FR2847553A1 - Dispositif d'aide a l'interception par un aeronef d'un segment d'une trajectoire situee dans un plan horizontal et systeme d'aide a l'interception et au suivi d'un tel segment - Google Patents
Dispositif d'aide a l'interception par un aeronef d'un segment d'une trajectoire situee dans un plan horizontal et systeme d'aide a l'interception et au suivi d'un tel segment Download PDFInfo
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Abstract
- Dispositif d'aide à l'interception par un aéronef d'un segment d'une trajectoire située dans un plan horizontal et système d'aide à l'interception et au suivi d'un tel segment.- Le dispositif comporte des moyens pour déterminer un vecteur vitesse sol, et des moyens d'affichage pour présenter sur un écran, un moyen d'indication (10) de la vitesse sol, correspondant à un premier tronçon rectiligne (11) dans le plan horizontal, relié à un symbole (7), dont l'orientation angulaire correspond à la direction dudit vecteur vitesse sol et dont la longueur est variable, un moyen d'indication (12) d'approche d'interception, correspondant à un second tronçon rectiligne (13) dans le plan horizontal, de longueur variable, qui est prévu dans le prolongement du premier tronçon rectiligne (11), et un moyen d'indication (14) de virage d'interception, correspondant à au moins un arc de cercle (15) dans le plan horizontal, qui est prévu dans le prolongement du second tronçon rectiligne (13).
Description
i La présente invention concerne un dispositif d'aide à l'interception par
un aéronef d'un segment d'une trajectoire située dans un plan horizontal, ainsi qu'un système d'aide à l'interception et au suivi d'un tel segment. Généralement, lorsqu'un pilote d'un aéronef, par exemple d'un hélicoptère, veut intercepter une trajectoire dans le plan horizontal, il doit effectuer les opérations suivantes: - identifier la partie (segment) de la trajectoire à rejoindre et prendre un cap permettant l'interception en tenant compte de l'effet du vent s'il est connu; - anticiper la mise en virage de l'aéronef, pour rejoindre la trajectoire sans dépassement ("overshoot" en langue anglaise), en fonction de la vitesse de l'aéronef et de l'angle d'interception; et - s'assurer que la trajectoire d'interception est sre, vis-à-vis du terrain et
d'éventuels obstacles environnants.
La précision requise pour suivre une trajectoire interceptée comportant une pluralité de segments, est variable tout au long de ladite trajectoire. Ainsi, la précision de suivi de la trajectoire est nettement plus
grande lors de l'approche finale que durant une phase de vol en croisière.
On sait que le pilote en phase d'approche dans le plan horizontal utilise des informations de type "ILS" ("Indicator Landing System"), affichées sur une symbologie dédiée, de sensibilité variable qui ne cesse de croître au fur et à mesure que l'aéronef se rapproche du point de posé. En revanche, en phase de croisière, pour être réalisée avec une précision sa25 tisfaisante, une procédure de suivi d'un segment de trajectoire dans le
plan horizontal, nécessite que le pilote sélectionne l'échelle la plus appro-
priée à un moment donné, afin de pouvoir respecter la précision requise et/ou utilise une information numérique d'écart de trajectoire associée à une autre symbologie dédiée, comme par exemple un indicateur HSI
("Horizontal Situation Indicator").
Ainsi, le pilote suivant sa phase de vol courante doit obligatoirement effectuer différentes sélections et prendre les informations adéquates d'écart de trajectoire à suivre en des positions différentes de l'écran de visualisation (voire sur des pages d'écran différentes), informations qui de
plus sont généralement présentées sous un formalisme différent.
En outre, dans les instants de charge de travail intense que rencontre le pilote, l'oubli de modification de l'échelle peut avoir des conséquences dommageables. En effet, le pilote peut croire de façon erronée que son aéronef se trouve bien aligné sur la trajectoire à suivre, alors
qu'en réalité l'échelle sélectionnée est trop importante.
Enfin, pour être réalisée avec une précision satisfaisante, la procédure complète exige d'une part beaucoup de savoir-faire et, d'autre part, une attention et une activité intenses (charge de travail élevée) pendant toute la durée de l'interception et du suivi. On notera que les difficultés d'organisation et de dosage sont essentiellement dues au fait que les ins20 truments et/ou symbologies usuels utilisés ne sont pas organisés pour
présenter une synthèse évidente de la situation effective.
La présente invention concerne un dispositif d'aide à l'interception
par un aéronef d'un segment d'une trajectoire située dans un plan horizontal, qui permet de remédier à ces inconvénients.
A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif d'aide à l'interception par un aéronef d'un segment d'une trajectoire située dans un plan horizontal, ledit dispositif étant embarqué sur l'aéronef et comportant: des premiers moyens pour déterminer les valeurs de paramètres de l'aéronef; et - des premiers moyens d'affichage pour présenter sur au moins un écran de visualisation: au moins ledit segment de trajectoire dans le plan horizontal, à intercepter; et 5. un premier symbole illustrant la position de l'aéronef dans le plan horizontal par rapport à ladite trajectoire, est remarquable en ce que lesdits premiers moyens déterminent au moins un vecteur vitesse sol représentatif de la vitesse de l'aéronef par rapport au sol, et en ce que lesdits premiers moyens d'affichage sont susceptibles de présenter, de plus, sur ledit écran de visualisation: - un premier moyen d'indication de la vitesse sol, correspondant à un premier tronçon rectiligne dans ledit plan horizontal, relié audit premier symbole, dont l'orientation angulaire correspond à la direction dudit vecteur vitesse sol et dont la longueur: 1 5 est proportionnelle au module du vecteur vitesse sol, lorsque ladite vitesse sol est supérieure à une valeur prédéterminée; et est fixe et proportionnelle au module de ladite valeur prédéterminée, lorsque ladite vitesse sol est inférieure ou égale à cette valeur prédéterminée; - un second moyen d'indication d'approche d'interception, correspondant à un second tronçon rectiligne dans ledit plan horizontal, en direction dudit segment de trajectoire à intercepter et dont la longueur s'ajuste automatiquement pour que ledit second tronçon rectiligne prolonge, à l'une de ses extrémités, ledit premier tronçon rectiligne et, à l'autre de ses extrémités, un troisième moyen d'indication; et - ledit troisième moyen d'indication de virage d'interception, correspondant à une portion de courbe comprenant au moins un arc de cercle dans ledit plan horizontal, l'une des extrémités de ladite portion de courbe prolongeant par tangence ledit second tronçon rectiligne, et son autre extrémité se raccordant par tangence audit segment de trajectoire
à intercepter.
L'ensemble de ces informations graphiques constitue le trajet d'interception de la trajectoire, qui se termine, s'il n'existe pas de dépasse5 ment de trajectoire, par le virage d'interception (arc de cercle plus ou moins déformé afin de tenir compte de l'effet du vent), dans le plan horizontal. Cette représentation graphique permet au pilote de voir et d'agir
avec anticipation pour ajuster son approche puis son virage d'interception.
Il en résulte un gain en efficacité et en disponibilité, puisqu'il évite no10 tamment au pilote de lâcher les commandes.
De plus, grâce audit premier moyen d'indication, le pilote possède une information graphique lui fournissant à la fois la direction réelle vers laquelle son aéronef se dirige et une première estimation du module du vecteur de la vitesse sol, à laquelle il se déplace. D'autre part, cette indi15 cation possède l'avantage d'être affichée proche d'une position écran que le pilote utilise beaucoup lors d'une phase d'interception / suivi d'une trajectoire prédéfinie, à savoir ledit premier symbole qui indique la position
courante de l'aéronef.
Avantageusement, lesdits premiers moyens d'affichage présentent ledit second moyen d'indication sur ledit écran de visualisation, uniquement: si un segment de la trajectoire se trouve dans la direction dudit premier tronçon rectiligne du premier moyen d'indication; et - si ce segment est situé à une distance qui est inférieure à une distance
prédéterminée, par rapport audit premier tronçon rectiligne.
Grâce audit second moyen d'indication, le pilote possède une information graphique synthétique lui fournissant sa trajectoire future d'interception rectiligne, s'il continue de voler avec le même vecteur vitesse sol courant (module et direction). Dès que ledit vecteur vitesse sol varie,
ladite information graphique est réactualisée en temps réel.
En outre, de façon avantageuse, ledit arc de cercle du troisième moyen d'indication comprend un rayon qui dépend de la vitesse de l'aéro5 nef et/ou des capacités de l'aéronef. De plus, ledit arc de cercle peut être
déformé pour tenir compte de l'intensité et de la direction du vent.
Par ailleurs, avantageusement, lesdits premiers moyens d'affichage présentent ledit troisième moyen d'indication sur ledit écran de visualisation, uniquement: - si un segment de la trajectoire se trouve dans la direction dudit second tronçon rectiligne du second moyen d'indication - si ce segment est situé à une distance qui est inférieure à une distance prédéterminée, par rapport audit second tronçon rectiligne; et - si les contraintes de plan de vol rendent une manoeuvre d'interception
possible.
Grâce audit troisième moyen d'indication, le pilote possède une information graphique synthétique lui fournissant le virage futur à réaliser pour intercepter et s'aligner sur la trajectoire, si l'aéronef continue à voler
suivant le même vecteur vitesse sol (module et direction).
Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif d'aide à l'interception comporte, de plus, des seconds moyens pour détecter un
obstacle, et lesdits premiers moyens d'affichage sont susceptibles de présenter, de plus, sur ledit écran de visualisation, au moins un second symbole illustrant la position dudit obstacle dans ledit plan horizontal.
La présente invention concerne également un système embarqué d'aide à l'interception et au suivi par un aéronef d'un segment d'une trajectoire située dans un plan horizontal. Selon l'invention, ledit système est remarquable en ce qu'il comporte: - un dispositif d'aide à l'interception, tel que celui spécifié ci-dessus; et
- un dispositif d'aide au suivi d'une trajectoire.
De plus, selon l'invention, ledit dispositif d'aide au suivi d'une trajectoire comporte: - des troisièmes moyens pour déterminer 5. un écart latéral de l'aéronef, par rapport à un segment de trajectoire, dans le plan horizontal; et des marges latérales tolérées de part et d'autre dudit segment de trajectoire dans le plan horizontal; et - des seconds moyens d'affichage qui sont susceptibles de présenter sur un écran de visualisation: une échelle fixe (immobile) d'écart latéral un quatrième moyen d'indication d'écart latéral effectif, correspondant à un segment de droite prévu sur ladite échelle et illustrant l'écart latéral effectif de l'aéronef par rapport au segment de trajec15 toire à suivre; et un cinquième moyen d'indication d'écart latéral excessif, qui apparaît
sur ladite échelle lorsque l'aéronef s'approche, à une distance prédéterminée, d'une desdites marges latérales.
Avantageusement, la taille de l'échelle fixe reste constante grâce à un ajustement automatique de la proportion entre l'écart réel et sa représentation sur l'écran de visualisation. Ainsi, quelle que soit la phase de vol
de l'aéronef, l'échelle fixe conserve la même taille sur l'écran de visualisation.
En outre, de façon avantageuse - ledit segment de droite dudit quatrième moyen d'indication est inclinable; et/ou - lorsque ledit quatrième moyen d'indication arrive en butée, il change de forme et reste en butée; et/ou
- ledit cinquième moyen d'indication est clignotant.
Pour aider à l'interception d'une trajectoire comprenant une pluralité de segments, avantageusement, lesdits seconds moyens d'affichage présentent, de plus, sur ledit écran de visualisation, un sixième moyen
d'indication de changement de segment de trajectoire à suivre.
De plus, de façon avantageuse, lesdits seconds moyens d'affichage présentent, sur ledit écran de visualisation, un septième moyen
d'indication de tendance de vitesse latérale.
Dans un mode de réalisation simplifié et préféré, lesdits premiers moyens d'affichage du dispositif d'aide à l'interception et lesdits seconds moyens d'affichage du dispositif d'aide au suivi font partie d'une seule et
même unité d'affichage.
Par ailleurs, le système conforme à l'invention comporte, de plus, des moyens de transmission d'informations qui sont susceptibles de relier à la fois lesdits premiers moyens dudit dispositif d'aide à l'interception et lesdits troisièmes moyens dudit dispositif d'aide au suivi, à un pilote automatique de l'aéronef, pour une transmission d'informations. Ainsi, toutes les données engendrées par ces premiers et troisièmes moyens peuvent être transmises à un pilote automatique qui assure le guidage
automatique de l'aéronef.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques
désignent des éléments semblables.
La figure 1 est le schéma synoptique d'un système conforme à l'invention. La figure 2 illustre des informations qui sont affichées grâce au
dispositif d'aide à l'interception conforme à l'invention.
La figure 3 montre schématiquement un cas particulier d'interception.
La figure 4 illustre des informations qui sont affichées grâce au
dispositif d'aide au suivi conforme à l'invention.
La figure 5 montre schématiquement différentes phases de vol
avec les précisions de vol requises correspondantes.
Les figures 6 à 19 montrent différents affichages possibles grâce au dispositif d'aide au suivi conforme à l'invention.
Les figures 20 à 26 illustrent différentes étapes lors de l'interception et du suivi d'une trajectoire.
Le dispositif 1 conforme à l'invention est destiné à aider à l'interception par un aéronef d'un segment d'une trajectoire T située dans un plan horizontal. Ce dispositif 1 peut faire partie d'un système 2 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 qui a pour objet d'aider à l'interception et au suivi par un aéronef d'un tel segment de trajectoire. A cet effet, ledit système 2 qui est embarqué sur l'aéronef, comporte: - le dispositif 1 d'aide à l'interception; et
- un dispositif 3 d'aide au suivi d'une trajectoire.
De façon connue, le dispositif 1 d'aide à l'interception comporte - des moyens 4 pour déterminer les valeurs de paramètres de l'aéronef; et - des moyens d'affichage 5 pour présenter sur au moins un écran de visualisation 6 usuel, comme représenté sur la figure 2: au moins ledit segment S3 à intercepter de la trajectoire T. La trajectoire T comporte, dans le plan horizontal, une pluralité de segments rectilignes Si, S2, S3 et S4 qui sont reliés ensemble ou limités par des points Pi, P2, P3, P4; et -. un symbole 7 illustrant la position de l'aéronef dans le plan horizontal par rapport à ladite trajectoire T. Lesdits moyens d'affichage 5 comportent, de façon usuelle - un calculateur numérique 8 assurant la transformation de données physiques reçues par les moyens 4, en données adaptées à l'affichage sur écran; et - un générateur de symboles 9, ou machine à tracer, qui permet de maté5 rialiser sur l'écran de visualisation 6, à partir des données fournies par le calculateur de transformation 8, les caractéristiques graphiques de la
présentation d'informations envisagée et spécifiée ci-dessous.
Selon l'invention, lesdits moyens 4 déterminent au moins un vecteur vitesse sol représentatif de la vitesse sol, c'est-à-dire de la vitesse de l'aéronef par rapport au sol, et lesdits moyens d'affichage 5 sont susceptibles de présenter sur ledit écran de visualisation 6, en plus des indications précitées, et comme représenté sur la figure 2: - un moyen d'indication 10 de la vitesse sol, correspondant à un premier tronçon rectiligne 11 dans ledit plan horizontal, qui est relié audit sym15 bole 7, et dont l'orientation angulaire correspond à la direction dudit vecteur vitesse sol et dont la longueur: est proportionnelle au module du vecteur vitesse sol, lorsque ladite vitesse sol est supérieure à une valeur prédéterminée; et est fixe et proportionnelle au module de ladite valeur prédéterminée, lorsque ladite vitesse sol est inférieure ou égale à cette valeur prédéterminée; - un moyen d'indication 1 2 d'approche d'interception, correspondant à un second tronçon rectiligne 1 3 dans ledit plan horizontal, en direction dudit segment de trajectoire S3 à intercepter et dont la longueur s'ajuste automatiquement pour que ledit second tronçon rectiligne 13 prolonge, à l'une de ses extrémités, ledit premier tronçon rectiligne 11 et, à l'autre de ses extrémités, un moyen d'indication 14; et - ledit moyen d'indication 14 de virage d'interception, correspondant à une portion de courbe comprenant au moins un arc de cercle 1 5 dans ledit plan horizontal, l'une des extrémités de ladite portion de courbe prolongeant par tangence ledit second tronçon rectiligne 13, et son autre extrémité se raccordant par tangence audit segment de trajectoire
S3 à intercepter.
Pour des raisons de compréhension du dessin, on a représenté les tronçons rectilignes 1 1 et 1 3 et l'arc de cercle 1 5, en traits différents (non continus) de manière à pouvoir bien les distinguer. En pratique, ils peuvent toutefois être continus et être différenciés, par exemple, par des couleurs particulières. Grâce audit moyen d'indication 10, le pilote possède une information graphique lui fournissant à la fois la direction réelle vers laquelle se dirige l'aéronef et une première estimation du module du vecteur de la vitesse sol, à laquelle se déplace l'aéronef. D'autre part, cette indication possède l'avantage d'être affichée proche d'une position écran que le pi15 lote utilise particulièrement lors d'une phase d'interception et de suivi d'une trajectoire prédéfinie, à savoir ledit symbole 7 qui indique la position
courante de l'aéronef.
Les moyens d'affichage 5 présentent ledit moyen d'indication 12 sur ledit écran de visualisation 6, uniquement: a) si un segment Si, S2, S3 de la trajectoire T se trouve dans la direction dudit premier tronçon rectiligne 11 du moyen d'indication 10; et b) si ce segment Si, S2, S3 (le segment S3 dans l'ensemble de la figure
2) est situé à une distance qui est inférieure à une distance prédéterminée, par rapport audit premier tronçon rectiligne 11.
Au contraire, si l'une au moins des deux conditions précédentes a) et b) n'est pas remplie, les moyens d'affichage 5 n'affichent pas ledit
moyen d'indication 1 2.
Grâce audit moyen d'indication 12, le pilote possède une information graphique synthétique lui fournissant sa trajectoire future d'intercep-
1 1 tion rectiligne, s'il continue de voler avec le même vecteur vitesse sol
(module et direction).
Par ailleurs, l'arc de cercle 15 du moyen d'indication 14 comprend un rayon R qui dépend de la vitesse de l'aéronef et/ou des capacités de l'aéronef. Par défaut, le virage d'interception est calculé en privilégiant l'arrondi, donc sans dépassement ("overshoot" en anglais) de trajectoire sur le segment S3 de trajectoire à intercepter, sauf si le pilote a choisi au préalable cette option, ou si la manoeuvre à réaliser par le pilote implique nécessairement un dépassement (par exemple, en raison d'une proximité excessive de l'aéronef par rapport au segment S3 à intercepter). Ainsi, dans le cas d'un dépassement de trajectoire, l'arc de cercle final 15 est remplacé par des arcs de cercle 1 5A et 1 5B tangents deux à deux, comme représenté sur la figure 3 pour deux arcs de cercle 15A et 15B
(les flèches F indiquent le sens de vol).
Il convient de noter qu'en présence de vent, l'arc de cercle 1 5 ou les arcs de cercle 1 5A et 1 5B peuvent être déformés afin de tenir compte
à la fois de l'intensité du vent et de sa direction.
Par ailleurs, lesdits moyens d'affichage 5 présentent ledit moyen d'indication 14 sur ledit écran de visualisation 6, uniquement: a) si un segment S3 de la trajectoire T se trouve dans la direction dudit second tronçon rectiligne 1 3 du moyen d'indication 1 2; ) si ce segment S3 est situé à une distance qui est inférieure à une distance prédéterminée, par rapport audit second tronçon rectiligne 1 3; et y) si les contraintes de plan de vol rendent une manoeuvre d'interception possible. Au contraire, si l'une au moins des trois conditions précédentes ax), ) et y) n'est pas réalisée, les moyens d'affichage 5 n'affichent pas ledit
moyen d'indication 14.
Grâce audit moyen d'indication 14, le pilote possède une information graphique synthétique lui fournissant le virage futur à réaliser pour intercepter et s'aligner sur ledit segment de trajectoire S3, si l'aéronef continue à voler suivant le même vecteur vitesse sol courant (module et direction). Dès que ledit vecteur vitesse sol varie, ladite information graphique est réactualisée en temps réel. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 d'aide à l'interception comporte, de plus, des moyens 1 6 pour détecter un obstacle (naturel ou créé par l'homme), et lesdits moyens d'affichage 5 sont susceptibles de présenter, de plus, sur ledit écran de visualisation 6, au moins un symbole 1 7 (figure 2) illustrant la position au moins de l'obstacle
le plus proche, dans ledit plan horizontal.
Il est également envisageable lors d'une interférence avec le relief [information fournie par un modèle de terrain hébergé par exemple par un calculateur de cartographie, de GCAS ("Ground Collision Avoidance System",
.] ou encore avec un obstacle détecté (détection réalisée par exemple par un radar, un laser,...) que la couleur du moyen d'indication..DTD: 1 0 change et, par exemple, passe en ambre ou en rouge.
Par ailleurs comme indiqué précédemment, le système 2 comporte,
en plus du dispositif 1 d'aide à l'interception précisé ci-dessus, un dispositif 3 d'aide au suivi de trajectoire.
Selon l'invention, ledit dispositif 3 d'aide au suivi d'une trajectoire comprend: - des moyens 18 pour déterminer un écart latéral de l'aéronef, par rap25 port à un segment de trajectoire S3, dans le plan horizontal, et des marges latérales tolérées de part et d'autre dudit segment de trajectoire S3; et - lesdits moyens d'affichage 5 qui sont susceptibles de présenter sur l'écran de visualisation 6, comme représenté sur la figure 4: une échelle fixe (immobile) 20 d'écart latéral, pourvue de marqueurs 21, par exemple des cercles; un moyen d'indication 22 d'écart latéral effectif, correspondant à un segment de droite 23 prévu sur ladite échelle 20 et illustrant l'écart latéral effectif de l'aéronef par rapport au segment de trajectoire S3 à suivre; et un moyen d'indication 24 d'écart latéral excessif, comprenant des chevrons 25, qui apparaît sur ladite échelle 20 lorsque l'aéronef
s'approche, à une distance prédéterminée, d'une desdites marges la10 térales.
Ladite échelle fixe 20 présente une taille constante dans toutes les phases de vol, grâce à un ajustement automatique de la proportion entre
les distances réelles et leur représentation sur l'écran de visualisation 6.
Cet ajustement de la proportion tient compte de la largeur réelle variable d'un couloir 26 usuel, relatif à la précision requise du vol tout au long de la trajectoire T à suivre, et de la forme variable des limites dudit couloir 26. En effet, il est convenu que la précision de suivi requise est variable tout au long de la trajectoire T. Par exemple, la précision requise de suivi de la trajectoire est, bien entendu, nettement plus grande lors d'une
approche finale que durant une phase de croisière.
Cette précision requise forme donc un couloir 26 tout au long de la trajectoire T, qui se décompose généralement en quatre parties (ou phases de vol) distinctes successives de largeur variable, comme représenté sur la figure 5: - dans une phase Phl (phase de croisière), la précision requise est moindre tout en restant constante à une valeur Mmax (marge maximale ou écart latéral maximal toléré); - dans une phase Ph2 (début de l'approche), la précision requise augmente progressivement jusqu'à atteindre la valeur maximale. L'écart latéral maximal toléré diminue progressivement jusqu'à atteindre une valeur Mmin (marge minimale ou écart latéral minimal toléré); - dans une phase Ph3, qui correspond à l'approche finale ou au début de remise des gaz, la précision requise est maximale tout en restant cons5 tante à la valeur Mmin; et - dans une phase Ph4 (décollage), la précision diminue progressivement
jusqu'à atteindre la valeur Mmax de la phase Phl.
Ainsi, les différents tracés de l'échelle fixe 20 sont les suivants - pour la phase Phl (phase de croisière), la largeur réelle du couloir 26 relatif à la précision requise du vol est constante et prend la valeur Mmax. Des marqueurs 21 (quatre cercles par exemple) sont tracés et la forme des limites du couloir 26 est symbolisée par deux traits longitudinaux droits 27 (figure 6); - pour la phase Ph2 (début de l'approche), la largeur réelle du couloir 26 1 5 relatif à la précision requise du vol est variable et se rétrécit jusqu'à atteindre la valeur Mmin. Des marqueurs 21 (quatre cercles par exemple) sont tracés et la forme des limites du couloir 26 est symbolisée par deux traits longitudinaux 27 dont l'extrémité supérieure est inclinée vers le symbole 7 de l'aéronef (figure 7); - pour la phase Ph3 (approche finale ou début de remise des gaz), la largeur réelle du couloir 26 relatif à la précision requise du vol est constante et prend la valeur Mmin. Afin de discriminer facilement cette phase Ph3 de la phase Phl, elle aussi de largeur réelle constante mais de taille nettement supérieure, on affiche moins de marqueurs 21 que dans les phases Phl et Ph2 précédentes (par exemple, seulement deux marqueurs 21, au lieu de quatre dans les phases Phl et Ph2), qui sont toutefois plus espacés. En revanche, la forme des limites du couloir 26 reste symbolisée par deux traits longitudinaux droits 27 (figure 8); - pour la phase Ph4 (décollage), la largeur réelle du couloir 26 relatif à la précision requise du vol est variable et augmente progressivement jusqu'à atteindre la valeur Mmax. Ainsi, plus de marqueurs 21 que dans la phase Ph3 (par exemple quatre marqueurs ou cercles) sont de nouveau tracés et la forme des limites du couloir est symbolisée par deux traits longitudinaux 27 dont l'extrémité supérieure est inclinée vers l'extérieur
de l'échelle 20 (figure 9).
Le moyen d'indication 22 comporte un segment de droite 23 longitudinal (figure 10), dont la largeur ne varie pas sur l'écran de visualisation 6. Ce segment de droite 23 représente un curseur d'écart de distance latéral, qui se déplace horizontalement entre les deux bornes variables de l'échelle 20, proportionnellement à l'écart latéral courant (effectif) élaboré par les moyens 18. La sensibilité de ce curseur est donc elle aussi variable. Par exemple, elle s'accentue en phase d'approche qui requiert une plus grande précision qu'en phase de croisière. Bien entendu, lorsque l'aéronef est exactement positionné de façon stable sur la trajectoire horizontale à suivre, ce segment de droite ou curseur 23 passe exactement
au-dessous du symbole 7 illustrant l'aéronef.
On notera que, lors d'un changement de segment de trajectoire ou lorsque le segment de trajectoire suivi est de forme courbe, ce curseur 23 d'écart de distance latéral peut s'incliner dans le sens du virage (figure 1 1). Lorsque le moyen d'indication 22 arrive en butée (droite ou gauche) du couloir 26 relatif à la précision requise du vol, quelle que soit la
phase du vol en cours, il reste affiché mais sa représentation est modifiée.
Il est par exemple tracé en tirets (figure 1 2 pour une butée gauche et figure 1 3 pour une butée droite) alors qu'il est en trait continu dans les autres cas (bien que, pour des raisons de compréhension du dessin et de facilité de discrimination dudit moyen d'indication 22, ce dernier ait été représenté en tirets sur toutes les figures). Ce cas de butée est nécessairement consécutif à l'affichage de chevrons 25 d'écarts latéraux excessifs, puisque l'échelle graphique du guide visuel est constamment ajustée afin que le couloir 26 relatif à la précision requise du volhorizontal réel, de part et d'autre de l'aéronef, soit entièrement visualisé. Par ailleurs, pour aider à l'interception et au suivi d'une trajectoire T comprenant une pluralité de segments Si, S2, S3, lesdits moyens d'affichage 5 présentent, de plus, sur ledit écran de visualisation 6, un moyen d'indication de changement de segment de trajectoire à suivre. De préfé10 rence, il s'agit du segment de droite 23 qui se met à clignoter dans ce cas. Selon l'invention, les chevrons 25 apparaissent clignotants sur l'échelle fixe 20, quelle que soit la phase du vol en cours et dès que l'aéronef s'approche trop près des limites latérales (droite ou gauche) du couloir 26 relatif à la précision requise du vol. Dès lors, si le pilote persiste à s'éloigner horizontalement de la trajectoire prévue, la symbologie relative
au dispositif 3 d'aide au suivi et les chevrons 25 finissent par disparaître.
Il deviendra alors nécessaire au pilote d'utiliser le dispositif 1 d'aide à l'interception s'il souhaite rejoindre (en un point quelconque) la trajectoire T
quittée.
Si l'on reprend les exemples précédents d'échelle qui ont permis
d'illustrer la description de ce guide visuel, il est important de noter que
les deux chevrons 25 sont disposés de part et d'autre du symbole 7 illustrant l'aéronef, si l'échelle fixe 20 compte deux marqueurs ou cercles 21, ce qui est le cas de la phase de vol Ph3 (figures 14 et 15 pour des écarts
excessifs respectivement vers la droite et vers la gauche).
En revanche, les chevrons 25 sont tracés entre deux cercles successifs 21, si cette même échelle fixe 20 est composée de quatre cercles 1 7 21, ce qui est le cas des phases de vol Ph1, Ph2 et Ph4 (figures 16 et 17
pour des écarts excessifs respectivement vers la droite et vers la gauche) .
Lesdits moyens d'affichage 5 présentent, de plus, sur ledit écran de visualisation 6, un moyen d'indication 28 de tendance de vitesse laté5 rale. Ce moyen d'indication 28, représenté par exemple sur la figure 1 8, comporte un segment horizontal 29A relié au symbole 7 de l'aéronef, qui se termine par un segment vertical 29B (ou une pointe de flèche perpendiculaire, pointant sur l'échelle fixe 20 d'écart latéral). Ce moyen d'indication 28 correspond à la dérivée de l'écart latéral courant et pointe, en temps réel, sur la prochaine distance latérale par rapport à la trajectoire,
telle qu'elle sera d'ici une durée particulière prédéterminée.
En superposant en continu le segment vertical 29B (ou la pointe de la flèche) au segment de droite 23 (curseur d'écart de distance latéral) du moyen d'indication 22, comme représenté sur la figure 19, le pilote peut annuler, par un pilotage adapté, progressivement et de façon optimisée, la valeur de l'écart latéral courant et effectuer ainsi une interception optimisée dans le plan horizontal de la trajectoire T. Grâce à l'invention, le déroulement de l'interception d'une trajectoire T dans le plan horizontal et son suivi s'opère, de façon précise et
efficace, selon les quatre étapes El à E4 suivantes.
1/ Etape El de détermination initiale forfaitaire du point d'interception L'aéronef a abandonné le suivi de la trajectoire Tl composée de trois segments Si, S2 et S3, alors qu'il se dirigeait vers un point P2. Puis, le
pilote souhaite réintégrer le suivi de la trajectoire Tl en un point P5.
Pour ce faire, le pilote dirige l'aéronef (vecteur vitesse sol), vers ce point P5. On notera que, dans ce cas, le dispositif 1 peut lui signaler que sa trajectoire d'approche TR est inadéquate pour deux raisons: > soit elle interfère avec le terrain (ou un obstacle) en un ou plusieurs points, dont le plus proche est mis en évidence et symbolisé par un symbole 17, par exemple par un triangle rouge (figure 20). On notera que, dans cet exemple, l'aéronef présente un dérapage important d au vent, ce qui explique que la direction du vecteur vitesse sol ne se trouve pas dans l'axe de l'aéronef; > soit la vitesse sol courante de l'aéronef est excessive, compte tenu
de sa proximité du segment à intercepter, et le contraindra à un dépassement ("overshoot") de trajectoire (figure 21).
2! Etape E2 de convergence Le pilote modifie la route de son aéronef afin que le point de conflit avec le terrain (ou l'obstacle) disparaisse, et/ou il ralentit en réduisant le module de la vitesse sol pour supprimer le dépassement de trajectoire: un virage d'interception au taux prédéfini apparaît en extrémité de l'affichage du dispositif 1. La trajectoire d'approche TR converge vers le même segment S3, mais en un point P6 (figure 22) plus en aval que le point P5. Ainsi, dans les deux cas précités, le pilote a pu voir et agir
avec anticipation pour ajuster l'approche, puis son virage d'interception.
3/ Etape E3 d'interception Le pilote fige la trajectoire d'approche TR issue du dispositif 1 en l'engageant (action sur une commande). Il obtient ainsi une nouvelle trajec20 toire T2 à suivre, en remplacement de l'ancienne trajectoire Tl (avec T2=TR + partie de Tl à partir du point P6 d'interception). De plus, le nouveau prochain objectif à atteindre est le point P4 (figure 23) en remplacement de son ancien objectif, le point P2. Dès ce moment, le dispositif 3 fournit au pilote l'écart latéral de l'aéronef par rapport à la nouvelle trajectoire T2 (figure 24). S'il est trop éloigné de cette dernière, les chevrons 25 d'écarts excessifs apparaissent, lui signalant de se rapprocher immédiatement de ladite trajectoire T2, qui se trouve sur
sa gauche pour cet exemple, sous peine de sortir du couloir de précision.
1 9 4/ Etape E4 de suivi précis de la trajectoire Le système 2 conforme à l'invention guide le pilote sur la trajectoire T2 (figure 25), grâce au dispositif 3. Pour ce faire, il suffit au pilote d'annuler l'écart latéral et de ramener le curseur 23 d'écart latéral sous le symbole 7 de l'aéronef (figure 26). Le dispositif 3 rappelle également au pilote qu'il se trouve en phase d'approche finale sur le point P4 et que
la sensibilité de l'échelle est donc maximale pour lui permettre un pilotage précis dans le plan horizontal.
Le système 2 conforme à l'invention comporte, en plus des moyens d'affichage 5, les moyens 4, 16 et 18 précités qui comprennent, comme représenté sur la figure 1: - un système de localisation 30 comportant des capteurs (satellites,...) fournissant la position précise en trois dimensions de l'aéronef; - un système 31 comprenant des modèles 32 de terrain et/ou des capteurs 33 détectant les éventuels conflits de la trajectoire d'approche avec le terrain et/ou des obstacles; - un calculateur 34 élaborant la trajectoire d'approche et les marges latérales de suivi; et - un calculateur 35 qui, une fois l'interception réalisée, calcule les écarts
et la vitesse sol dans le plan horizontal de l'aéronef par rapport à la trajectoire de consigne et détermine la phase de vol courante.
On notera que les moyens 30, 31, 34 et 35 précités suffisent à fournir les informations de guidage sécurisés nécessaires à un pilote automatique 36 de l'aéronef, en l'occurrence les informations permettant l'interception puis le suivi de la trajectoire. A cet effet, toutes les données engendrées par le calculateur 34 de trajectoire d'approche et de suivi, peuvent être exportées par l'intermédiaire de moyens de transmission 37 usuels, vers un pilote automatique 36 de sorte que ce dernier puisse alors
piloter automatiquement l'aéronef.
Claims (14)
1. Dispositif d'aide à l'interception par un aéronef d'un segment (S3) d'une trajectoire (T) située dans un plan horizontal, ledit dispositif (1) étant embarqué sur l'aéronef et comportant: - des premiers moyens (4) pour déterminer les valeurs de paramètres de l'aéronef; et - des premiers moyens d'affichage (5) pour présenter sur au moins un écran de visualisation (6): au moins ledit segment de trajectoire (S3) dans le plan horizontal, à intercepter; et un premier symbole (7) illustrant la position de l'aéronef dans le plan horizontal par rapport à ladite trajectoire (T), caractérisé en ce que lesdits premiers moyens (4) déterminent au moins un vecteur vitesse sol représentatif de la vitesse de l'aéronef par rapport au sol, et en ce que lesdits premiers moyens d'affichage (5) sont susceptibles de présenter, de plus, sur ledit écran de visualisation (6): - un premier moyen d'indication (10) de la vitesse sol, correspondant à un premier tronçon rectiligne (11) dans ledit plan horizontal, relié audit premier symbole (7), dont l'orientation angulaire correspond à la direc20 tion dudit vecteur vitesse sol et dont là longueur: est proportionnelle au module du vecteur vitesse sol, lorsque ladite vitesse sol est supérieure à une valeur prédéterminée; et est fixe et proportionnelle au module de ladite valeur prédéterminée, lorsque ladite vitesse sol est inférieure ou égale à cette valeur prédé25 terminée; - un second moyen d'indication (12) d'approche d'interception, correspondant à un second tronçon rectiligne (13) dans ledit plan horizontal, en direction dudit segment de trajectoire (S3) à intercepter et dont la
longueur s'ajuste automatiquement pour que ledit second tronçon recti-
ligne (13) prolonge, à l'une de ses extrémités, ledit premier tronçon rectiligne (11) et, à l'autre de ses extrémités, un troisième moyen d'indication (14); et - ledit troisième moyen d'indication (14) de virage d'interception, corres5 pondant à une portion de courbe comprenant au moins un arc de cercle (1 5, 1 5A, 1 5B) dans ledit plan horizontal, l'une des extrémités de ladite portion de courbe prolongeant par tangence ledit second tronçon rectiligne (13), et son autre extrémité se raccordant par tangence audit
segment de trajectoire (S3) à intercepter.
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits premiers moyens d'affichage (5) présentent ledit second moyen d'indication (12) sur ledit écran de visualisation (6), uniquement: - si un segment (S3) de la trajectoire (T) se trouve dans la direction dudit premier tronçon rectiligne (11) du premier moyen d'indication (10); et
- si ce segment (S3) est situé à une distance qui est inférieure à une distance prédéterminée, par rapport audit premier tronçon rectiligne (11).
3. Dispositif selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que ledit arc de cercle (15, 15A, 15B) du troisième moyen d'indication (14) comprend un rayon (R) qui dépend de la vitesse
de l'aéronef.
4. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 3,
caractérisé en ce que ledit arc de cercle (15, 1 5A, 1 5B) du troisième moyen d'indication (14) comprend un rayon qui dépend des capacités de
l'aéronef.
5. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 4,
caractérisé en ce que ledit arc de cercle (1 5, 1 5A, 1 5B) du troisième moyen d'indication (14) peut être déformé pour tenir compte de l'intensité
et de la direction du vent.
6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que lesdits premiers moyens d'affichage (5) présentent ledit troisième moyen d'indication (14) sur ledit écran de visualisation (6), uniquement: - si un segment (S3) de la trajectoire (T) se trouve dans la direction dudit second tronçon rectiligne (13) du second moyen d'indication (12) - si ce segment (S3) est situé à une distance qui est inférieure à une distance prédéterminée, par rapport audit second tronçon rectiligne (13) et - si les contraintes de plan de vol rendent une manoeuvre d'interception possible.
7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des seconds moyens (16) pour détecter un obstacle, et en ce que lesdits premiers moyens d'affichage (5) sont susceptibles de présenter, de plus, sur ledit écran de visualisation (6), au moins un second symbole (17) illustrant la position dudit obstacle dans
ledit plan horizontal.
8. Système d'aide à l'interception et au suivi par un aéronef d'un segment d'une trajectoire située dans un plan horizontal, caractérisé en ce qu'il est embarqué sur l'aéronef et comporte - un dispositif (1) d'aide à l'interception, tel que le dispositif spécifié sous
l'une quelconque des revendications 1 à 7; et
- un dispositif (3) d'aide au suivi d'une trajectoire.
9. Système selon la revendication 8, caractérisé en ce que ledit dispositif (3) d'aide au suivi d'une trajectoire comporte: - des troisièmes moyens (18) pour déterminer un écart latéral de l'aéronef, par rapport à un segment de trajectoire, dans le plan horizontal, et des marges latérales tolérées de part et d'autre dudit segment de trajectoire dans le plan horizontal; et - des seconds moyens d'affichage (5) qui sont susceptibles de présenter sur un écran de visualisation (6): une échelle fixe (20) d'écart latéral un quatrième moyen d'indication (22) d'écart latéral effectif, correspondant à un segment de droite (23) prévu sur ladite échelle (20) et illustrant l'écart latéral effectif de l'aéronef par rapport au segment de trajectoire (S3) à suivre; et un cinquième moyen d'indication (24) d'écart latéral excessif, qui
apparaît sur ladite échelle lorsque l'aéronef s'approche, à une distance prédéterminée, d'une desdites marges latérales.
1 5 110. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que ladite échelle fixe (20) présente une taille constante dans toutes les phases de vol de l'aéronef, grâce à un ajustement automatique de la proportion entre les distances réelles et leur représentation sur
l'écran de visualisation (6).
1 1. Système selon l'une quelconque des revendications 9 et 1 0,
caractérisé en ce que ledit segment de droite (23) dudit quatrième moyen
d'indication (22) est inclinable.
1 2. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 11,
caractérisé en ce que ledit quatrième moyen d'indication (22) change de
forme, lorsqu'il arrive en butée.
13. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 12,
caractérisé en ce que ledit cinquième moyen d'indication (24) est clignotant.
14. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 13,
pour aider à l'interception et au suivi d'une trajectoire (T) comprenant une pluralité de segments (Si, S2, S3, S4), caractérisé en ce que lesdits seconds moyens d'affichage (5) présentent, de plus, sur ledit écran de visualisation (6), un sixième moyen d'indication
de changement de segment de trajectoire à suivre.
15. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 14,
caractérisé en ce que lesdits seconds moyens d'affichage (5) présentent,
de plus, sur ledit écran de visualisation (6), un septième moyen d'indica10 tion (28) de tendance de vitesse latérale.
16. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 15,
caractérisé en ce que lesdits premiers moyens d'affichage (5) du dispositif (1) d'aide à l'interception et lesdits seconds moyens d'affichage (5) du
dispositif (3) d'aide au suivi font partie d'une seule et même unité d'affi15 chage (5).
17. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 16,
caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens de transmission d'informations (37) qui sont susceptibles de relier à la fois lesdits premiers moyens (4) dudit dispositif (1) d'aide à l'interception et lesdits troisièmes moyens (18) dudit dispositif (3) d'aide au suivi, à un pilote automatique
(36) de l'aéronef, pour une transmission d'informations.
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|---|---|---|---|
| FR0214872A FR2847553B1 (fr) | 2002-11-27 | 2002-11-27 | Dispositif d'aide a l'interception par un aeronef d'un segment d'une trajectoire situee dans un plan horizontal et systeme d'aide a l'interception et au suivi d'un tel segment |
| US10/723,064 US7237747B1 (en) | 2002-11-27 | 2003-11-26 | Device for assisting an airplane in intercepting a segment of a flight path utilizing positional and ground speed indicators |
| US11/636,439 US7367526B2 (en) | 2002-11-27 | 2006-12-11 | Device and system for assistance within interception by an aircraft of a flight path segment |
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|---|---|
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Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006132713A2 (fr) | 2005-04-21 | 2006-12-14 | Sikorsky Aircraft Corporation | Ecran de vol stationnaire integre pourvu d'une meilleure approche de la signalisation par symboles dans des conditions environnementales empechant une bonne visibilite |
| FR2887329A1 (fr) * | 2005-06-21 | 2006-12-22 | Airbus France Sas | Procede et dispositif d'affichage pour un aeronef qui suit un plan de vol |
| FR2920232A1 (fr) * | 2007-08-22 | 2009-02-27 | Airbus France Sas | Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un avion |
| FR2928726A1 (fr) * | 2008-03-11 | 2009-09-18 | Thales Sa | Jonction d'une trajectoire civile et d'une trajectoire militaire |
| EP2573744A3 (fr) * | 2011-08-02 | 2015-06-24 | Honeywell International Inc. | Système et procédé pour montrer une procédure à un membre de l'équipage |
| US10013887B2 (en) | 2015-11-24 | 2018-07-03 | Airbus Helicopters | Method and a device for calculating a safe path from the current position of an aircraft to an attachment point |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2897712B1 (fr) * | 2006-02-20 | 2008-04-04 | Airbus France Sas | Dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage. |
| US8027756B2 (en) * | 2006-12-07 | 2011-09-27 | The Boeing Company | Integrated approach navigation system, method, and computer program product |
| US7698026B2 (en) * | 2007-06-14 | 2010-04-13 | The Boeing Company | Automatic strategic offset function |
| EP2167917B1 (fr) * | 2007-07-21 | 2015-03-11 | Peter Lyons | Appareil et procédé d'indication d'une saturation d'instrument d'écart de route |
| US8996309B2 (en) * | 2007-07-21 | 2015-03-31 | Aspen Avionics, Inc. | Apparatus and method to indicate instrument saturation |
| US8155800B2 (en) * | 2008-06-19 | 2012-04-10 | Honeywell International Inc. | System for displaying required navigation performance on a horizontal situation indicator |
| US7961115B2 (en) * | 2008-06-19 | 2011-06-14 | Honeywell International Inc. | System for displaying required navigation performance on a horizontal situation indicator |
| CA2731999A1 (fr) * | 2008-07-30 | 2010-02-04 | L-3 Communications Avionics Systems, Inc. | Ecrans de vol evolues pour approches de precision et de non-precision |
| US9330573B2 (en) | 2009-06-25 | 2016-05-03 | Honeywell International Inc. | Automated decision aid tool for prompting a pilot to request a flight level change |
| US8271152B2 (en) * | 2010-03-10 | 2012-09-18 | Honeywell International Inc. | System and method for rendering an onboard aircraft display for use with in-trail procedures |
| US8417397B2 (en) | 2010-05-05 | 2013-04-09 | Honeywell International Inc. | Vertical profile display with variable display boundaries |
| US9020681B2 (en) | 2010-06-08 | 2015-04-28 | Honeywell International Inc. | Display of navigation limits on an onboard display element of a vehicle |
| ES2531419T3 (es) * | 2011-09-21 | 2015-03-13 | Boeing Co | Una pantalla de guía de velocidad de aeronave |
| US8478513B1 (en) | 2012-01-20 | 2013-07-02 | Honeywell International Inc. | System and method for displaying degraded traffic data on an in-trail procedure (ITP) display |
| US8554394B2 (en) | 2012-02-28 | 2013-10-08 | Honeywell International Inc. | System and method for rendering an aircraft cockpit display for use with an in-trail procedure (ITP) |
| FR2988202B1 (fr) * | 2012-03-13 | 2015-05-15 | Thales Sa | Procede d'aide a la navigation pour le suivi de la performance de navigation en lineaire ou angulaire |
| US8781649B2 (en) | 2012-03-19 | 2014-07-15 | Honeywell International Inc. | System and method for displaying in-trail procedure (ITP) opportunities on an aircraft cockpit display |
| FR3017703B1 (fr) | 2014-02-14 | 2017-12-22 | Thales Sa | Procede et systeme de determination de la compatibilite d'un guidage angulaire avec une approche |
| JP2018525280A (ja) * | 2015-06-02 | 2018-09-06 | サンデル・アビオニクス・インコーポレイテッド | 経路誘導パネルのためのシステムおよび方法 |
| US10242578B2 (en) * | 2016-08-01 | 2019-03-26 | Ge Aviation Systems Llc | Flight path management system |
| US11781875B2 (en) * | 2019-08-21 | 2023-10-10 | Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc. | Apparatus and method for forming and analyzing connected roads |
| WO2021125838A1 (fr) * | 2019-12-17 | 2021-06-24 | 주식회사 케이티 | Procédé et dispositif d'établissement de trajectoire de vol de drone |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0798685A1 (fr) * | 1996-03-29 | 1997-10-01 | The Boeing Company | Méthode et appareil pour un système de gestion de vol procurant la liaison d'un ségment de route saillant à partir d'une position prédéterminée d'un plan de vol existant |
| WO1998005928A1 (fr) * | 1996-08-02 | 1998-02-12 | Sextant Avionique | Dispositif d'assistance au guidage d'un vehicule sur une trajectoire |
| FR2783500A1 (fr) * | 1998-09-23 | 2000-03-24 | Eurocopter France | Dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef, notamment a voilure tournante et en particulier un helicoptere |
| US6108595A (en) * | 1997-06-23 | 2000-08-22 | Eurocopter | Aircraft position indicator device |
| US20010002817A1 (en) * | 1999-12-07 | 2001-06-07 | Raymond Berlioz | Indicator of a variable for aircraft |
| WO2001050087A2 (fr) * | 2000-01-07 | 2001-07-12 | Thales Avionics S.A. | Calculateur de vol lissant la trajectoire d'un aeronef sur plusieurs sequences |
Family Cites Families (42)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2932023A (en) * | 1955-08-04 | 1960-04-05 | Aircraft Radio Corp | Aircraft course director |
| US3140391A (en) * | 1959-06-29 | 1964-07-07 | Tasker Instr Corp | Apparatus for ground computed radial navigation |
| GB931310A (en) * | 1961-09-19 | 1963-07-17 | Communications Patents Ltd | Improvements in or relating to flight training apparatus |
| US3383679A (en) * | 1966-07-15 | 1968-05-14 | Roger P. Baird Jr. | Visual landing simulator for instrument flying |
| US3521227A (en) * | 1966-10-10 | 1970-07-21 | Kaiser Aerospace & Electronics | Display system for providing integrated display of aircraft information |
| US3520994A (en) * | 1967-01-12 | 1970-07-21 | Kaiser Aerospace & Electronics | Combination raster and calligraphic scanning techniques for aircraft displays |
| US3574262A (en) * | 1967-05-25 | 1971-04-13 | Itek Corp | Cinematographic apparatus |
| US3573827A (en) * | 1968-04-01 | 1971-04-06 | Bendix Corp | Runway centerline display |
| US3697022A (en) * | 1970-07-06 | 1972-10-10 | Sfim | Method and apparatus for aircraft guidance |
| US3824381A (en) * | 1972-05-25 | 1974-07-16 | Bendix Corp | Aircraft control system using inertial signals |
| US3989209A (en) * | 1974-06-26 | 1976-11-02 | The Bendix Corporation | Apparatus for guiding an aircraft along a multi-segment path when landing the craft |
| US4078317A (en) * | 1976-07-30 | 1978-03-14 | Wheatley Ronald B | Flight simulator system |
| US4368517A (en) * | 1978-03-16 | 1983-01-11 | Bunker Ramo Corporation | Aircraft landing display system |
| US4354240A (en) * | 1980-03-24 | 1982-10-12 | Sperry Corporation | Flight path transition control apparatus with predictive roll command |
| US4384338A (en) * | 1980-12-24 | 1983-05-17 | The Singer Company | Methods and apparatus for blending computer image generated features |
| US4533999A (en) * | 1981-08-19 | 1985-08-06 | The Boeing Company | Aircraft roll steering command system |
| US5308022A (en) * | 1982-04-30 | 1994-05-03 | Cubic Corporation | Method of generating a dynamic display of an aircraft from the viewpoint of a pseudo chase aircraft |
| US4972321A (en) * | 1989-04-24 | 1990-11-20 | Honeywell Inc. | Lateral axis rollout control for aircraft |
| US5023796A (en) * | 1989-10-03 | 1991-06-11 | Honeywell, Inc. | Flight control apparatus with predictive heading/track hold command |
| US5371581A (en) * | 1993-03-08 | 1994-12-06 | Schwartz Electro-Optics, Inc. | Helicopter obstacle warning system |
| US5465142A (en) * | 1993-04-30 | 1995-11-07 | Northrop Grumman Corporation | Obstacle avoidance system for helicopters and other aircraft |
| FR2725691B1 (fr) * | 1994-10-18 | 1997-01-03 | Sextant Avionique | Dispositif d'aide au pilotage, en phase d'atterrissage, d'un aeronef |
| FR2729480B1 (fr) * | 1995-01-16 | 1997-04-04 | Sextant Avionique | Procede de pilotage d'un aerodyne par asservissement sur une trajectoire horizontale determinee a partir de points de passage |
| US5995901A (en) * | 1996-09-30 | 1999-11-30 | Rockwell International Corporation | Automatic view adjusting flight plan display |
| US5978715A (en) * | 1997-10-15 | 1999-11-02 | Dassault Aviation | Apparatus and method for aircraft display and control |
| US6501392B2 (en) * | 1998-02-09 | 2002-12-31 | Honeywell International Inc. | Aircraft weather information system |
| EP1091190A3 (fr) * | 1999-09-14 | 2001-08-16 | Honeywell Inc. | Méthodes et dispositifs de projection et de rendu de données organisées de façon géospatiale |
| EP1094383A3 (fr) * | 1999-10-18 | 2005-11-02 | Honeywell International, Inc. | Procédés et appareil de commande de curseur |
| US6347633B1 (en) | 2000-01-14 | 2002-02-19 | First Circle Medical, Inc. | Treatment of hepatitis C using hyperthermia |
| JP3943797B2 (ja) * | 2000-03-31 | 2007-07-11 | キヤノン株式会社 | 画像形成装置 |
| DE10027863C2 (de) * | 2000-06-06 | 2003-07-03 | Eads Deutschland Gmbh | Bahnregler für Fahrzeuge mit einer von einer Anströmung beeinflußten Bahn |
| US6980198B1 (en) * | 2000-09-19 | 2005-12-27 | Honeywell International Inc. | Multifunction keyboard for advanced cursor driven avionic flight decks |
| US6700482B2 (en) * | 2000-09-29 | 2004-03-02 | Honeywell International Inc. | Alerting and notification system |
| US6571155B2 (en) * | 2001-07-02 | 2003-05-27 | The Boeing Company | Assembly, computer program product and method for displaying navigation performance based flight path deviation information |
| US6870490B2 (en) * | 2001-08-23 | 2005-03-22 | Honeywell International Inc. | Display of altitude and path capture trajectories |
| US6625537B2 (en) * | 2002-01-23 | 2003-09-23 | Honeywell | Methods and apparatus for assembling a flight plan |
| SE523828C2 (sv) * | 2002-02-08 | 2004-05-25 | Saab Ab | Metod och system för att beräkna en flygrutt |
| US6985801B1 (en) * | 2002-02-28 | 2006-01-10 | Garmin International, Inc. | Cockpit instrument panel systems and methods with redundant flight data display |
| US6678588B2 (en) * | 2002-04-12 | 2004-01-13 | Honeywell International Inc. | Terrain augmented 3D flight path display for flight management systems |
| US6744382B1 (en) * | 2002-04-19 | 2004-06-01 | Rockwell Collins | Method and apparatus for guiding an aircraft through a cluster of hazardous areas |
| US6905091B2 (en) * | 2003-07-14 | 2005-06-14 | Supersonic Aerospace International, Llc | System and method for controlling the acoustic signature of a device |
| CN101030948A (zh) | 2006-03-02 | 2007-09-05 | 华为技术有限公司 | 一种基于ip的消息路由方法和*** |
-
2002
- 2002-11-27 FR FR0214872A patent/FR2847553B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-11-26 US US10/723,064 patent/US7237747B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-12-11 US US11/636,439 patent/US7367526B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0798685A1 (fr) * | 1996-03-29 | 1997-10-01 | The Boeing Company | Méthode et appareil pour un système de gestion de vol procurant la liaison d'un ségment de route saillant à partir d'une position prédéterminée d'un plan de vol existant |
| WO1998005928A1 (fr) * | 1996-08-02 | 1998-02-12 | Sextant Avionique | Dispositif d'assistance au guidage d'un vehicule sur une trajectoire |
| US6108595A (en) * | 1997-06-23 | 2000-08-22 | Eurocopter | Aircraft position indicator device |
| FR2783500A1 (fr) * | 1998-09-23 | 2000-03-24 | Eurocopter France | Dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef, notamment a voilure tournante et en particulier un helicoptere |
| US20010002817A1 (en) * | 1999-12-07 | 2001-06-07 | Raymond Berlioz | Indicator of a variable for aircraft |
| WO2001050087A2 (fr) * | 2000-01-07 | 2001-07-12 | Thales Avionics S.A. | Calculateur de vol lissant la trajectoire d'un aeronef sur plusieurs sequences |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006132713A2 (fr) | 2005-04-21 | 2006-12-14 | Sikorsky Aircraft Corporation | Ecran de vol stationnaire integre pourvu d'une meilleure approche de la signalisation par symboles dans des conditions environnementales empechant une bonne visibilite |
| EP1882157A2 (fr) * | 2005-04-21 | 2008-01-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Ecran de vol stationnaire integre pourvu d'une meilleure approche de la signalisation par symboles dans des conditions environnementales empechant une bonne visibilite |
| EP1882157A4 (fr) * | 2005-04-21 | 2012-08-01 | Sikorsky Aircraft Corp | Ecran de vol stationnaire integre pourvu d'une meilleure approche de la signalisation par symboles dans des conditions environnementales empechant une bonne visibilite |
| FR2887329A1 (fr) * | 2005-06-21 | 2006-12-22 | Airbus France Sas | Procede et dispositif d'affichage pour un aeronef qui suit un plan de vol |
| WO2006136687A3 (fr) * | 2005-06-21 | 2007-03-01 | Airbus France | Procede et dispositif d'affichage pour un aeronef qui suit un plan de vol |
| US8175760B2 (en) | 2005-06-21 | 2012-05-08 | Airbus Operations Sas | Displaying method and device for an aircraft following a flight plan |
| FR2920232A1 (fr) * | 2007-08-22 | 2009-02-27 | Airbus France Sas | Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un avion |
| US8086362B2 (en) | 2007-08-22 | 2011-12-27 | Airbus Operations Sas | Method and device for aiding the piloting of an aircraft |
| FR2928726A1 (fr) * | 2008-03-11 | 2009-09-18 | Thales Sa | Jonction d'une trajectoire civile et d'une trajectoire militaire |
| EP2573744A3 (fr) * | 2011-08-02 | 2015-06-24 | Honeywell International Inc. | Système et procédé pour montrer une procédure à un membre de l'équipage |
| US9495883B2 (en) | 2011-08-02 | 2016-11-15 | Honeywell International Inc. | System and method for displaying a procedure to an aircrew member |
| US10013887B2 (en) | 2015-11-24 | 2018-07-03 | Airbus Helicopters | Method and a device for calculating a safe path from the current position of an aircraft to an attachment point |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20070145183A1 (en) | 2007-06-28 |
| US7237747B1 (en) | 2007-07-03 |
| FR2847553B1 (fr) | 2004-12-31 |
| US7367526B2 (en) | 2008-05-06 |
| US20070145184A1 (en) | 2007-06-28 |
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