La présente invention concerne un procédé et un système de détermination des paramètres de vol et la consommation de carburant d'au moins une phase de vol d'un avion, ainsi qu'un programme d'ordinateur prévu pour la mise en œuvre dudit procédé.

Un exploitant d'avion, préalablement à un départ vers une destination, prépare son vol afin d'éviter toute négligence qui pourrait entraîner un incident ou un accident. Cette préparation permet notamment de déterminer la route aérienne à suivre pour la destination qu'il s'est fixé et la consommation de carburant qui est nécessaire pour mener à bien ce vol. Cette consommation inclut différentes réserves pour tenir compte d'éventuelles situations, telles qu'une attente en vol avant de pouvoir atterrir à l'aéroport de destination, un déroutement, suite à de mauvaises conditions météorologiques, vers un autre aéroport de dégagement voisin de l'aéroport initialement prévu, etc.

Pour ce faire, l'exploitant détermine dans un premier temps, sa stratégie de vol essentiellement définie par la route aérienne suivie avec les aérodromes de dégagement choisis, les niveaux de vol durant les différentes phases de vol, puis, dans un second temps, détermine la consommation de carburant qui résulte d'une telle stratégie. Cette consommation est déterminée au moyen d'abaques qui, pour un type d'avion spécifié dans une configuration particulière, donnent les consommations de carburant en fonction de l'altitude de vol, la distance-air à parcourir, laquelle dépend de la vitesse du vent estimée lors d'une analyse météorologique, de la distance à parcourir entre l'aéroport de destination et un aéroport de dégagement, de la masse de l'avion à l'atterrissage et de sa masse sans carburant. Chaque abaque est également prévu pour des vitesses données constantes pour la montée, la croisière et pour la descente.

De tels abaques sont par exemple établis de manière théorique au moyen de modèles mathématiques de comportement d'avion en vol.

Des logiciels existent aujourd'hui qui reprennent pour l'essentiel le principe de ces abaques. L'exploitant entre alors sur son ordinateur les paramètres de sa stratégie de vol, choisit un avion d'un type donné dans une configuration particulière donnée et le logiciel détermine la consommation de carburant qui résulte de ce vol.

Les abaques et les logiciels mentionnés ci-dessus considèrent des conditions de vol constantes durant chacune des phases d'un vol si bien qu'ils ne sont pas du tout concernés par une recherche de conditions de vol assurant une consommation de carburant optimale.

La présente invention a pour but de résoudre ce problème et, pour ce faire, présente les caractéristiques ci-dessous exposées.

Ainsi, la présente invention concerne un procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion qui est caractérisé en ce qu'il comprend, pour ladite ou chaque phase de vol, les étapes suivantes :

- une étape de définition d'une pluralité de réalisations de ladite phase de vol considérée comme étant chacune un ensemble de segments successifs ayant leurs propres paramètres de vol prédéterminés ou déterminés aléatoirement ou pseudo- aléatoirement,

- une étape de calcul, pour chaque réalisation de ladite phase de vol considérée, sur la base des caractéristiques aéro dynamiques dudit avion et des paramètres de vol de chaque segment de la réalisation considérée, des vitesses des segments et de la consommation en carburant dudit avion pour ladite réalisation, - une étape d'optimisation selon laquelle ne sont retenus, en tant que paramètres de vol de la phase de vol considérée, que les paramètres de vol des segments qui constituent la réalisation de ladite phase de vol pour laquelle la consommation de carburant est minimisée, ainsi que les vitesses des segments de ladite réalisation et la consommation en carburant résultante.

Selon un mode de réalisation avantageux, les paramètres de vol de chaque segment qui constitue une réalisation de ladite phase de vol incluent l'altitude de référence dudit segment et la vitesse dudit avion dans ledit segment, mais peuvent également inclure aussi l'incidence de l'avion par rapport à son axe d'avancement et la pente dudit avion.

Selon une caractéristique avantageuse de la présente invention, ladite étape d'optimisation met en œuvre, par exemple, une méthode de Monte-Carlo, une méthode d'optimisation génétique, ou une méthode d'optimisation à point intérieur du type IPOPT. De même, ladite étape de calcul met en œuvre une méthode de modélisation mathématique d'un avion.

Selon une caractéristique avantageuse de la présente invention, ledit procédé comprend une étape de détermination des paramètres aérodynamiques dudit avion sur la base des données de vol enregistrées lors de vols précédents dudit avion.

La présente invention concerne également un système de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion qui est caractérisé en ce qu'il comprend :

- une unité de définition d'une pluralité de réalisations de ladite phase de vol considérée comme étant chacune un ensemble de segments successifs ayant leurs propres paramètres de vol prédéterminés ou déterminés aléatoirement ou pseudo- aléatoirement,

- une unité de traitement qui, pour chaque réalisation de ladite phase de vol, sur la base des caractéristiques aérodynamiques dudit avion et des paramètres de vol de chaque segment de la réalisation considérée, calcule les vitesses des segments et la consommation en carburant dudit avion pour ladite réalisation,

- une unité d'optimisation qui ne retient, en tant que paramètres de vol de la phase de vol considérée, que les paramètres de vol des segments qui constituent la réalisation de ladite phase de vol pour laquelle ladite consommation en carburant est minimisée, ainsi que les vitesses des segments de ladite réalisation et la consommation en carburant résultante. Selon une caractéristique avantageuse de la présente invention, ledit système comprend une unité de délivrance des paramètres aérodynamiques dudit avion, ladite unité étant prévue pour recueillir des données de vol enregistrées lors de vols précédents dudit avion.

Enfin, la présente invention concerne un programme d'ordinateur chargé dans une mémoire d'un ordinateur, ledit programme comprenant des instructions ou parties de code pour mettre en œuvre les étapes du procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion précédemment décrit, lorsque ledit programme est exécuté par ledit ordinateur.

Les caractéristiques de l'invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'un exemple de réalisation, ladite description étant faite en relation avec les dessins joints, parmi lesquels :

La Fig. 1 est un diagramme montrant les différentes phases de vol au cours d'un vol d'un avion,

La Fig. 2 est un schéma synoptique d'un système de détermination des paramètres de vol et de la consommation de carburant d'au moins une phase de vol d'un avion selon la présente invention,

La Fig. 3 est un diagramme montrant deux réalisations d'une même phase de vol d'un avion,

La Fig. 4 est une vue illustrant l'équilibre des forces agissant sur un avion lorsque celui est en cours de vol,

La Fig. 5 est un diagramme illustrant un procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation de carburant d'au moins une phase de vol d'un avion selon la présente invention, et

La Fig. 6 est un schéma synoptique d'un ordinateur qui, lorsqu'il est pourvu d'un programme selon la présente invention, met en œuvre un procédé de détermination selon l'invention.

On a représenté à la Fig. 1 un diagramme montrant les différentes phases d'un vol : une phase de roulage I pendant laquelle l'avion roule de son aire de stationnement jusqu'à la piste de décollage, une phase de décollage II, généralement jusqu'à une altitude de 5000 pieds (On dit également FL 50 pour flight level 50, c'est- à-dire niveau de vol 50, le niveau étant le centième de l'altitude en pied) qui est suivie d'une phase de montée III, par exemple jusqu'à une altitude de 31000 pieds (FL 310). Après celle-ci, s'ensuit une phase de croisière IV à un niveau sensiblement constant, par exemple FL 310. A la fin de la phase de croisière IV, c'est la phase de descente V suivie de la phase d'atterrissage VI.

Toutes les phases de vol ont des paramètres de vol qui leur sont propres. Néanmoins, du fait que la présente invention s'intéresse essentiellement à la consommation de carburant de l'avion et que la phase de montée est celle pour laquelle, lors d'un vol, la présente invention est essentiellement basée sur cette phase de montée, bien qu'étant adaptée à chacune des autres phases de vol.

Le système représenté à la Fig. 2 comprend essentiellement une unité de traitement 10, une unité 20 de délivrance de paramètres avioniques I _AV , une interface utilisateur 30, une unité 40 de délivrance de paramètres de phase de vol I _FP , et une unité d'optimisation 50.

L'unité de traitement 10 est prévue pour recevoir de l'unité 20 des paramètres aérodynamiques I _AV propres à l'avion auquel l'utilisateur s'intéresse. Ces paramètres aérodynamiques sont, par exemple à titre non limitatif, la masse m de l'avion à vide et sans carburant, ses coefficients aérodynamiques C _x et C _z , la poussée nominale des moteurs To et la surface alaire S de l'avion.

L'interface utilisateur 30 permet à l'utilisateur d'entrer des conditions de vol, telles que l'aéroport de départ, l'aéroport de destination, le ou les aéroports de dégagement, les altitudes de vol, notamment l'altitude de croisière, ainsi que le type et la configuration de l'avion considéré. Le type et la configuration de l'avion considéré sont transmis à l'unité 20 pour délivrance, à l'unité de traitement 10, des paramètres aérodynamiques correspondants.

L'unité 40 considère successivement K phases de vol (K pouvant être égal à 1) FPk, au choix de l'utilisateur au moyen de l'interface utilisateur 30, ou prédéterminées. Les phases de vol en question sont celles qui sont l'objet de la Fig. 1. Ainsi, l'utilisateur pourrait n'utiliser le système de la présente invention que pour optimiser la phase de montée et donc ne s'intéresser qu'à cette phase. Dans ce cas, K serait égal à 1. Ou alors, il pourrait ne s'intéresser qu'aux phases de montée III, de croisière IV et descente V. Dans ce cas, K est égal à 3.

Pour la ou chaque phase de vol FPk, l'unité 40 définit M réalisations de celle-ci qui sont respectivement nommées FP^ avec m = 1 à M. Par souci de simplification, sauf quand cela sera nécessaire, chaque réalisation FP^ est dorénavant nommée FP _m , implicitement d'une phase de vol k. De plus, l'unité 40 divise chaque réalisation de phase de vol FP _m ainsi définie en un nombre N de segments de phase de vol. Ce nombre N est par exemple entré par l'utilisateur au moyen de l'interface utilisateur 30 ou est un nombre prédéterminé. A la Fig. 3, on a représenté deux réalisations de phase de vol FP _m i et FP^ qui sont divisées chacune en trois segments de phase de vol S™ ¹ , S et S et S™ ² , S™ ² et S™ ² . Dans la suite de la description, l'exposant m n'est plus mentionné car implicite, sauf nécessité. Chaque segment S _n (n = 1 à N ; implicitement d'une réalisation de phase de vol d'indice m) est défini par des paramètres de vol de segment I _Sn qui lui sont propres, tels qu'une altitude de début de segment H _n (qui constitue, par exemple, une altitude de référence dudit segment) et une altitude de fin de segment H _n+ i qui est égale à l'altitude de début du segment suivant S _n+ i ou l'altitude H _FP U _P de la fin de la phase de vol FP considérée. On remarquera que l'altitude H _FPDW de début de phase de vol FP et l'altitude de fin de phase de vol FP sont identiques pour toutes les réalisations de phase de vol FPm, avec m = 1 à M. Ces informations de vol de segment I _Sn peuvent également incorporer, pour chaque segment S _n , d'autres paramètres, comme l'incidence a _n et la pente γ _η de l'avion considérée, ou le centre de gravité de l'avion etc. Dans un exemple de réalisation de l'invention, on peut donc écrire : Is _n = {H _n , α _η , γ _η } pour tout n compris entre 1 et N.

Ainsi, une réalisation de phase de vol FP _m est définie par des paramètres de réalisation de phase de vol lFp _m qui sont constitués par un ensemble de N paramètres de vols de segment I _Sn , soit, = {I _S1 , Isn, · · ·, ISN} et, dans l'exemple mentionné ci- dessus, I _F p _m = { {Hi, αι, γι}, ..., {H _n , a„, γ„}, {H _N , a _N , YN} } . Plus précisément, en faisant intervenir l'indice de phase de vol m, on devrait écrire :

FPm - { { H _j , _ι , γ _ι }, {H _N , α _Ν , γ _Ν } }

Pour chaque réalisation de phase de vol, la valeur donnée par l'unité 40 à chacun des paramètres de vols de segments Is _n , tels que l'altitude de référence H _n , l'incidence a _n et la pente γ _η de l'avion considérée est soit prédéterminée, soit déterminée aléatoirement ou pseudo-aléatoirement.

Pour la ou chaque phase de vol considérée FPk, l'unité 40 détermine, sur la base des conditions de vol entrées par l'utilisateur au moyen de l'interface utilisateur 30, une suite de M informations de réalisation de phase de vol {I _FPI , · · · , iFPm, . . . I _FPM } qui est alors transmise à l'unité de traitement 10. L'unité de traitement 10, sur la base de chaque information de réalisation de phase de vol l _F p _m présente dans la suite qui lui a été transmise par l'unité 40, détermine la consommation C _F p _m résultant de cette réalisation de phase de vol FPm.

Pour ce faire, l'unité de traitement 10 peut procéder comme suit. Pour chaque segment S™ (ci-après dénommé S _n ) de la réalisation de la phase de vol FPm considérée, elle détermine, dans un premier temps, sur la base de l'ensemble des paramètres de vol de segment I _Sn du segment S _n contenu dans l'information de réalisation de phase de vol l _F p _m considérée délivrée par l'unité 40 ainsi que les paramètres aérodynamiques I _AV délivrés par l'unité 20, la vitesse V _n de l'avion dans ce segment S _n et la consommation de carburant Cs _n qui en résulte.

Par exemple, l'unité de traitement 10 utilise, pour calculer la vitesse V _n de l'avion dans un segment S _n , un modèle mathématique d'un avion. On a représenté à la Fig. 4 un avion 100 dont la pente par rapport au sol est γ et qui présente une incidence a par rapport à son axe de déplacement dd'. Les vecteurs suivants sont représentés : T est la poussée qui est parallèle à l'axe de déplacement dd', mg le poids de l'avion au moment considéré, L la portance qui est perpendiculaire à l'axe de l'avion aa' et D la traînée qui est parallèle à l'axe de l'avion aa'. Pour traduire le fait que cet avion est à l'équilibre et se déplace à une vitesse V _n parallèle à son axe de déplacement dd', les équations suivantes peuvent être écrites :

T cos a - D - mg sin γ = m V _n

T sin a + L - mg cos γ = m V _n γ

La poussée T dépend de la poussée nominale T ₀ lorsque la densité de l'air est p ₀ , de la vitesse de l'avion exprimée en Mach M, de la densité de l'air p au moment considéré, selon l'équation : La traînée D et la portance L dépendent de la densité de l'air p à l'endroit considéré, de la vitesse V _n , de la surface alaire S de l'avion, et respectivement de deux coefficients d'aérodynamisme C _x et C _z , encore appelés coefficient de traînée et coefficient de portance. On a donc : D = - pV ² SC _x (a,M) L = - pV ² SC _z (a, M)

On notera que les coefficients d'aérodynamisme C _x et C _z dépendent eux-mêmes de la vitesse de l'avion exprimée en Mach M et de l'angle d'incidence a de l'avion par rapport à son axe de déplacement dd'.

Par ailleurs, on notera également que la densité de l'air p dépend de l'altitude du lieu considéré. Des formules dites de nivellement barométrique permettent de connaître cette variation de densité de l'air avec l'altitude. Par exemple, sans variation de température, on a :

Ah

— RT

p(H _n ) = p(H ₀ )e avec h =—

Mg

R étant la chaleur spécifique de l'air, T la température en degré Kelvin, M la masse molaire de l'air et g la gravité.

Connaissant l'altitude H _n (laquelle détermine la densité de l'air p et la poussée T), l'incidence a _n et la pente γ _η ainsi que les paramètres avioniques (surface alaire S, coefficients aérodynamiques C _x et C _z ), il est possible, en résolvant les équations différentielles présentées ci-dessus, de calculer la vitesse V _n de l'avion. Il est par exemple possible d'utiliser un algorithme de résolution (solveur) d'équations différentielles.

De la connaissance de la vitesse V _n de l'avion, il est possible de déterminer la consommation en carburant de l'avion. Par exemple, on peut utiliser la formulation suivante :

C _Sn = a(H _n )V _n + b(H _n )

Où a et b sont des coefficients qui dépendent de l'altitude H _n .

Dans un second temps, l'unité de traitement 10 somme les valeurs de consommation de carburant Cs _n des segments Si à SN qui constituent la réalisation de la phase de vol FPm considérée. L'unité de traitement 10 délivre ainsi, à l'unité d'optimisation 50, pour chaque phase de vol FPk, une suite de valeurs de consommation CFp _m correspondant aux réalisations de phase de vol FPm (m = 1 à M) considérées à laquelle sont annexées les valeurs des ou de certains paramètres de vol lFPm (par exemple, les vitesses V™ à V™, altitudes H à H™, etc.) de l'ensemble des segments S™ à S™ qui composent cette réalisation de phase de vol FPm : {CFPI , IFPI ; . . . ; CFPm, iFPm CFPM, IFPM} , soit, dans l'exemple mentionné ci-dessus :

{CFPI , V/ . H} H _N ; ... ; CFPM, V _J , H _J V _N , H _N }

L'unité d'optimisation 50 a pour objet de déterminer les paramètres de vol de segment I _Sn ° ^pt avec n = 1 à N, en tout ou en partie, d'une réalisation FP ^opt d'une phase de vol pour laquelle la consommation de carburant CFP ^op1 qui en résulte est minimisée.

Les paramètres de vol de segment retenus sont par exemple les altitudes Hi° ^pt à H _N ° ^pt de chacun des N segments qui constituent la réalisation optimale FP ^opt . Peuvent aussi s'y rajouter, une suite de valeurs d'incidence ai° ^pt à _N ° ^pt et une suite de valeurs de pente γι° ^ρ1 à γ _Ν ^ορ1 ou tout autre paramètre de vol de phase de vol considérée.

L'unité d'optimisation 50 délivre alors les paramètres de vol de segment Is _n ° ^pt , les vitesses Vs _n ° ^pt des segments S _n qui constituent la réalisation optimale Fp ^opt ainsi que la consommation minimisée CFP ^OP1 .

Pour son fonctionnement, l'unité d'optimisation 50 peut, par exemple, utiliser un algorithme d'optimisation génétique ou un algorithme d'optimisation utilisant une méthode de Monte-Carlo. Elle peut également utiliser une méthode du type méthode d'optimisation à point intérieur IPOPT.

On a représenté une flèche entre l'unité d'optimisation 50 et l'unité 40 car, selon la méthode d'optimisation mise en œuvre par l'unité 50, des informations peuvent être transmises par l'unité 50 à l'unité 40 afin que celle-ci puisse délivrer des suites d'informations de réalisation de phase de vol lFp _m et, ceci, pendant le cours même du traitement d'optimisation mis en œuvre par l'unité 50.

Dans un mode de réalisation particulier, l'unité 20 de délivrance de paramètres avioniques IAV est prévue pour recueillir les données de vol Data qui ont été enregistrées lors de vols précédents de l'avion considéré. Par exemple, ces données enregistrées en cours de vol, sont la vitesse de l'avion V, son altitude de vol H, sa pente γ et son incidence a, la masse m, sa consommation C, son régime moteur à partir duquel il est aisé de déterminer la poussée, etc. et ce à chaque instant. En réinjectant ces données Data dans un modèle mathématique de l'avion et en résolvant les équations qui constituent ce modèle, il est possible de déterminer les paramètres avioniques de ce modèle pour l'avion considéré.

Par exemple, en reprenant les équations du modèle développé ci-dessus en relation avec l'unité de traitement 10, à partir de données de vol Data enregistrées lors de vols précédents que sont la vitesse V, son altitude de vol H, sa pente γ et son incidence a, la masse m, sa poussée, il est possible de déterminer les coefficients aérodynamiques C _x et C _z qui minimisent l'écart entre les différentes grandeurs que ce modèle calcule et ces données Data. Par exemple, un algorithme de résolution d'équations différentielles peut être utilisé pour ce faire.

On notera que l'unité 20 de délivrance de paramètres aérodynamiques pourrait être utilisée non seulement pour fournir ces paramètres à l'unité de traitement 10 qui est décrite ci-dessus, mais également à toute unité de traitement, quel que soit son fonctionnement, nécessitant de tels paramètres aérodynamiques. L'avantage d'une telle unité de délivrance de paramètres avioniques I _AV est de pouvoir tenir compte des caractéristiques physiques réelles de l'avion considéré et non de caractéristiques nominales d'un avion de même type et dans la même configuration.

La présente invention concerne un procédé de détermination des paramètres de vol et de la consommation en carburant d'au moins une phase de vol d'un avion, parmi les phases qui sont l'objet de la Fig. 1. Ce procédé est succinctement décrit en relation avec la Fig. 5, ses détails ou exemples de réalisation ayant déjà été mentionnés dans la description du système de détermination des paramètres de vol d'au moins une phase de vol d'un avion selon l'invention qui a été faite en relation avec la Fig. 2.

Le procédé de la présente invention comprend, pour ladite ou chaque phase de vol pour laquelle il est mis en œuvre, les étapes suivantes :

- une étape E10 de définition d'une pluralité de réalisations de ladite phase de vol considérée comme étant chacune un ensemble de segments successifs ayant leurs propres paramètres de vol prédéterminés ou déterminés aléatoirement ou pseudo- aléatoirement,

- une étape E20 de calcul, pour chaque réalisation de ladite phase de vol considérée, sur la base des caractéristiques avioniques dudit avion et des paramètres de vol de chaque segment de la réalisation considérée, des vitesses des segments et de la consommation en carburant dudit avion pour ladite réalisation,

- une étape d'optimisation E30 selon laquelle ne sont retenus, en tant que paramètres de vol de la phase de vol considérée, que les paramètres de vol des segments qui constituent la réalisation de ladite phase de vol pour laquelle la consommation en carburant est minimisée, ainsi que les vitesses des segments de ladite réalisation et ladite consommation en carburant résultante.

Dans le système qui est représenté à la Fig. 2, ladite étape E10 est mise en œuvre par l'unité 40, l'étape E20 est mise en œuvre par l'unité de traitement 10 et l'étape d'optimisation E30 est mise en œuvre par l'unité d'optimisation 50.

Ainsi, comme cela a déjà été mentionné pour ces unités, les paramètres de vol de chaque segment qui constitue une réalisation de ladite phase de vol incluent l'altitude de référence dudit segment. Ils peuvent inclure l'incidence de l'avion par rapport à son axe d'avancement et la pente dudit avion.

De même, ladite étape d'optimisation E30 peut mettre en œuvre une méthode de Monte-Carlo, une méthode d'optimisation génétique, ou une méthode d'optimisation à point intérieur du type IPOPT.

De même encore, ladite étape de calcul E20 met en œuvre une méthode de modélisation mathématique d'un avion, telle que celle qui est décrite en relation avec la Fig. 4.

Ledit procédé peut également mettre en œuvre une étape E40 de détermination des paramètres aérodynamiques dudit avion sur la base des données de vol enregistrées lors de vols précédents dudit avion. Cette étape E40 est par exemple mise en œuvre par l'unité 20 décrite en relation avec la Fig. 2.

La Fig. 6 est un schéma synoptique d'un ordinateur 100 qui comprend une interface homme-machine 110 qui inclut les fonctions de l'interface utilisateur 30 du système de la présente invention décrit en relation avec la Fig. 2, une unité centrale 120 et une mémoire 130, reliées ensemble au moyen d'un bus 140. Dans la mémoire 130 est chargé un programme d'ordinateur qui, lorsqu'il est exécuté par ledit ordinateur 100, met en œuvre les étapes d'un procédé de détermination des paramètres de vol d'au moins une phase de vol d'un avion selon la présente invention. Dans le mode de réalisation ici décrit, les unités 10, 20, 40 et 50 décrites en relation avec la Fig. 2 sont des unités logicielles parties intégrantes de ce programme d'ordinateur. Les paramètres de vol optimisés Is _n ° ^pt ainsi que la consommation en carburant résultant CFP° ^pt de la ou chaque phase de vol considérée sont affichés, pour les phases de vol requises par l'utilisateur, au moyen de l'interface homme-machine 110.