La présente invention concerne un procédé de détermination d’une trajectoire d’un aéronef.

La présente invention concerne également un produit programme d'ordinateur et un module de détermination associés.

En particulier, l’invention se situe dans le domaine des systèmes de gestion du vol de type FMS (de l’anglais « Flight Management System ») des aéronefs et plus généralement, des systèmes de calcul de trajectoires des aéronefs.

De manière connue en soi, ces systèmes permettent de construire une trajectoire de l’aéronef à partir d’un plan de vol représentant le contrat entre la compagnie aérienne et le contrôle aérien. La trajectoire basée sur ce plan de vol respecte ainsi une pluralité de :

• points de passage, appelés « waypoints » ;

• contraintes de procédure, appelées « legs » et constituées d’un couple « chemin/terminaison » ;

• contraintes de transition (par exemple « overfly » ou « flyby ») ;

• contraintes dites verticales, portées par les points de passage et pouvant être de type altitude, vitesse, pente ou temps.

La trajectoire calculée est composée d’une pluralité de segments successifs latéraux, de type « courbes » ou « droits », et verticaux, pouvant être en accélération/décélération, à vitesse constante, à altitude constante ou variable. Les segments latéraux et verticaux sont liés, le vertical peut ainsi segmenter le latéral et inversement.

Les différents types de legs ainsi que les règles de leur enchaînement sont notamment définis par la norme ARINC 424.

La plupart de ces legs définissent un point de début et un point de terminaison. Par ailleurs, des contraintes verticales peuvent être définies sur l’un de ces points ou les deux.

Au moins certains des legs peuvent être dépourvus de point de terminaison spécifié. Dans la norme ARINC 424, il s’agit notamment du leg « FM » (« Fix to a Manual termination » en anglais) et du leg « VM » (« Heading to a Manual termination » en anglais). Ces legs sont dits legs manuels ou legs à terminaison manuelle, dans la mesure où la sortie d’un tel leg est définie manuellement par le pilote lors du vol sur ce leg, à la suite par exemple d’une consigne du contrôleur aérien. Le système insère une discontinuité latérale à la suite de ces legs indiquant que la suite du plan de vol ne sera suivie qu’après une action pilote.

Lorsque le plan de vol de l’aéronef comporte un leg à terminaison manuelle ou bien une autre discontinuité latérale, la trajectoire qui devra être volée par l’aéronef n’est pas complètement connue.

Dans l’état de la technique, la solution généralement utilisée pour pallier ce problème consiste à faire l’hypothèse d’une distance directe, c’est-à-dire la distance la plus courte pour rejoindre la suite du plan de vol, dans le calcul de prédictions. Cela est illustré sur la figure 1 sur laquelle une discontinuité latérale est formée entre les segments DC et AB. Ainsi, dans ce cas, selon les méthodes de l’état de la technique, la distance la plus courte entre ces segments, c’est-à-dire la distance BC sera prise en compte pour le calcul de prédictions.

Une telle hypothèse utilisée dans les systèmes actuels a plusieurs conséquences opérationnelles.

Premièrement, cela induit des prédictions erronées en termes de distance volée ce qui peut provoquer à son tour des messages d’alerte intempestifs. En effet, une contrainte d’altitude ou de vitesse peut être annoncée manquée en aval de la discontinuité latérale en raison d’une distance trop courte pour dissiper l’énergie nécessaire. Cela peut générer une alerte non-fondée dès la préparation du vol ce qui rend plus complexe cette opération.

Ensuite, d’un point de vue de l’asservissement sur le plan de vol, cela peut induire le besoin de commencer à perdre de l’énergie en vue de l’atterrissage beaucoup plus tôt que nécessaire. En effet, le système de type FMS calculant que l’aéronef ne sait pas décélérer le long de la discontinuité latérale si celle-ci est trop pentue, anticipera la décélération avant d’arriver sur la discontinuité latérale.

Ce fonctionnement va à l’encontre de celui attendu puisque généralement, les consignes données par les contrôleurs concernant la désélection du leg à terminaison manuelle permettent de dissiper l’énergie nécessaire le long de ce leg. De plus, ce fonctionnement peut conduire à anticiper l’extension de certains actionneurs comme les becs et volets. Le calcul des profils d’altitude étant intimement lié au calcul des profils de vitesse, cela peut également induire des paliers d’altitude dans la construction de la trajectoire de l’aéronef, ce qui n’est pas souhaitable dans un contexte d’optimisation des vols. Enfin, lorsqu’un automate de guidage est utilisé, une discontinuité latérale conduisant à un segment trop pentu peut induire un guidage vertical sous forme de « plongeon » afin de suivre au mieux ce profil à forte pente. Cela se traduit par une augmentation plus ou moins importante de la vitesse. Or, en descente et plus précisément en approche, les accélérations de l’aéronef ne sont pas souhaitables.

La présente invention a pour but de proposer un calcul de la trajectoire d’un aéronef en présence de discontinuités latérales qui soit plus cohérent en termes de prédictions et de dissipation d’énergie réellement subies par l’aéronef. Cela permet de remédier aux inconvénients précités de l’état de la technique et notamment, d’éviter des alertes non-fondées, des extensions anticipées des actionneurs et descentes trop pentues.

À cet effet, l’invention a pour objet un procédé de détermination d’une trajectoire d’un aéronef, comprenant les étapes suivantes :

- détermination d’un profil de référence le long d’une trajectoire latérale pré calculée à partir d’une pluralité de contraintes de vitesse et/ou d’altitude, la trajectoire latérale pré-calculée comprenant une pluralité de segments, l’étape de détermination comprenant :

- la recherche dans la trajectoire latérale pré-calculée d’au moins un segment de discontinuité entre deux segments, dits segments d’encadrement, le segment de discontinuité comprenant une discontinuité latérale ;

- pour le ou chaque segment de discontinuité, la détermination d’une distance requise correspondant à une distance minimale de vol entre les deux segments d’encadrement correspondants, permettant d’assurer le respect de toutes les contraintes de vitesse et/ou d’altitude lors du vol le long de ces segments d’encadrement ; et

- l’intégration de la ou de chaque distance requise dans le profil de référence ;

- détermination à partir du profil de référence, de prédictions verticales relatives à une trajectoire verticale de l’aéronef ;

- détermination à partir des prédictions verticales, d’une trajectoire latérale résultante comprenant pour le ou chaque segment de discontinuité, la détermination d’un segment de substitution raccordant les deux segments d’encadrement correspondants de manière continue, l’étendue spatiale du ou de chaque segment de substitution étant déterminée en fonction de la distance requise déterminée pour le segment de discontinuité correspondant. Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le procédé comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :

- la ou chaque distance requise est supérieure ou égale à la distance directe raccordant les segments d’encadrement correspondants ;

- l’étape de détermination du profil de référence comprend les sous-étapes suivantes, mises en oeuvre en rebours à partir de chaque nouveau point de début d’intégration :

- détermination d’un point de terminaison intermédiaire et détermination d’une portion géométrique du profil de référence délimitée par le point de début d’intégration et le point de terminaison intermédiaire ;

- recherche sur ladite portion géométrique, d’un segment de discontinuité entre deux segments, ces deux segments étant alors segments d’encadrement ;

- lorsqu’un tel segment de discontinuité existe :

- détermination de la distance requise pour ce segment de discontinuité ;

- intégration de cette distance requise dans la portion du profil de référence ;

- la ou chaque distance requise (dreq) est déterminée en fonction de la distance directe (ddir) entre les segments d’encadrement du segment de discontinuité correspondant ;

- la ou chaque distance requise est déterminée en outre en fonction d’une pluralité de pentes élémentaires, chaque pente élémentaire étant calculée pour un intervalle élémentaire faisant partie de la portion géométrique sur laquelle le segment de discontinuité correspondant à cette distance requise a été identifié, en fonction des performances de l’aéronef sur cet intervalle élémentaire ;

- la ou chaque distance requise est déterminée en outre en fonction d’une pente retenue pour la portion géométrique sur laquelle le segment de discontinuité correspondant à cette distance requise a été identifié, la pente retenue correspondant à l’un des éléments choisi dans le groupe comportant :

- une pente résultante équivalente déterminée en utilisant la valeur de la distance requise et la variation en altitude sur ladite portion géométrique ;

- une pente de valeur absolue la plus faible parmi une pluralité de pentes élémentaires, chaque pente élémentaire étant calculée pour un intervalle élémentaire faisant partie de ladite portion géométrique en fonction des performances de l’aéronef sur cet intervalle élémentaire ;

- la ou chaque distance requise est déterminée en fonction de la variation en altitude sur la portion géométrique sur laquelle le segment de discontinuité correspondant à cette distance requise a été identifié et d’une pente retenue, ladite pente retenue étant choisie parmi dans une pluralité de pentes élémentaires chaque pente élémentaire suivante est obtenue en mettant en oeuvre une technique de dichotomie itérative utilisant une pente élémentaire initiale et une pente élémentaire précédente ;

- le ou chaque segment de discontinuité correspond à un leg à terminaison manuelle ;

- la détermination du segment de substitution pour le ou chaque segment de discontinuité lors de l’étape de détermination de la trajectoire latérale résultante, comprend la détermination d’un point de désélection du leg à terminaison manuelle correspondant en fonction de la distance requise déterminée pour ce segment de discontinuité et de la distance directe entre les segments d’encadrement correspondants ;

- un symbole représentatif du point de désélection pour le ou chaque leg à terminaison manuelle est affiché sur un écran d’affichage représentant la trajectoire latérale résultante de l’aéronef ;

- le segment de substitution pour la ou chaque segment de discontinuité est affiché sur un écran d’affichage représentant la trajectoire latérale résultante de l’aéronef.

L’invention a également pour objet un produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsque mises en oeuvre par un équipement informatique, mettent en oeuvre le procédé tel que défini précédemment.

L’invention a également pour objet un module de détermination d’une trajectoire d’un aéronef, comprenant des moyens techniques configurés pour mettre en oeuvre le procédé tel que défini précédemment.

Ces caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels :

- [Fig 1] la figure 1 est une vue schématique illustrant la mise en oeuvre du calcul de prédictions selon des méthodes de l’état de la technique ; - [Fig 2] la figure 2 est une vue schématique d’un module de détermination d’une trajectoire d’un aéronef selon l’invention ;

- [Fig 3] la figure 3 est un organigramme d’un procédé de détermination selon l’invention, le procédé étant mis en oeuvre par le module de détermination de la figure 2 ;

- [Fig 4] [Fig 5] [Fig 6] [Fig 7] [Fig 8] [Fig 9] [Fig 10] [Fig 11] les figures 4 à 11 sont des vues illustrant la mise en oeuvre de différentes étapes du procédé de la figure 3.

Par aéronef, on comprend tout engin pilotable pour voler notamment dans l’atmosphère terrestre, tel qu’un avion, notamment un avion commercial, un hélicoptère, un drone, etc.

L’aéronef est pilotable par un pilote à partir d’un cockpit de cet aéronef ou à distance.

L’aéronef comporte notamment un système de gestion de vol, connu également sous le terme « FMS », qui permet de construire une trajectoire de l’aéronef à partir d’un plan de vol introduit dans ce système par le pilote. Pour ce faire, le système FMS est pourvu d’une interface homme-machine permettant au pilote d’introduire des informations nécessaires dans ce système et d’obtenir une visualisation des calculs effectués par ce système, comme par exemple la trajectoire de l’aéronef.

À cet effet, l’interface homme-machine du système FMS se présente par exemple sous la forme d’un clavier adapté et d’un ou plusieurs écrans d’affichage adaptés.

Dans l’exemple de réalisation de la figure 2, le module de détermination 10 est connecté au système FMS qui est alors désigné par la référence 12 sur cette figure 2.

Le module de détermination 10 est embarqué à bord de l’aéronef ou est distant de celui-ci. Dans ce dernier cas, ce module de détermination 10 est connecté au système FMS via des moyens de transmission de données numériques à distance, connus en soi.

En outre, le module de détermination 10 est apte à recevoir des données introduites par le pilote dans le système FMS 12 via le clavier 14 de ce système FMS 12 et à afficher des résultats de son fonctionnement sur l’écran 15 de ce système FMS 12 ou sur tout autre écran du cockpit de l’aéronef ou encore, sur un écran distant. En complément, selon un exemple particulier de réalisation de l’invention (non-illustré), le module de détermination 10 est apte à recevoir des données issues d’une liaison de données avec le sol de type « Datalink ».

Selon l’exemple de réalisation de la figure 2, le module de détermination 10 se présente sous la forme d’un calculateur comportant une unité d’entrée 21 , une unité de traitement 22 et une unité de sortie 23.

Chacune de ces unités 21 , 22, 23 se présente par exemple au moins partiellement sous la forme d’un logiciel exécuté par le calculateur formant le module 10 à l’aide notamment d’un processeur et d’une mémoire prévus à cet effet dans ce calculateur.

Selon un autre exemple de réalisation (non-illustré), le module de détermination 10 est intégré dans le système FMS 12 ou dans tout autre calculateur existant de l’aéronef ou dans un calculateur distant. Dans ce cas, les unités 21 , 22, 23 se présentent au moins partiellement sous la forme de logiciels exécutables par un tel calculateur.

L’unité d’entrée 21 est apte à recevoir des données issues du système FMS 12 et à les transmettre à l’unité de traitement 22.

L’unité de traitement 22 est apte à traiter ces données comme cela sera expliqué par la suite et à transmettre un résultat de ce traitement à l’unité de sortie 23.

Finalement, l’unité de sortie 23 est apte à transmettre ce résultat au système FMS 12 pour par exemple l’afficher sur l’écran 15 ou sur tout autre écran du cockpit.

Le procédé de détermination de la trajectoire de l’aéronef, mis en oeuvre par le module de détermination 10, sera désormais expliqué en référence à la figure 3 présentant un organigramme de ses étapes. La trajectoire calculée par ce procédé comprend notamment un profil de référence qui servira de référence à l’aéronef pour réaliser sa descente et son approche.

Avantageusement, le procédé est mis en oeuvre lors de la préparation du vol par les pilotes.

Dans ce cas, les pilotes disposent d’une trajectoire latérale pré-calculée à partir d’une pluralité de contraintes de vitesse et/ou d’altitude issues d’un plan de vol.

Chaque contrainte du plan de vol est associée à un point de passage de la trajectoire de l’aéronef sur lequel elle impose au moins un paramètre de vol de l’aéronef. Une telle contrainte correspond notamment à une contrainte d’altitude ou à une contrainte de vitesse définissant respectivement au moins une valeur d’altitude à respecter ou une valeur de vitesse à respecter.

Par ailleurs, comme cela est connu en soi, chaque contrainte présente un type de contrainte qui indique comment la ou les valeurs définies par la contrainte doivent être respectées.

En particulier, dans l’état de la technique, sont connus les types suivants de contrainte :

- « AT » définissant une seule valeur qui signifie que le paramètre correspondant de vol doit être égal à cette valeur ;

- « AT OR ABOVE » définissant une seule valeur qui signifie que le paramètre correspondant de vol doit être égal ou supérieur à cette valeur ;

- « AT OR BELOW » définissant une seule valeur qui signifie que le paramètre correspondant de vol doit être égal ou inférieur à cette valeur ;

- « WINDOW » définissant deux valeurs qui signifient que le paramètre correspondant de vol doit être compris dans un intervalle délimité par ces deux valeurs.

Selon un autre exemple de réalisation de l’invention, le procédé est mis en oeuvre lors du vol de l’aéronef à partir d’un profil de référence déjà existant. Cela est notamment effectué lorsque le profil de référence doit être modifié suite par exemple à l’acquisition d’une nouvelle contrainte ou consigne. Dans ce cas, la trajectoire pré calculée est ce profil de référence existant.

Enfin, avant la mise en oeuvre du procédé, l’unité d’entrée 21 acquiert l’ensemble des données nécessaires et notamment la trajectoire pré-calculée, pour déterminer un profil de référence à suivre par l’aéronef.

Puis, l’unité d’entrée 21 transmet l’ensemble des données acquises à l’unité de traitement 22.

Lors de l’étape initiale 110, l’unité de traitement 22 détermine un profil de référence à suivre par l’aéronef à partir de la trajectoire pré-calculée. Il s’agit donc de la détermination d’un nouveau profil de référence ou de la mise à jour d’un profil de référence déjà existant.

De manière connue en soi, cette détermination est mise en oeuvre en faisant un calcul à rebours composé de différentes opérations :

- le calcul de l’approche finale ;

- le calcul de l’approche intermédiaire ;

- le calcul de la descente géométrique ; - le calcul de la descente optimisée.

Ce calcul du profil de référence est mis en oeuvre par les sous-étapes 111 à 114 répétées en boucle à partir d’un point de début d’intégration, jusqu’à atteindre les conditions d’altitude et de vitesse en fin de croisière, ou la position actuelle de l’aéronef. Lors de la première mise en oeuvre des sous-étapes 111 à 114, le point de début d’intégration correspond à la destination de l’aéronef car le calcul se fait à rebours.

En particulier, lors de la sous-étape 111 , l’unité de traitement 22 détermine un point de terminaison intermédiaire permettant de délimiter avec le point de début d’intégration la portion géométrique du profil de référence à construire pour une itération des sous-étapes 111 à 114.

Selon l’invention, ce point de terminaison intermédiaire correspond à la prochaine contrainte d’altitude imposant un changement de pente, tout en permettant de respecter l’ensemble des contraintes intermédiaires sur la portion géométrique considérée.

Une contrainte imposant un changement de pente est appelée couramment contrainte contraignante.

Selon un exemple de réalisation, pour ce faire, l’unité de traitement 22 fait d’abord un calcul à rebours de la portion géométrique considérée à partir du point de début d’intégration jusqu’à la prochaine contrainte de type AT si une telle contrainte existe.

Si la portion géométrique ainsi construite respecte l’ensemble des contraintes intermédiaires, la contrainte de type AT est alors le point de terminaison intermédiaire recherché et l’unité de traitement 22 passe à la sous-étape suivante 112.

Un tel cas est illustré sur la figure 4 sur laquelle le point de début d’intégration est dénoté par « P1 » et la contrainte d’altitude de type AT est dénotée par « P2 ». Ainsi, il est clair que dans le cas de cette figure, le profil d’altitude A construit entre les points P1 et P2 respecte l’ensemble des contraintes intermédiaires, à savoir les contraintes PT, P2’ et P3’.

Dans le cas contraire, c’est-à-dire lorsque la portion géométrique construite entre le point de début d’intégration et la contrainte de type AT, ne respecte pas au moins une contrainte intermédiaire, la sous-étape 111 est réinitialisée comme dans le cas précédent au point de début d’intégration mais cible cette fois la contrainte intermédiaire qui a été manquée. Cette contrainte est alors de type autre que le type AT. La portion géométrique considérée lors de cette nouvelle itération de la sous- étape 111 est délimitée alors par le point de début d’intégration et la contrainte manquée lors du calcul précédent.

La sous-étape 111 est répétée ainsi jusqu’à ce que la pente de la portion géométrique obtenue permette de satisfaire l’ensemble des contraintes intermédiaires comprises entre le point de début d’intégration et la contrainte ciblée qui sera alors considérée comme le point de terminaison intermédiaire recherché.

Un tel cas est illustré sur la figure 5 sur laquelle le profil d’altitude A1 construit entre le point de début d’intégration P1 et la prochaine contrainte P2 de type AT ne respecte pas la contrainte intermédiaire P2’. La sous-étape 111 est alors répétée jusqu’à obtenir le profil d’altitude A2 entre les points P1 et PT qui respecte l’ensemble des contraintes intermédiaires.

S’il n’existe aucune contrainte contraignante, le calcul du profil est réalisé avec un ensemble de segments avec une poussée constante jusqu’au niveau de croisière, le calcul qui est considéré comme optimal au regard de la consommation de carburant, et dit profil « Idle ».

Dans le cas où cet ensemble de segments permet de satisfaire toutes les contraintes d’altitude, il n’existe donc plus de contrainte en altitude imposant un changement de pente. Dans ce cas, l’unité de traitement 22 effectue la recherche d’une contrainte de vitesse avec une borne basse (c’est-à-dire de type AT OR

ABOVE ou AT ou WINDOW) qui serait manquée. Si une telle contrainte de vitesse est trouvée, elle est considérée comme le point de terminaison intermédiaire recherché. Dans le cas contraire, l’unité de traitement 22 passe directement à l’étape 130 expliquée en détail dans la suite. Ce cas est illustré sur la figure 6 sur laquelle le profil d’altitude A construit entre le point de début d’intégration P1 et le niveau de croisière N satisfait toutes les contraintes intermédiaires entre ces points.

Dans le cas où l’ensemble de segments avec une poussée constante ne permet pas de satisfaire au moins une contrainte d’altitude intermédiaire, la sous- étape 111 est réinitialisée au point de début d’intégration et cible cette fois la contrainte manquée qui serait alors de type autre que le type AT. L’étape 111 est alors répétée jusqu’à ce que la pente de la portion géométrique obtenue permette de satisfaire l’ensemble des contraintes intermédiaires entre le point de début d’intégration et la contrainte ciblée. Ce cas est illustré sur la figure 7 sur laquelle le profil d’altitude A1 construit entre le point de début d’intégration P1 et le point de niveau de croisière N ne permet pas de satisfaire la contrainte d’altitude intermédiaire P1’. L’étape 111 est alors répétée en ciblant le point P1 ’ et en obtenant ainsi le profil A2. Dans la mesure où ce profil A2 permet de satisfaire l’ensemble des points intermédiaires, le point P1 ’ est alors considéré comme le point de terminaison intermédiaire recherché.

Lors de la sous-étape 112 suivante, l’unité de traitement 22 recherche sur la portion géométrique délimitée par le point de début d’intégration et le point de terminaison intermédiaire déterminé lors de la sous-étape 111 précédente, un segment, dit segment de discontinuité, comprenant une discontinuité latérale. Cette discontinuité latérale est par exemple un leg à terminaison manuelle.

Le segment de discontinuité est compris entre deux segments, dits segments d’encadrement.

Lorsqu’il existe au moins un segment de discontinuité sur ladite portion géométrique, l’unité de traitement 22 passe à la sous-étape 113 suivante. Dans le cas contraire, l’unité de traitement 22 passe à la sous-étape 114 décrite en détail par la suite.

Dans l’exemple de la figure 8, un leg L à terminaison manuelle est déterminé entre les points B et C. Le segment BC est alors un segment de discontinuité. Par ailleurs, dans cet exemple, le point D correspond au point de début d’intégration et le point A correspond au point de terminaison intermédiaire déterminé à l’issue de la sous-étape 111.

Lors de la sous-étape 113, pour le segment de discontinuité identifié, l’unité de traitement 22 détermine une distance requise d _req correspondant à une distance minimale de vol sur ce segment de discontinuité pour assurer une dissipation énergétique suffisante et nécessaire pour respecter les contraintes amont, intermédiaires et aval, c’est-à-dire aux points de passage A, B, C et D dans les exemples des figures.

La dissipation énergétique dépend de la configuration de l’aéronef permettant de dissiper de l’énergie ou non. Cette configuration est notamment définie par la position des aérofreins de l’aéronef, de ses becs et volets ou encore de ses trains d’atterrissage.

Avantageusement, selon l’invention, la distance requise d _req est déterminée en fonction de la distance d _r directe entre les segments d’encadrement correspondants et de l’étendue totale de la portion géométrique considérée. Selon un premier mode de réalisation, la distance requise d _req est déterminée selon l’expression suivante : où d _dir est la distance directe entre les segments d’encadrement correspondants, c’est-à-dire la distance BC dans l’exemple de la figure 8 ; x est ladite étendue totale de la portion géométrique considérée, c’est-à-dire la distance AD dans l’exemple de la figure 8 en supposant l’étendue du segment de discontinuité substituée par la distance directe ( d _dir ) entre les segments d’encadrement;

F P Ai est une pente élémentaire sur un intervalle élémentaire i obtenu suite à la discrétisation en altitude de l’intervalle de variation d’altitude correspondant à la portion géométrique considérée et déterminée par rapport au sol ; et AHi est le pas définissant l’intervalle élémentaire i.

En particulier, l’intervalle de variation d’altitude correspondant à la portion géométrique considérée est discrétisé comme suit : h _{i+ 1} = hi + AH _U où: hi et h _i+1 sont les altitudes délimitant l’intervalle élémentaire i ; et

Ainsi, l’expression pour l’altitude h _i+1 prend la forme suivante : où: hf est l’altitude de fin de la portion géométrique considérée ;

CAS _p est la vitesse du prochain changement prévisible de la configuration de l’aéronef ou de phase de vol (S/F, L/G, A/l, DECEL, etc.), cette vitesse étant prédéfinie et connue par le biais d’une base de données de performances de l’aéronef ; CASi est la vitesse de l’aéronef à l’altitude h _t ;

AH _MA X est une valeur de discrétisation maximale en altitude caractérisant la précision des calculs, cette valeur étant égale par défaut par exemple à 2000 ft ; hcsTR x est l’altitude à la contrainte de vitesse CAS _cstr+ ou CAS _{CSTR-[i CSTR+[} , définie ci-dessous ; est la variation de la vitesse cible, en kts/ft, dépendant de la phase de dh TGT vol, et définie telle que en descente :

OÙ

CAS _CS TR+ est la prochaine contrainte de vitesse (à rebours) avec une borne basse (de type AT OR ABOVE ou AT ou WINDOW), si elle existe. C’est la plus proche contrainte CAS _cstr+ depuis le point de début d’intégration sur l’ensemble de la portion géométrique entre h _t et h _f ;

CAS _CSTR - _{[i C} s _TR + _[ est la prochaine contrainte de vitesse (à rebours) avec une borne haute (de type AT OR BELOW ou AT ou WINDOW), si elle existe, limitant l’accélération à rebours depuis CAS _t vers CAS _c ^ _R+ , sur la base d’une interpolation géométrique ; hcs _TR x est l’altitude à la contrainte de vitesse considérée, obtenue par interpolation du calcul de la pente géométrique entre h _t et h _f , en considérant une distance directe sur le leg à terminaison manuelle correspondant ;

S est le taux d’accélération minimal cible configurable qui est égal par exemple à 0 en descente et kts/ft en approche.

Sur chaque intervalle élémentaire /, la pente élémentaire FPA _t correspondante est obtenue en utilisant un service déjà existant dans l’état de la technique et permettant de calculer une pente selon certains critères. En particulier, ce service, qui s’appuie sur des données de performances de l’aéronef, est fonction des paramètres suivants : où :

AISA est l’écart de températures par rapport à l’atmosphère standard (connu sous l’acronyme anglais « International Standard Atmosphère ») ; m est la masse de l’aéronef ; h est l’altitude de l’aéronef ;

S/F est la configuration aérodynamique de l’aéronef (de l’anglais « Slats/Flaps »);

T est la poussée moteur de l’aéronef ;

W _x est le vent de face ;

W _y est le vent de travers ;

CAS est la vitesse calibrée de l’aéronef ; dh TQT est la variation de la vitesse calibrée cible en fonction de l’altitude, en kts/ft ; n _EI est le nombre de moteurs en panne ; e est la marge appliquée sur la poussée constante ;

D est la marge appliquée sur la poussée en descente ; x _CG est la position du centre de gravité de l’aéronef ;

A/B est un paramètre définissant la position des aérofreins ;

A/l est un paramètre définissant le statut du système antigivrage ;

L/G est un paramètre définissant la position des trains d’atterrissage : rentrés ou sortis ; c est la courbure qui est égale à l’inverse du rayon de virage ;

FPA ₀ est la pente sol d’initialisation du calcul.

La figure 9 illustre la mise en oeuvre de la sous-étape 113 dans le cas de l’exemple de la figure 8.

En particulier, cette figure 9 illustre les nouveaux profils d’altitude SAU’ et de vitesse V’ obtenus en allongeant la discontinuité latérale BC suite au calcul de la distance requise d _re q. La nouvelle distance BC qui est représentée sur cette figure 9 par la distance B’C correspond alors à la distance requise d _req calculée. La nouvelle portion géométrique AD est ainsi également rallongée et correspond à la portion A’D dans l’exemple de la figure 9. Il est également visible sur la figure 9 que le profil d’altitude SAH’ présente une multitude de pentes élémentaires. Il est possible toutefois de ne retenir qu’une seule pente pour toute la portion géométrique considérée.

Ainsi, selon une première variante du premier mode de réalisation, la pente retenue présente une pente résultante équivalente c’est-à-dire une pente unique équivalent à la variation d’altitude et de distance globale induite par l’ensemble des pentes élémentaires FPAi.

Selon une deuxième variante du premier mode de réalisation, la pente retenue présente la pente la plus pénalisante, c’est-à-dire une pente de valeur absolue la plus faible parmi la pluralité des pentes élémentaires FPAi.

Dans ce cas, pour éviter la création locale d’une pente trop pentue, la distance requise d _req est calculée selon l’expression suivante au lieu de l’expression (1) précédente : S _ί DH; \ tan (max FPAi) ) Dans cette deuxième variante du premier mode de réalisation, lorsque la distance requise d _req est calculée, l’unité de traitement 22 passe à nouveau à la sous-étape 111 pour s’assurer qu’aucune contrainte sur la portion géométrique considérée n’a été manquée.

Selon un deuxième mode de réalisation de l’invention, la distance requise d _req est déterminée en utilisant la routine décrite ci-dessous, basée sur le principe de dichotomie. Cette routine comprend les étapes (i) à (viii) décrites ci-dessous.

Lors de l’étape (i), l’unité de traitement 22 initialise la pente g ₁ à une valeur initiale configurable et le compteur y à 1. La valeur initiale de la pente g _c est par exemple égale à -3 ^“ . Lors de l’étape (ii) suivante, l’unité de traitement 22 calcule le profil de référence le long de cette pente g _c sur la portion géométrique considérée selon les règles usuelles intégrant les performances de l’aéronef, les conditions météorologiques, etc.

Lors de l’étape (iii) suivante, l’unité de traitement 22 analyse si le profil construit en utilisant la pente satisfait l’ensemble des contraintes d’altitude intermédiaires sur la portion géométrique considérée.

Lorsque cela est le cas, l’unité de traitement 22 passe à l’étape suivante (iv). Dans le cas contraire, c’est-à-dire lorsqu’il existe au moins une contrainte manquée, l’unité de traitement 22 passe à nouveau à l’étape 111 en considérant la contrainte manquée en tant que le point de terminaison intermédiaire.

Lors de l’étape (iv), l’unité de traitement 22 incrémente le compteur j pour obtenir une nouvelle valeur de j = j + 1.

Lors de l’étape (v) suivante, l’unité de traitement 22 détermine si le profil de référence calculé avec la pente satisfait l’ensemble des critères suivants : a. Toutes les contraintes de vitesse sont respectées. b. > S sur l’ensemble des segments d’accélération ; c. > S sur l’ensemble des segments à vitesse constante ; où CAS est la vitesse calibrée de l’aéronef et S est le taux d’accélération

25 kts minimale configurable qui est égal par exemple à _{iQ t} sur les segments à vitesse

0 kts variable et à _{iQ t} sur les segments à vitesse constante.

Si les conditions (a) à (c) sont satisfaites, l’unité de traitement 22 détermine la valeur suivante y ₇ de la pente comme suit :

Yair est la pente du profil de référence calculé sur la base de la distance directe entre les segments d’encadrement.

Lors de l’étape (vi), l’unité de traitement 22 vérifie une condition d’arrêt de la routine en comparant par exemple la valeur j avec un seuil prédéterminé.

Ce seuil est égal par exemple à 3.

Ainsi, lorsque la valeur j est inférieure à ce seuil, l’unité de traitement 22 passe à l’étape (ii). Dans le cas contraire, l’unité de traitement 22 passe à l’étape (vii) suivante.

Lors de cette étape (vii), l’unité de traitement 22 choisit une pente retenue Y _req parmi l’ensemble des pentes calculées g _} . En particulier, la pente retenue Y _req est la pente ayant la plus forte valeur absolue permettant de satisfaire tous les critères (a) à (c), ou à défaut, la pente ayant la plus faible valeur absolue.

Puis, l’unité de traitement 22 détermine la distance requise d _req comme suit : où AH est la variation d’altitude sur la portion géométrique considérée. Dans les deux modes de réalisation précités, deux cas particuliers sont à distinguer.

Le premier cas particulier est le cas où la variation d’altitude (AH ou AHÏ) sur la portion géométrique considérée est nulle mais où la vitesse est contrainte par une borne basse. Dans ce cas, la pente retenue pour cette portion est également nulle et la trajectoire est calculée en palier d’accélération à rebours.

Le deuxième cas particulier où il n’existe aucune contrainte d’altitude imposant une pente particulière mais il existe une contrainte de vitesse avec une borne basse en amont du point initial de la portion à poussée constante considérée, dite « idle ». Dans ce cas, le profil de référence est calculé en mode « energy sharing », c’est-à-dire en utilisant une poussée minimale constante de l’aéronef avec un taux de dissipation d’énergie cinétique sur énergie potentielle fixé.

Dans ces deux cas particuliers, la distance requise d _req est déterminée selon l’expression suivante : x est la distance totale de la portion considérée (en considérant une distance directe sur le segment de discontinuité) qui est réduite à la distance entre le début du segment de discontinuité (par ex : le début du leg à terminaison manuelle) (à rebours) et la fin de la portion considérée, cette valeur correspondant alors à la distance AC dans l’exemple de la figure 8 ; y est la distance parcourue à vitesse constante si elle existe en raison d’une contrainte de vitesse CAS _cstr _ en amont (à rebours) du segment de discontinuité telle que :

CAS _CST R+ est une contrainte de vitesse imposant un taux de décélération au- delà (à rebours) de la discontinuité du segment de discontinuité correspondant. ; d _dir est la distance directe entre les segments d’encadrement correspondants ;

CÆS ₀ est la vitesse au début (à rebours) du segment de discontinuité; CAS+ est la borne basse de la contrainte de vitesse ;

CAS _i+1 est la vitesse de la borne basse limitée au prochain changement prévisible de configuration de l’aéronef ou de phase de vol (S/F, L/G, A/l, DECEL, etc.) impactant les performances ; CASi est la vitesse de l’aéronef au point i ; sont des variations de vitesse en palier pour le premier cas particulier ou en mode « energy sharing » pour le deuxième cas particulier en kts/NM sur la portion discrétisée correspondante, ces variations étant estimées à l’aide du modèle de performance permettant de calculer la capacité de décélération selon l’état de l’aéronef et les données météorologiques.

Lors de la sous-étape 114 finale, l’unité de traitement 22 intègre la distance requise d _req déterminée dans la portion géométrique considérée du profil de référence et désigne le point de terminaison intermédiaire en tant que nouveau point de début d’intégration. Si ce nouveau point de début d’intégration correspond au point de départ de l’aéronef ou à sa position courante, la construction du profil de référence est donc terminée et l’unité de traitement 22 passe à l’étape 120 suivante. Dans le cas contraire, l’unité de traitement 22 passe à l’étape 111 avec ce nouveau point de début d’intégration. Lors de l’étape 120, l’unité de traitement 22 détermine à partir du profil de référence, des prédictions verticales relatives à une trajectoire verticale de l’aéronef.

Ces prédictions concernent notamment la vitesse de l’aéronef, le temps de vol, la position et la quantité du carburant restant et sont déterminées selon des méthodes connues en soi. Lors de l’étape 130 suivante, l’unité de traitement 22 détermine à partir des prédictions verticales, une trajectoire latérale.

Cette étape comprend notamment pour le ou chaque segment de discontinuité, la détermination d’un segment de substitution, l’étendue spatiale du segment de substitution étant déterminée en fonction de la distance requise déterminée précédemment.

Pour ce faire, l’unité de traitement 22 détermine d’abord un point de désélection du ou de chaque segment de discontinuité en fonction de la distance requise d _req correspondant à ce segment et de la distance directe d _r entre les segments d’encadrement correspondant à ce segment de discontinuité. Chaque point de désélection est défini par une distance prévue di qui doit être volée sur le segment de discontinuité avec la course codée en procédure dans le cas du leg à terminaison manuelle ou, à défaut, avec la course du leg qui précède la discontinuité latérale dans le plan de vol.

Selon un premier exemple de réalisation de cette étape 130, la distance prévue di est déterminée selon l’expression suivante : où Q est l’angle formé entre les deux segments d’encadrement correspondants.

Dans ce cas, l’étendue spatiale du segment de substitution sans prise en compte de l’étendue des transitions à ses extrémités est égale à la distance requise dreq-

Dans le cas où il est demandé à l’aéronef de suivre un cap différent de celui initialement planifié, la distance prévue di est déterminée selon l’expression suivante : où q' est l’angle formé entre le nouveau cap et le segment d’encadrement suivant le segment de discontinuité.

Puis, l’unité de traitement 22 détermine la transition au point de désélection du segment de discontinuité correspondant et au point de rejointe du segment d’encadrement suivant ce segment de discontinuité.

Ces transitions sont déterminées en fonction du type de transition souhaité (« fly-by » ou « over-fly ») et en fonction de type d’alignement imposé par le segment d’encadrement suivant le segment de discontinuité correspondant.

La détermination de ces transitions est effectuée par exemple selon les techniques expliquées dans le document FR 3 064351 A1.

Selon un deuxième exemple de réalisation, la distance prévue di est déterminée de sorte que la longueur totale de la trajectoire incluant les transitions soit égale à la distance requise d _re q.

Dans ce cas, la distance prévue di est déterminée selon des formules analogues à celles citées ci-dessus mais en prenant en compte les valeurs connues du rayon de virage et de changement de cap déterminés par les transitions correspondantes.

Lors de l’étape 140 suivante, l’unité de traitement 22 transmet la trajectoire déterminée à l’unité de sortie 23 qui la transmet à des systèmes embarqués utilisant cette trajectoire.

En particulier, lors de cette étape 140, l’unité de traitement 22 transmet la trajectoire déterminée à un écran d’affichage dans le cockpit de l’aéronef, notamment à l’écran d’affichage de type « Vertical Display » et/ou à l’écran d’affichage de type « Navigation Display ».

Selon un exemple de réalisation de l’invention, un tel écran d’affichage affiche la trajectoire latérale de l’aéronef avec des discontinuités latérales induites par les discontinuités latérales dans le plan de vol.

Avantageusement, dans ce cas, l’écran d’affichage affichant la trajectoire latérale (l’écran de type « Navigation Display ») affiche en outre un symbole représentatif du point de désélection pour le ou chaque segment de discontinuité.

Un exemple d’un tel affichage est représenté sur la figure 10.

En effet, comme cela est visible sur cette figure 10, une discontinuité latérale de la trajectoire latérale de l’aéronef est définie entre les points B et C et le symbole Sym désigne le point de désélection du leg à terminaison manuelle correspondant.

En variante, la trajectoire latérale et/ou la trajectoire verticale est(sont) représentée(s) sur l’écran d’affichage correspondant sous une forme continue. Dans ce cas, le segment de trajectoire correspondant à chaque discontinuité latérale est affiché d’une manière particulière, permettant de le distinguer des autres segments de trajectoire. Ainsi, par exemple, un tel segment est affiché par des traits interrompus.

Dans l’exemple de la figure 11 , le segment latéral BC construit lors de l’étape 130 est représenté par des traits interrompus.

On conçoit alors que la présente invention présente un certain nombre d’avantages.

En effet, l’invention permet de construire la trajectoire d’un aéronef en prenant en compte des discontinuités latérales formées par exemple par des legs à terminaison manuelle.

Cette trajectoire permet de mieux gérer la situation énergétique de l’aéronef notamment en descente et d’avoir des prédictions plus fiables. Cela permet alors d’éviter des segments trop pentus et des vitesses excessives lors du vol de l’aéronef. Cela permet en outre d’éviter des alertes non-fondées lors de la planification et/ou de la réalisation du vol.