FR2903801A1

FR2903801A1 - Procede et dispositif pour la prediction de la position d'arret d'un aeronef en cours d'atterrissage.

Info

Publication number: FR2903801A1
Application number: FR0606333A
Authority: FR
Inventors: Florian Constans
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2006-07-12
Filing date: 2006-07-12
Publication date: 2008-01-18
Anticipated expiration: 2026-07-12
Also published as: FR2903801B1; US20080012729A1; US7916042B2

Abstract

- Procédé et dispositif pour la prédiction de la position d'arrêt d'un aéronef en cours d'atterrissage.- Selon l'invention, on prédit ladite position d'arrêt (Mr) à partir de la variation d'énergie totale dudit aéronef (5) avant le début de l'arrondi (6a) de celui-ci.

Description

1 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour la

prédiction de la position d'arrêt d'un aéronef en cours d'atterrissage. On sait que, dans la phase d'approche devant conduire à l'atterris-sage d'un aéronef sur une piste d'atterrissage, le pilotage de ce dernier est particulièrement délicat. Dans cette phase d'approche, le pilote dispose de nombreuses informations, dont certaines doivent lui permettre d'éviter un toucher de queue ou de voilure avec le sol, un atterrissage dur ou encore une sortie de piste. Parmi ces informations figurent principalement la vitesse de l'aéronef, la pente de l'aéronef et la hauteur de l'aéronef par rap- 1 0 port au sol, ces trois informations étant affichées dans le cockpit, de sorte que le pilote peut aisément les surveiller. De plus, la vue de l'environne-ment fournit au pilote une perception de son plan d'approche. Le niveau d'énergie totale de l'aéronef, combinaison de sa vitesse et de sa hauteur, est un paramètre essentiel pour estimer le risque de sor- 15 tie de piste. Toutefois, il n'est pas toujours estimable par le pilote. De plus, le niveau d'énergie peut être altéré par le vent. L'objet de la présente invention est donc d'informer le pilote sur la possibilité d'arrêter l'aéronef sur la piste d'atterrissage en fonction du ni-veau énergétique de celui-ci. 20 A cette fin, selon l'invention, le procédé pour la prédiction de la position d'arrêt d'un aéronef en phase d'approche se trouvant à une hauteur actuelle et descendant vers une piste d'atterrissage en suivant une trajectoire d'approche actuelle avec une vitesse d'approche actuelle, ledit aéronef devant idéalement passer, avec une vitesse de référence, par une 25 position d'approche de référence disposée à une hauteur de référence au- dessus du seuil proximal de ladite piste d'atterrissage pour que sa position 2903801 2 d'arrêt de référence sur cette dernière se trouve éloignée dudit seuil proximal d'une distance de référence déterminable par des calculs de performances dudit aéronef, est remarquable en ce que, lorsque la hauteur actuelle dudit aéronef est supérieure à ladite hauteur de référence, on dé- 5 termine, à l'aide de la variation d'énergie totale dudit aéronef, la position horizontale d'un point particulier de ladite trajectoire d'approche actuelle qui présente la hauteur de référence et auquel ledit aéronef passe avec la vitesse de référence et on ajoute ladite distance de référence à ladite position horizontale dudit point particulier.

La présente invention met à profit le fait que, à chaque piste d'atterrissage, est associé un ensemble de règles de procédure, dont celles qui concernent l'atterrissage recommandent (ou imposent) le passage par la position d'approche de référence avec la vitesse d'approche de référence. De plus, la présente invention constate que, dans le transport aérien civil, le pilotage des aéronefs respecte, autant que cela est possible, ces règles de procédure d'atterrissage. Avantageusement, ladite position horizontale dudit point particulier de la trajectoire d'approche actuelle est déterminée à partir de la position horizontale actuelle, de la masse, de la vitesse d'approche actuelle et de la hauteur actuelle de l'aéronef, ainsi qu'à partir de l'accélération de la pesanteur, de ladite hauteur de référence, de ladite vitesse de référence et d'un coefficient, déterminé à partir des équations de la mécanique de vol dudit aéronef et représentatif de la perte d'énergie totale maximale de ce dernier en fonction de la distance horizontale parcourue par ledit aéronef au sol. Bien entendu, le procédé conforme à la présente invention décrit cidessus ne peut être mis en oeuvre que tant que ledit aéronef n'a pas passé ledit point particulier de la trajectoire d'approche actuelle.

2903801 3 Dès que l'aéronef passe, en descendant, ledit point particulier, la présente invention prévoit de prédire ladite position d'arrêt en calculant la position du point auquel ledit aéronef touche la piste d'atterrissage et en ajoutant à cette dernière position calculée une distance de freinage, 5 connue par les performances standard dudit avion. Le calcul de la position du point auquel l'aéronef touche la piste d'atterrissage peut s'effectuer à partir de la hauteur, de la vitesse longitudinale et de la vitesse verticale dudit avion. Après détermination d'une position d'arrêt prédite, on vérifie, aussi 10 bien avant qu'après le passage dudit point particulier de la trajectoire d'approche actuelle, si cette position d'arrêt prédite se trouve sur ladite piste d'atterrissage et on affiche le résultat de cette vérification à proximité du pilote de l'aéronef. Ainsi, le cas échéant, le pilote peut tenter, en connaissance de cause, de corriger un niveau d'énergie incorrect ou même 15 d'effectuer une manoeuvre de remise des gaz (go around). A cet effet, il est important que le résultat de la comparaison soit affiché à proximité du pilote, notamment sur un écran de pilotage usuel fréquemment regardé par ce dernier, tel que l'écran PFD (Primary Flight Display). Pour la mise en oeuvre du procédé conforme à la présente inven- 20 tion, on peut utiliser un dispositif comportant : des moyens de calcul : recevant au moins des informations concernant la position horizon-tale actuelle, la masse actuelle, la vitesse d'approche actuelle, la hauteur actuelle de l'aéronef, ainsi qu'un coefficient représentatif de 25 la perte d'énergie totale en fonction de la variation de ladite position horizontale actuelle, l'accélération de la pesanteur, la hauteur de référence et la vitesse de référence attachées à ladite position d'approche de référence et ladite distance de référence ; et 2903801 4 calculant une position d'arrêt prédite le long de l'axe de ladite piste d'atterrissage ; et des moyens de comparaison aptes à vérifier l'emplacement de ladite position d'arrêt prédite par rapport à ladite piste d'atterrissage.

5 Pour pouvoir prédire une position d'arrêt après le passage dudit point particulier de la trajectoire d'approche actuelle, lesdits moyens de calcul dudit dispositif peuvent de plus recevoir des informations concernant la vitesse horizontale et la vitesse verticale dudit aéronef, ainsi que ladite distance de freinage. 1 o Dans ce dispositif, lesdits moyens de comparaison peuvent commander un écran de pilotage usuel sur lequel est affichée une représentation de ladite piste d'atterrissage et un symbole indiquant, en superposition sur ladite représentation de la piste, l'évolution de ladite position d'arrêt prédite pendant l'atterrissage dudit aéronef.

15 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 un schéma illustrant le procédé conforme à la pré-sente invention, lorsque la hauteur de l'aéronef est supérieure à ladite hau- 20 teur de référence. La figure 2 est un schéma illustrant le procédé conforme à la pré-sente invention, lorsque la hauteur de l'aéronef est inférieure à ladite hauteur de référence. La figure 3 est le schéma synoptique d'un dispositif pour la mise 25 en oeuvre du procédé conforme à la présente invention. Les figures 4a, 4b et 4c montrent des exemples d'affichage de prédiction résultant de la mise en oeuvre du procédé de l'invention.

2903801 5 Ci-après la hauteur de l'aéronef a été désignée par H, lorsqu'elle est supérieure à la hauteur de référence, et par h, lorsqu'elle est inférieure à celle-ci. Sur la figure 1, on a représenté schématiquement une piste d'at- 5 terrissage 1, reposant sur le sol 2 et comportant un seuil proximal 3 et un seuil distal 4 distants d'une longueur L. De plus, on a représenté un axe des abscisses OX, parallèle à la longueur de la piste 1. Dans la situation représentée schématiquement sur la figure 1, un avion 5 est en phase d'approche du côté du seuil proximal 3 en vue d'at- 10 terrir sur la piste d'atterrissage 1. L'avion 5 se trouve à la hauteur actuelle H en un point P, à la verticale d'un point M du sol 2 présentant l'abscisse XP, et il suit une trajectoire d'approche actuelle 6, en descendant en di-rection de la piste d'atterrissage 1 avec une vitesse d'approche actuelle V. Selon les règles de procédure d'atterrissage attachées à la piste 15 d'atterrissage 1, l'avion 5 devrait idéalement se trouver sur une trajectoire d'approche de référence 7 et il devrait passer, avec une vitesse de référence Vo, en un point Po de cette trajectoire d'approche de référence 7, disposé à une hauteur de référence Ho au-dessus dudit seuil proximal 3. L'abscisse du point de référence Po, et donc celle du seuil proximal 3, est 20 désignée par XPo. Dans le cas représenté sur la figure 1, la hauteur actuelle H de l'avion 5 est supérieure à ladite hauteur de référence Ho. Si l'avion 5 passait par le point Po de la trajectoire d'approche de référence 7, les calculs de performances de l'avion 1 permettraient de dé- 25 terminer la distance de référence .Lo, qui, à partir de l'abscisse XPo, serait nécessaire audit avion pour s'arrêter complètement en un point Mo d'arrêt idéal sur la piste d'atterrissage 1, d'abscisse XMo, compte tenu de la hauteur de référence Ho et de la vitesse de référence Vo.

2903801 6 En réalité, puisque l'avion 5 suit la trajectoire d'approche actuelle 6 avec la vitesse V, il ne pourra pas passer par le point Po. En revanche, le pilote se conformant aux règles de procédure d'atterrissage, l'avion 5 passera au point Pr de la trajectoire d'approche actuelle 6 à la hauteur de 5 référence Ho, avec la vitesse de référence Vo. Bien entendu, l'abscisse XPr du point Pr est décalée sur l'axe OX par rapport à l'abscisse XPo. En conséquence de ce qui précède au sujet de la distance de référence Lo, le point d'arrêt réel Mr de l'avion 6 sur la piste 1 (ou éventuellement en prolongement de ladite piste) présentera l'abscisse XMr égale à 10 l'abscisse XPr augmentée de ladite distance de référence Lo. Selon la présente invention, la détermination du point Pr et de son abscisse XPr est obtenue par le calcul de la variation de l'énergie totale de l'avion 5, dont la masse est désignée par m. Lorsque l'avion 5 est au point P de hauteur H avec la vitesse V, 15 son énergie totale Ei est égale à Ei=2m V2+mg H, (1) g étant l'accélération de la pesanteur. De même, lorsque l'avion 5 se trouve au point Pr de hauteur Ho avec la vitesse de référence Vo, son énergie totale Ef est égale à 20 Ef = jm Vol + mgHo (2) La variation d'énergie totale DE de l'avion 5 entre les points P et Pr est donc égale à D E _ - m (Vo2 û V2) + mg (Ho û H) (3) Par ailleurs, des équations de la mécanique du vol concernant 25 l'avion 5, on peut déterminer un coefficient K (négatif), traduisant la perte d'énergie totale maximale de ce dernier, en fonction de la distance hori-2903801 7 zontale parcourue au sol. II en résulte que la distance XPrùXP entre les abscisses des points Pr et P est égale à XPrù XP=AE/K Ainsi, le calcul de AE permet de prédire l'abscisse XPr du point Pr 5 et donc l'abscisse XMr=XPr+to, du point d'arrêt Mr. En effet : XPr = XP + AE / K (4) et XMr=XP+DE/K+eo (5) Selon l'invention, avant le passage de l'avion 5 par le point Pr, la position du point d'arrêt Mr dudit avion sur la piste d'atterrissage 1 est 10 donc aisément prédite à partir : de la position horizontale actuelle XP, usuellement calculée ou mesurée (par exemple par un système GPS) à bord de l'avion ; du coefficient K, résultant des équations de la mécanique du vol ; de la masse m, usuellement calculée à bord de l'avion ; 15 de la vitesse actuelle V et de la hauteur actuelle H, usuellement mesurées à bord de l'avion ; ù de l'accélération de la pesanteur g ; de la vitesse de référence Vo et de la hauteur de référence Ho, données par les règles de procédure d'atterrissage attachées à la piste d'atterris- 20 sage 1 ; et ù de la distance .Lo, résultant des performances de l'avion. Pendant la descente de l'avion 5 en direction du point Pr, on effec- tue en continu le calcul de l'abscisse XMr par les équations (3) et (5), de sorte que, à chaque instant, la valeur de cette abscisse XMr est actuali- 25 sée. Lorsque l'avion 5 atteint le point Pr, le pilote commence l'arrondi d'atterrissage, de sorte que la portion 6a de la trajectoire 6 disposée au-delà dudit point Pr, en direction du sol, correspond audit arrondi.

2903801 8 Comme l'illustre la figure 2, l'abscisse XTD du point TD auquel l'avion 5 touche la piste 1 peut être prédite, depuis un point Pa de ladite trajectoire d'arrondi 6a, à partir de la hauteur h et de l'abscisse XPa dudit point Pa, ainsi que de la vitesse horizontale Vk et de la vitesse verticale Vz 5 de l'avion 5 en ce point Pa. En effet, le rapport h/Vz représente l'écart de temps entre l'instant actuel et le moment auquel l'avion 5 touche la piste 1, de sorte que la distance XTD-XPa est égale au produit de ce rapport par la vitesse horizontale Vk, soit XTD XPa = h.Vk / Vz (6) ou 10 XTD = XPa + h.Vk / Vz (7) A partir du point TD auquel il touche la piste 1, l'avion doit rouler en freinant sur une distance f avant de s'arrêter complètement au point Mra, d'abscisse XMra. Cette distance de freinage f, qui est fonction de la vitesse au point TD et de l'état de la piste 1, est connue par les perfor- 15 mances de l'avion 5. Ainsi, l'abscisse XMra du point Mra d'arrêt complet de l'avion 5 sur la piste 5 peut être prédite par l'expression XMra=XTD+.ef=XPa+h.Vk / Vz+.2f (8) Selon l'invention, après le passage par l'avion 5 du point Pr, la po- 20 sition du point d'arrêt Mra dudit avion sur la piste d'atterrissage 1 est donc aisément prédite à partir : de la position horizontale actuelle XPa, déterminée à bord de l'avion ; de la hauteur h, usuellement mesurée à bord de l'avion ; de la vitesse horizontale Vk et de la vitesse verticale Vz, usuellement 25 mesurées à bord de l'avion ; et de la distance de freinage f, résultant des performances de l'avion. Pendant la descente de l'avion 5 en direction du point TD, on effectue en continu le calcul de l'abscisse XMra par les équations (7) et (8), 2903801 9 de sorte que, à chaque instant, la valeur de cette abscisse XMra est actualisée. On remarquera que : à la place de la vitesse verticale réelle mesurée Vz, on peut, pour le cal- 5 cul du rapport représentant la variation de ladite hauteur h en fonction de la variation de distance au sol, utiliser soit une vitesse minimale pré-déterminée (par exemple de l'ordre de 1 m/s), soit la plus grande de la vitesse verticale réelle mesurée et de ladite vitesse minimale prédéterminée ; 10 ù si, par les performances standard de l'avion 5, on connaît la décélération standard F (avec F positif) de l'avion 5 sur la piste 1, en fonction de l'état de cette dernière, on peut aisément estimer la distance de freinage f par l'expression 1 VTD2 f= 2 F 15 dans laquelle VTD est la vitesse horizontale de l'avion 5 au moment où celui touche la piste au point TD. Pour effectuer les calculs correspondant aux expressions (1) à (8) mentionnées ci-dessus, on peut utiliser le dispositif illustré schématique-ment sur la figure 3. Ce dispositif comporte un calculateur 10 ayant en 20 mémoire l'accélération de la pesanteur g, recevant à ses entrées les in-formations XP, XPa, K, m, V, H, h, Vo, Ho, Lo, Vz, Vk et f définies ci-dessus et délivrant à sa sortie soit la prédiction de position d'arrêt XMr si la hauteur H de l'avion 5 est supérieure à Ho, soit la prédiction de position d'arrêt XMra si la hauteur h de l'avion 5 est inférieure à Ho.

25 Le dispositif de la figure 3 comporte de plus un comparateur 11 (qui peut faire partie intégrante du calculateur 10) comparant les abscisses des positions d'arrêt prédites XMr et XMra à la distance L de la piste d'at- 2903801 10 terrissage 1 et apte à afficher le résultat 12 de cette comparaison sur un écran 13. Un tel écran 13 peut être celui appelé PFD (Primary Flight Display) en langage aéronautique, pour être proche du pilote.

5 Sur les figures 4a, 4b, 4c, on a représenté un exemple d'affichage commandé par le comparateur 1 1 à l'écran et représentant une image 1.1 de la piste 1, avec les images 3.1 et 4.1 des seuils 3 et 4. De plus, ces figures comportent une barre transversale 14, superposée à l'image 1.1 et représentative de la prédiction effectuée : 10 sur la figure 4a, la barre 14 indique un point d'arrêt Mr ou Mra prédit, dans une situation d'atterrissage correct ; sur la figure 4b, deux flèches latérales 15 indiquent la tendance du déplacement de ladite barre 14 sur un horizon de temps donné ; et dans le cas où le point d'arrêt Mr ou Mra prédit est proche du seuil dis- 15 tal 4, les flèches latérales 15 grandissent, changent de couleur, clignotent, etc ... pour attirer l'attention du pilote sur une éventuelle sortie longitudinale de piste.

Claims

REVENDICATIONS

1. Procédé pour la prédiction de la position d'arrêt d'un aéronef (5) en phase d'approche se trouvant à une hauteur actuelle et descendant vers une piste d'atterrissage (1) en suivant une trajectoire d'approche ac- tuelle (6) avec une vitesse d'approche actuelle (V), ledit aéronef devant idéalement passer, avec une vitesse de référence (Vo), par une position d'approche de référence (Po) disposée à une hauteur de référence (Ho) au-dessus du seuil proximal (3) de ladite piste d'atterrissage (1) pour que sa position d'arrêt de référence (Mo) sur cette dernière se trouve éloignée dudit seuil proximal (3) d'une distance de référence Vo) déterminable par des calculs de performances dudit aéronef, caractérisé en ce que, lorsque ladite hauteur actuelle (H) dudit aéronef (5) est supérieure à ladite hauteur de référence (Ho), on détermine, à l'aide de la variation d'énergie totale dudit aéronef, la position horizontale (XPr) d'un point particulier (Pr) de ladite trajectoire d'approche actuelle (6) qui présente la hauteur de référence (Ho) et auquel ledit aéronef (5) passe avec la vitesse de référence (Vo) et on ajoute ladite distance de référence (vo) à ladite position horizontale (XPr) dudit point particulier (Pr).

2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite position horizontale (XPr) dudit point particulier (Pr) de la trajectoire d'approche actuelle (6) est déterminée à partir de la position horizontale actuelle (XP), de la masse (m), de la vitesse d'approche actuelle (V) et de la hauteur actuelle (H) de l'aéronef (5), ainsi qu'à partir de l'accélération de la pesanteur, de ladite hauteur de référence (Ho), de ladite vitesse de référence (Vo) et d'un coefficient (K), déterminé à partir des équations de la mécanique de vol dudit aéronef et représenta-tif de la perte d'énergie totale maximale de ce dernier en fonction de la distance horizontale parcourue par ledit aéronef au sol. 2903801 12

3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que, lorsque ledit aéronef (5) a dépassé en descendant ledit point particulier (Pr) de la trajectoire d'approche actuelle (6), on prédit ladite position d'arrêt dudit aéronef (5) en calculant la position du point 5 (TD) auquel ledit aéronef (5) touche la piste d'atterrissage (1) et en ajoutant à cette dernière position calculée (TD) une distance de freinage (if), connue par les performances standard dudit avion (5).

4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que le calcul de la position du point (TD) auquel l'aéronef 10 (5) touche la piste d'atterrissage (1) s'effectue à partir de la hauteur (h), de la vitesse longitudinale (Vk) et de la vitesse verticale (Vz) dudit avion (5).

5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'on vérifie si la position d'arrêt prédite se trouve sur 15 ladite piste d'atterrissage et on affiche le résultat de cette vérification à proximité du pilote de l'aéronef.

6. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé spécifié sous l'une des revendications 1 ou 2 et la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comporte : 20 des moyens de calcul (10) : recevant au moins des informations concernant la position horizon-tale actuelle (XP), la masse actuelle (m), la vitesse d'approche actuelle (V), la hauteur actuelle (H) de l'aéronef, ainsi qu'un coefficient (K) représentatif de la perte d'énergie totale en fonction de la 25 variation de ladite position horizontale actuelle de l'aéronef, l'accélération de la pesanteur, la hauteur de référence (Ho) et la vitesse de référence (Vo) attachées à ladite position d'approche de référence (Po) et ladite distance de référence (go) ; et 2903801 13 • calculant une position d'arrêt prédite (XMr) le long de l'axe (Ox) de ladite piste d'atterrissage (1) ; et des moyens de comparaison (11) aptes à vérifier l'emplacement de la-dite position d'arrêt prédite (XMr) par rapport à ladite piste d'atterris- 5 sage (1).

7. Dispositif selon la revendication 6, apte de plus à mettre en oeuvre le procédé selon les revendications 3 ou 4, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (10) reçoivent de plus des informations concernant la vitesse horizontale (Vk) et la vitesse verticale 10 (Vz) dudit aéronef, ainsi que ladite distance de freinage (ef-.

8. Dispositif selon l'une des revendications 6 ou 7, caractérisé en ce que lesdits moyens de comparaison (Il) commandent un écran de pilotage usuel (12) sur lequel est affichée une représentation (1.1) de ladite piste d'atterrissage (1) et un symbole (14) indiquant, en 15 superposition sur ladite représentation (1.1), l'évolution de ladite position d'arrêt prédite pendant l'atterrissage.