbole 146 est muni d'une identification représentative du type d'altitude affichée, avantageusement un code couleur. Le code couleur choisi indique de manière intuitive quel type de vitesse est affiché. Par exemple, le symbole 146 est vert encadré de vert dans l'état de crédibilité optimale 74, i.e. quand l'altitude Z _P ou Z _c est affichée, vert encadré de jaune lorsque l'hybridation lâche de Z _P ^** sur Z _P est en cours, et jaune encadré de jaune lorsque l'hybridation lâche de Z _P ^** par Z _P est arrêtée. Le symbole 146 encadré de jaune signifie donc que l'altitude pression GPS Z _P ^** ou l'altitude au-dessus du géoïde de référence Z _GPS est affichée, et la couleur du symbole lui-même indique si le processus d'hybridation lâche de Z _P ^** sur Z _P est en cours ou non. Le dispositif d'affichage auxiliaire 14 est complété en outre par des moyens 16 d'affichage de messages d'alerte, comme décrit précédemment. Ces moyens 16 comprennent par exemple une fenêtre d'affichage 152, propre à afficher des messages textuels destinés à informer le pilote de l'état de crédibilité affecté aux mesures des capteurs, et de la fiabilité des mesures affichées par les instruments de bord classiques. Cette fenêtre 152 est par exemple intégrée à un système d'alerte de l'équipage (ou CAS pour Crew Alerting System).

Par exemple, dans l'état de crédibilité forte, la fenêtre 152 affiche un message indiquant au pilote que les mesures des capteurs de pression 5a, 5b ne sont pas fiables, et un message indiquant que les vitesses affichées par les instruments de bord classiques sont probablement incorrectes. Ces messages sont par exemple du type « STATIC &/or total pressure input fail » et « M/IAS unreliable (caution) » respectivement, comme illustré sur la Figure 7.

Dans l'état de crédibilité faible 76, la fenêtre 152 affiche un message indiquant au pilote que les mesures des capteurs de pression 5a, 5b et d'incidence 5d ne sont pas fiables, et un message indiquant que les vitesses affichées par les instruments de bord classiques sont probablement incorrectes. Ces messages sont par exemple du type « AOA input fail » et « M/IAS unreliable (caution) » respectivement, comme illustré sur la Figure 8.Le dispositif d'affichage auxiliaire selon l'invention permet donc de fournir au pilote, à tout moment, des informations de pilotage fiables. En effet, lorsque les mesures d'au moins un capteur parmi les capteurs de pression statique (5a), de pression totale (5b) et d'incidence (5d) sont jugées non fiables, chaque caractéristique de vol déterminée à partir de mesures de ces capteurs est remplacée sur le dispositif d'affichage auxiliaire par une caractéristique de vol auxiliaire. Chaque caractéristique de vol auxiliaire est indépendante de toute mesure de capteur effectuée à un instant auquel ce capteur est jugé non fiable.

Les caractéristiques de vol auxiliaires peuvent cependant dépendre de mesures du ou de chaque capteur jugé non fiable effectuées préalablement, lorsque ce ou ces capteurs étaient jugé(s) fiables.

Le dispositif d'affichage auxiliaire selon l'invention permet également de prévenir l'équipage en cas de suspicion de défaillance d'un ou plusieurs capteurs.

Le procédé et le système selon l'invention permettent ainsi de fournir à l'équipage d'un aéronef une évaluation de la fiabilité des caractéristiques de vol issues de mesures de capteurs de l'aéronef, et de l'alerter en cas de possible défaillance. En outre, ce procédé et ce système permettent de réévaluer en permanence la fiabilité des capteurs pour détecter une éventuelle remise en état de fonctionnement de capteurs jugés non fiables ou au contraire une défaillance d'un capteur auparavant jugé fiable.

Le procédé et le système selon l'invention permettent également de fournir à l'équipage des caractéristiques de vol auxiliaires indépendantes des mesures des capteurs jugés non fiables. Ainsi, même en cas de défaillance de capteurs de pression et/ou d'incidence, l'équipage dispose de valeurs fiables des caractéristiques de vol.

Il devra être compris que les exemples de réalisation présentés ci-dessus ne sont pas limitatifs.

Notamment, la vérification de l'équation de sustentation lors des étapes 70 et 78 peut être réalisée selon une autre forme que celle précédemment décrite. Notamment, elle peut faire intervenir un autre type d'information de vitesse que le nombre de Mach M _a .

En outre, les caractéristiques de vol auxiliaires peuvent être déterminées selon d'autres expressions, et éventuellement à partir d'autres types de capteurs qu'un capteur GPS, par exemple un autre type de capteur de position par satellites, un radar Doppler, ou une centrale à inertie.

Le coefficient de portance peut également être projeté sur un autre axe que l'axe Z représenté, par exemple selon un axe perpendiculaire au vecteur vitesse.

Par ailleurs, le dispositif d'affichage auxiliaire peut afficher d'autres informations auxiliaires, telles que la température statique ou l'estimateur de vent horizontal.

Selon une variante, l'aéronef 1 comprend plusieurs capteurs du même type redondants, par exemple plusieurs capteurs de pressions statique et totale et/ou plusieurs capteurs d'incidence. Selon cette variante, le calculateur teste par exemple la fiabilité de chacun des capteurs d'un même type séparément. Ainsi, si un seul capteur d'un type donné est jugé fiable, le calculateur 3 utilise les mesures issues de ce capteur, et avertit le pilote d'une défaillance du ou des autre(s) capteur(s) du même type. Si tous les capteurs d'un même type sont non fiables, le calculateur 3 active un état de crédibilité forte ou faible suivant les cas, conformément au procédé décrit ci-dessus.

Bien entendu, d'autres modes de réalisation peuvent être envisagés.

En outre, les caractéristiques techniques des modes de réalisation et variantes mentionnées ci-dessus peuvent être combinées entre elles.