FR3016224B1 - Procede et dispositif de guidage d'un aeronef lors d'un vol a basse hauteur. - Google Patents

Abstract

- Le dispositif de guidage comprend une unité de calcul configurée pour définir un couloir de sécurité (16A), dont la largeur est augmentée, par rapport à une largeur nominale, d'au moins une largeur d'une trajectoire d'échappement par montée en spirale (27A) de l'aéronef (AC), le couloir de sécurité (16A, 16B) ainsi défini par l'unité de calcul étant utilisé par une unité de construction (2) pour construire une trajectoire de vol (TV) pour un vol à basse hauteur d'un aéronef (AC).

Description

La présente invention concerne un procédé et un dispositif de guidage d’un aéronef lors d’un vol à basse hauteur.

De façon usuelle, une phase de vol à basse hauteur (ou basse altitude), appelée phase LLF (pour « Low Level Flight » en anglais), permet à un aéronef de voler à basse hauteur, notamment pour suivre au plus près le terrain survolé, en particulier pour éviter de se faire repérer, tout en supprimant tout risque de collision avec une partie dudit terrain. Une telle phase LLF est généralement située à une hauteur de terrain prédéterminée, par exemple à 500 pieds (environ 150 mètres).

En particulier, pour un aéronef militaire, notamment un avion de transport militaire, l’un des objectifs d’un vol à basse hauteur est de tirer profit du masquage vis-à-vis du terrain pour se protéger de menaces dans des zones géographiques hostiles. Pour ce faire, en particulier pour réaliser des opérations en vol aux instruments de type IMC (« Instrument Meteorological Conditions » en anglais), on calcule de façon usuelle une trajectoire de référence tridimensionnelle (prenant en compte le terrain survolé), et on guide l’aéronef le long de cette trajectoire de référence (soit automatiquement à l’aide d’un système de pilotage automatique, soit manuellement en suivant des indications présentées par un directeur de vol).

Le terrain utilisé pour le calcul de la trajectoire de référence est le terrain situé dans un couloir (ou « corridor »), dit couloir de sécurité ci-après, autour de la partie horizontale de la trajectoire de référence.

De façon usuelle, la largeur du couloir de sécurité est prédéfinie pour assurer la sécurité du vol en vol de type IMC, en considérant toutes les conditions de vol qui pourraient faire dévier l’aéronef de sa trajectoire de référence.

Les déviations par rapport à la trajectoire de référence peuvent être causées par des pannes de systèmes de l’aéronef. Généralement, le couloir de sécurité est symétrique de part et d’autre de la trajectoire horizontale, les déviations à droite ou à gauche de la trajectoire étant équiprobables. La largeur du couloir de sécurité est le résultat de la somme de différentes valeurs d’erreur qui correspondent aux performances des différents systèmes qui contribuent au calcul et au vol de la trajectoire. Il s’agit des différentes causes aptes à générer des déviations latérales par rapport à la trajectoire de référence. A titre d’exemple, on peut citer une valeur d’erreur relative au guidage, qui est déterminée en mesurant la déviation maximale en considérant toutes les conditions de vol ainsi que les pannes affectant une fonction de guidage, et une valeur d’erreur relative à la détermination de la position de l’aéronef, qui est utilisée pour mettre en œuvre la fonction de guidage. La fonction de guidage (mise en œuvre via un système de pilotage automatique ou un directeur de vol) repose, en effet, sur une information très précise et très fiable de la position de l’aéronef.

Lorsqu’une panne d’un des systèmes nécessaires au bon déroulement d’une opération LLF est détectée, l’équipage est averti et doit déclencher une manœuvre d’échappement (« escape » en anglais), car la poursuite du vol dans ces conditions dégradées n’est plus sécurisée. Cette manœuvre d’échappement consiste à faire monter l’aéronef jusqu’à une altitude de sécurité à laquelle l’aéronef ne risque plus d’entrer en collision avec le terrain survolé. De façon usuelle, pendant la manœuvre d’échappement, l’aéronef reste guidé latéralement le long de la partie latérale (ou horizontale) de la trajectoire de référence et un taux de montée maximal lui est appliqué. Une partie du couloir de sécurité sert aussi à couvrir des déviations latérales de l’aéronef par rapport à la trajectoire de référence lors d’une manœuvre d’échappement (suite par exemple à la panne d’un système).

En particulier, la manœuvre d’échappement peut être initiée suite à une panne affectant l’un des capteurs de position qui permettent d’élaborer la position de l’aéronef. Le nombre minimum de capteurs de position installés à bord de l’aéronef dépend du niveau de sécurité visé. Pour guider en toute sécurité un aéronef le long d’une trajectoire située dans un couloir, en vol de type IMC, au moins deux capteurs indépendants de position sont nécessaires. Comme dans la procédure actuelle précitée, l’aéronef doit également être guidé le long de la partie horizontale de la trajectoire pendant la manœuvre d’échappement, deux capteurs de position sont également nécessaires pendant cette manœuvre. En conséquence, pour autoriser des opérations LLF en vol de type IMC, au moins trois capteurs indépendants de position doivent être prévus (puisque deux capteurs sont nécessaires pour le guidage pendant la manœuvre d’échappement, et que cette manœuvre peut être déclenchée suite à une panne d’un de ces capteurs).

La présente invention a pour objet de remédier aux inconvénients précités. Elle concerne un procédé de guidage d’un aéronef lors d’un vol à basse hauteur, permettant de réaliser un vol avec deux capteurs de position indépendants (au lieu de trois dans le mode de fonctionnement usuel de l’opération LLF), tout en permettant d’effectuer une manœuvre d’échappement en toute sécurité même après la défaillance d’un capteur de position.

Selon l'invention, ledit procédé du type comprenant des étapes consistant : a) à construire une trajectoire de vol en fonction du relief du terrain survolé et d’un couloir de sécurité, le couloir de sécurité définissant des limites de part et d’autre de la trajectoire de vol au moins dans le plan latéral (ou plan horizontal) et présentant au moins une largeur nominale ; et b) à guider l’aéronef le long de ladite trajectoire de vol, est remarquable en ce qu’il comprend une étape supplémentaire, antérieure à l’étape a) et consistant à définir un couloir de sécurité, dont la largeur est augmentée, par rapport à la largeur nominale, d’au moins une largeur dite d’échappement correspondant à une largeur d’une trajectoire d’échappement par montée en spirale de l’aéronef, le couloir de sécurité ainsi défini étant utilisé à l’étape a) pour construire la trajectoire de vol.

Ainsi, grâce à l’invention, la largeur du couloir de sécurité est augmentée de sorte qu’une manœuvre d’échappement particulière puisse être réalisée (latéralement) à l’intérieur de ce couloir de sécurité, cette manœuvre d’échappement restant sécurisée jusqu’à l’altitude de sécurité.

La manœuvre d’échappement à réaliser (soit automatiquement à l’aide d’un système de pilotage automatique, soit en pilotage manuel en suivant des ordres fournis par un directeur de vol) consiste toujours à faire monter l’aéronef à un taux de montée maximal (comme de façon usuelle), mais ceci en exécutant une manœuvre latérale de virage qui permet à l’aéronef de rester dans les limites (sécurisées) du couloir de sécurité sans utiliser la position de l’aéronef (qui peut ne pas être disponible ou être erronée). Plus particulièrement, en réalisant des virages concentriques complets, la manœuvre résultante est une manœuvre de montée suivant une spirale à rayon de virage constant (par rapport à la masse d’air autour de l’aéronef).

De préférence, ladite largeur d’échappement correspond au moins au double d’un rayon minimal possible de virage de l’aéronef (représentant le virage le plus serré possible de l’aéronef). Avantageusement, ladite largeur d’échappement prend également en compte l’effet d’un vent latéral sur le vol de l’aéronef. La trace au sol de la trajectoire est de forme elliptique avec un décalage latéral dû au vent latéral entre chaque tour complet. La forme elliptique, ainsi que le décalage latéral, sont pris en compte dans le calcul de la largeur du couloir de sécurité.

Dans un premier mode de réalisation, la largeur du couloir de sécurité est augmentée d’une seule largeur d’échappement définie latéralement d’un seul côté par rapport à un axe longitudinal du couloir de sécurité, représentant la trajectoire de vol dans le plan horizontal (ou trajectoire horizontale). Dans ce premier mode de réalisation, le couloir de sécurité est latéralement dissymétrique par rapport à la trajectoire horizontale.

En outre, dans un second mode de réalisation, la largeur du couloir de sécurité est augmentée de deux largeurs d’échappement définies de part et d’autre de l’axe longitudinal du couloir de sécurité. Dans ce second mode de réalisation, le couloir de sécurité est latéralement symétrique par rapport à la trajectoire horizontale.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, le procédé comprend une étape supplémentaire dite d’échappement consistant, lors du guidage de l’aéronef le long de la trajectoire de vol, à mettre en œuvre une manœuvre d’échappement si nécessaire. Cette manœuvre d’échappement consiste à Faire monter l’aéronef à une hauteur de sécurité, en faisant voler ledit aéronef suivant une manœuvre de montée en spirale avec un virage présentant le rayon minimal possible de virage, selon un sens de rotation dirigé vers un côté du couloir de sécurité au niveau duquel ledit couloir de sécurité est élargi d’une largeur d’échappement, c'est-à-dire vers le côté où est prévue la largeur d’échappement lorsque le couloir de sécurité comprend une seule largeur d’échappement, ou bien vers l’un ou l’autre côté lorsque le couloir de sécurité comprend deux largeurs d’échappement, à savoir une de chaque côté.

La présente invention concerne également un dispositif de guidage d’un aéronef lors d’un vol à basse hauteur.

Selon l'invention, ledit dispositif de guidage du type comportant : - une unité de construction configurée pour construire une trajectoire de vol de l’aéronef, en fonction du relief du terrain survolé et d’un couloir de sécurité, le couloir de sécurité définissant des limites de part et d’autre de la trajectoire de vol au moins dans le plan latéral et présentant au moins une largeur nominale ; et - une unité de guidage configurée pour guider l’aéronef le long de ladite trajectoire de vol, est remarquable en ce qu’il comporte, de plus, une unité de calcul configurée pour définir un couloir de sécurité, dont la largeur est augmentée, par rapport à la largeur nominale, d’au moins une largeur dite d’échappement correspondant à une largeur d’une trajectoire d’échappement par montée en spirale de l’aéronef, le couloir de sécurité ainsi défini par l’unité de calcul étant utilisé par l’unité de construction pour construire la trajectoire de vol.

En outre, dans un mode de réalisation préféré, l’unité de guidage est configurée pour mettre en œuvre une manœuvre d’échappement telle que précitée.

Par ailleurs, avantageusement, le dispositif de guidage comporte également une unité de détection d’une situation de panne d’au moins un système particulier de l’aéronef, notamment d’un système de détermination de la position de l’aéronef, une manœuvre d’échappement étant déclenchée pour être mise en œuvre par l’unité de guidage lorsque l’unité de détection détecte une telle situation de panne.

La présente invention concerne en outre un aéronef, en particulier un avion de transport notamment militaire, qui est pourvu d’un dispositif de guidage tel que celui spécifié ci-dessus.

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 dispositif de guidage qui illustre un mode de réalisation de l’invention.

Les figures 2 et 3 montrent schématiquement des exemples différents de couloir de sécurité.

Les figures 4 et 5 montrent des manœuvres d’échappement mises en œuvre pour deux couloirs de sécurité différents, correspondant respectivement à ceux des figures 2 et 3.

Le dispositif de guidage 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d’illustrer l’invention, est destiné à guider automatiquement un aéronef AC, en particulier un avion de transport militaire, lors d’un vol à basse hauteur le long d’une trajectoire de vol à basse hauteur.

Pour ce faire, ce dispositif de guidage 1 qui est embarqué sur l’aéronef AC, comporte : - une unité de construction 2 configurée pour construire une trajectoire de vol tridimensionnelle de l’aéronef AC, en fonction du relief du terrain survolé et d’un couloir de sécurité ; et - une unité de guidage 3 configurée pour guider l’aéronef AC le long de ladite trajectoire de vol.

Dans un mode de réalisation particulier, ladite unité de construction 2 Fait partie d’une unité centrale 4 correspondant, de préférence, à un système de gestion de vol de type FMS (« Flight Management System » en anglais). Cette unité centrale 4 est reliée par l’intermédiaire d’une liaison 5 à un ensemble 6 de sources d’informations usuelles et par l’intermédiaire d’une liaison 7 à une unité de calcul 8, correspondant de préférence à un calculateur de guidage de type FGC (« Flight Guidance Computer » en anglais) de l’unité de guidage 3. L’unité de calcul 8 est formée de manière à calculer des consignes de guidage, en fonction de la trajectoire de vol (notamment à basse hauteur) reçue de l’unité de construction 2 via la liaison 7 et d’une indication de position courante, reçue via une liaison 9 d’un système 10 de détermination de la position courante de l’aéronef AC. Ce système 10 de type usuel peut comporter, notamment, un calculateur de position qui élabore la position courante de l’aéronef à partir d’informations reçues de capteurs de position, et en particulier d’informations reçues de récepteurs GPS et/ou d’une ou plusieurs unités de génération de données air et inertielles. L’unité de guidage 3 comprend, en plus de l’unité de calcul 8 : - un système de pilotage automatique usuel 11 qui est apte à piloter automatiquement l’aéronef AC, en fonction d’ordres de guidage reçus de l’unité de calcul 8 via une liaison 12 ; et/ou - un directeur de vol 13 qui présente des indications de pilotage au pilote sur un écran dédié, en fonction d’ordres de guidage reçus de ladite unité de calcul 8 via une liaison 14.

La trajectoire de vol TV (figures 4 et 5) est construite, de façon usuelle, par l’unité de construction 2 en fonction du relief du terrain survolé et d’un couloir de sécurité 16A, 16B. Le couloir de sécurité 16A, 16B définit des limites (L1A et L2A pour 16A, et L1B et L2B pour 16B) de part et d’autre de la trajectoire de vol (illustrée par un axe longitudinal 18 sur les figures 2 et 3) au moins dans le plan latéral (ou horizontal) et présente au moins une largeur nominale 17.

De façon usuelle, la largeur du couloir de sécurité 16A, 16B est définie pour assurer la sécurité du vol, en considérant toutes les conditions de vol qui pourraient faire dévier l’aéronef AC de sa trajectoire de référence (trajectoire de vol TV à suivre) et faire que l’aéronef AC entre en collision avec le terrain (une sortie du couloir de sécurité 16A, 16B étant considérée comme catastrophique). Les déviations par rapport à la trajectoire de référence peuvent être causées par des pannes de divers systèmes de l’aéronef, tels que le système 10 par exemple. La largeur du couloir de sécurité est le résultat de la somme de différentes valeurs d’erreur qui correspondent aux performances des différents systèmes qui contribuent au calcul et au vol de la trajectoire. Il s’agit entre autres des différentes causes aptes à générer des déviations latérales par rapport à la trajectoire de référence. A titre d’exemple, comme représenté sur les figures 2 et 3, la largeur nominale 17 peut correspondre, de façon usuelle, à la somme des valeurs d’erreur suivantes : - une valeur d’erreur E1 qui est relative au guidage, qui est déterminée en mesurant la déviation maximale en considérant toutes les conditions de vol, ainsi que les pannes affectant une fonction de guidage du dispositif de guidage 1, et qui est prévue de part et d’autre de l’axe longitudinal 18 ; et - une valeur d’erreur E2 qui est relative à la détermination (par le système 10) de la position de l’aéronef AC, utilisée pour mettre en œuvre la fonction de guidage, et qui est également prévue de part et d’autre de l’axe longitudinal 18.

Selon l’invention, ledit dispositif de guidage 1 comprend, de plus, une unité de calcul 15 configurée pour définir un couloir de sécurité 16A, 16B, dont la largeur 19A, 19B est augmentée, par rapport à la largeur nominale 17 précitée, et ceci d’au moins une largeur dite largeur d’échappement EC. Cette largeur d’échappement EC correspond à une largeur d’une trajectoire d’échappement par montée en spirale de l’aéronef AC, comme précisé ci-dessous. Le couloir de sécurité 16A, 16B ainsi défini par l’unité de calcul 15 est transmis à l’unité de construction 2 par l’intermédiaire d’une liaison 28 et est utilisé par cette unité de construction 2 pour construire la trajectoire de vol TV.

Ainsi, grâce à l’invention, la largeur 19A, 19B du couloir de sécurité 16A, 16B est augmentée de sorte qu’une manœuvre d’échappement particulière (montée en spirale) peut être réalisée (latéralement) à l’intérieur de ce couloir de sécurité 16A, 16B, cette manœuvre d’échappement restant sécurisée jusqu’à une altitude de sécurité.

En particulier, grâce à l’invention, ledit dispositif de guidage 1 ne nécessitera l’utilisation que deux capteurs de position indépendants pour la mise en œuvre d’une opération LLF en vol de type IMC, au lieu de trois capteurs de position actuellement.

Ladite largeur d’échappement EC correspond au moins au double d’un rayon minimal possible de virage de l’aéronef AC, qui dépend des capacités de l’aéronef AC et est prédéterminé.

De plus, dans un mode de réalisation préféré, la largeur d’échappement EC est définie de manière à également prendre en compte l’effet d’un vent latéral (c'est-à-dire l’effet d’un vent ayant au moins une composante latérale par rapport la trajectoire de vol) sur la trajectoire de vol de l’aéronef AC, à savoir un possible décalage latéral de la spirale de montée (précisée ci-dessous), dû au vent.

Dans un premier mode de réalisation représenté sur la figure 2, la largeur 19A du couloir de sécurité 16A est augmentée d’une seule largeur d’échappement EC définie latéralement d’un seul côté 20 par rapport à l’axe longitudinal 18 du couloir de sécurité 16A, à savoir du côté gauche dans le sens de vol F de l’aéronef AC. Dans ce premier mode de réalisation, le couloir de sécurité 16A est latéralement dissymétrique par rapport à l’axe longitudinal 18 représentant la trajectoire horizontale TV (comme montré sur la figure 4 qui illustre une manœuvre d’échappement avec un tel couloir de sécurité 16A), mais il présente une largeur réduite.

Ainsi, de façon à ne pas trop augmenter la largeur 19A de ce couloir de sécurité 16A, la manœuvre d’échappement sera toujours réalisée du même côté 20 de la trajectoire de vol TV, comme représenté sur la figure 4.

En outre, dans un second mode de réalisation représenté sur la figure 3, la largeur 19B du couloir de sécurité 16B est augmentée de deux largeurs d’échappement EC qui sont définies de part et d’autre de l’axe longitudinal 18 (c'est-à-dire des deux côtés 25A et 25B). Dans ce second mode de réalisation, le couloir de sécurité 16B est latéralement symétrique par rapport à la trajectoire horizontale TV (axe longitudinal 18), comme représenté également sur la figure 5 qui illustre une manœuvre d’échappement avec un tel couloir de sécurité 16B.

Ainsi, s’il n’y a pas de côté dédié pour réaliser la manœuvre d’échappement (en spirale montante, comme précisé ci-dessous), la largeur EC de la spirale (diamètre du virage) doit être comptée deux fois pour obtenir la largeur 19B du couloir de sécurité 16B de chaque côté de la trajectoire horizontale. La largeur 19B du couloir de sécurité 16B est plus grande (de la valeur EC) que celle 19A du couloir de sécurité 16A, et la trajectoire de vol TV résultant sera en principe plus élevée par rapport au terrain.

Par ailleurs, le dispositif de guidage 1 comprend également une unité 21 de détection d’une situation de panne d’un système, par exemple du système 10, de l’aéronef AC. L’unité 21 est présentée de façon générale et peut mettre en œuvre la détection de différents types de panne affectant le déroulement du vol. En particulier, il peut s’agir d’un système en panne, qui envoie directement une information de panne le concernant.

Une manœuvre d’échappement est mise en œuvre par l’unité de guidage 3 lorsque l’unité de détection 21 détecte une situation de panne. En effet, lorsqu’une panne d’un des systèmes nécessaires au bon déroulement d’une opération LLF est détectée par l’unité de détection 21, comme illustré par un symbole 26 sur les figures 4 et 5, l’équipage est averti par une unité d’alerte 22 (de type sonore et/ou visuel) installée dans le poste de pilotage de l’aéronef AC et reliée par l’intermédiaire d’une liaison 23 à l’unité de détection 21. Dans ce cas, l’équipage déclenche une manœuvre d’échappement (« escape » en anglais), car la poursuite du vol dans ces conditions dégradées n’est plus sécurisée. La manœuvre d’échappement peut également être déclenchée automatiquement, par exemple via une liaison 24 qui est liée à l’unité centrale 8 (ou à un système 11,13 destiné au pilotage). Cette manœuvre d’échappement consiste à faire monter l’aéronef AC jusqu’à une altitude de sécurité usuelle à laquelle l’aéronef AC ne risque plus d’entrer en collision avec le terrain TR1, TR2 survolé.

La manœuvre d’échappement à réaliser (soit automatiquement à l’aide du système de pilotage automatique 11, soit en pilotage manuel en suivant des ordres calculés et fournis par le directeur de vol 13) consiste toujours à faire monter l’aéronef AC à un taux de montée maximal (comme de façon usuelle), mais ceci en exécutant une manœuvre latérale 27A (figure 4), 27B et 27C (figure 5) qui permet à l’aéronef AC de rester dans les limites (L1A, L2A ; L1B, L2B) du couloir de sécurité 16A, 16B sans utiliser la position de l’aéronef AC (qui peut ne pas être disponible ou être erronée). Plus particulièrement, en réalisant des virages concentriques complets, la manœuvre 27A, 27B, 27C résultante est une manœuvre de montée suivant une spirale à rayon de virage (minimal) constant. L’unité de guidage 3 est donc configurée pour mettre en œuvre une manœuvre d’échappement consistant à faire monter l’aéronef AC à une hauteur de sécurité, en faisant voler ledit aéronef AC suivant une manœuvre 27A, 27B, 27C de montée en spirale avec un virage présentant un rayon minimal possible de virage de l’aéronef AC. Le virage est initié selon un sens de rotation F1, F2 correspondant à un côté du couloir de sécurité 16A, 16B au niveau duquel ledit couloir de sécurité 16A, 16B présente une largeur d’échappement, c’est-à-dire vers la gauche pour l’exemple de couloir de sécurité de la figure 4, et vers l’une ou l’autre direction pour l’exemple de la figure 5.

Sur ces figures 4 et 5, l’aéronef AC ne se trouve pas exactement sur la trajectoire de vol TV au moment du déclenchement de la manœuvre d’échappement, mais il est toujours situé dans le couloir de sécurité 16A, 16B correspondant. De plus, sur ces figures 4 et 5, la manœuvre 27B, 27C en spirale présente une forme plus allongée transversalement à la trajectoire de vol TV, pour tenir compte d’un vent latéral. Plus précisément, la trace au sol de la trajectoire est de forme elliptique avec un décalage latéral dû au vent latéral entre chaque tour complet. La forme elliptique, ainsi que le décalage latéral, sont pris en compte dans le calcul de la largeur du couloir de sécurité.

Claims (8)

1. REVENDICATIONS

   1. Procédé de guidage d'un aéronef lors d'un vol à basse hauteur, ledit dé comprenant des étapes consistant : ionstruire une trajectoire de vol (TV) en fonction du relief du terrain survolé TR2) et d'un couloir de sécurité, le couloir de sécurité définissant des s de part et d'autre de la trajectoire de vol (TV) au moins dans le plan I et présentant au moins une largeur nominale (17) ; et uider l'aéronef (AC) le long de ladite trajectoire de vol (TV), térisé en ce qu'il comprend : étape supplémentaire, antérieure à l'étape a) et consistant à définir un ir de sécurité (16A, 16B), dont la largeur (19A, 19B) est augmentée, par rt à la largeur nominale (17), d'au moins une largeur dite d'échappement correspondant à une largeur d'une trajectoire d'échappement par montée en 3 de l'aéronef (AC), le couloir de sécurité (16A, 16B) ainsi défini étant à l'étape a) pour construire la trajectoire de vol ; et étape supplémentaire dite d'échappement consistant, lors du guidage de nef (AC), à faire monter l'aéronef (AC) à une hauteur de sécurité, en faisant ledit aéronef (AC) suivant une manœuvre (27A, 27B, 27C) de montée en 3 avec un virage présentant le rayon minimal possible de virage, selon un de rotation (F1, F2) dirigé vers un côté (20, 25A, 25B) du couloir de ité (16A, 16B) au niveau duquel ledit couloir de sécurité (16A, 16B) est d'une largeur d'échappement (EC).
2. 2. Procédé selon la revendication 1, térisé en ce que la largeur (19A) du couloir de sécurité (16A) est entée d'une seule largeur d'échappement (EC) définie latéralement d'un ôté (20) par rapport à un axe longitudinal (18) du couloir de sécurité (16A).
3. 3. Procédé selon la revendication 1, térisé en ce que la largeur (19B) du couloir de sécurité (16B) est augmentée eux largeurs d'échappement (EC) définies de part et d'autre d'un axe tudinal (18) du couloir de sécurité (16B).
4. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, térisé en ce que ladite largeur d'échappement (EC) correspond au moins au le d'un rayon minimal possible de virage de l'aéronef (AC).
5. 5. Procédé selon la revendication 4, térisé en ce que ladite largeur d'échappement (EC) prend également en te l'effet d'un vent latéral sur le vol de l'aéronef (AC).
6. 6. Dispositif de guidage d'un aéronef lors d'un vol à basse hauteur, ledit sitif (1 ) comportant : unité de construction (2) configurée pour construire une trajectoire de vol de l'aéronef (AC), en fonction du relief du terrain survolé (TR1, TR2) et d'un ir de sécurité, le couloir de sécurité définissant des limites de part et d'autre trajectoire de vol (TV) au moins dans le plan latéral et présentant au moins 3rgeur nominale (17) ; et unité de guidage (3) configurée pour guider l'aéronef (AC) le long de ladite toire de vol (TV), térisé en ce qu'il comporte, de plus, une unité de calcul (15) configurée définir un couloir de sécurité (16A, 16B), dont la largeur (19A, 19B) est entée, par rapport à la largeur nominale (17), d'au moins une largeur dite appement (EC) correspondant à une largeur d'une trajectoire appement par montée en spirale de l'aéronef (AC), le couloir de sécurité 16B) ainsi défini par l'unité de calcul (15) étant utilisé par l'unité de ruction (2) pour construire la trajectoire de vol (TV), et en ce que l'unité de ge (3) est configurée pour mettre en œuvre une manœuvre d'échappement 27B, 27C) consistant à faire monter l'aéronef (AC) à une hauteur de lté, en faisant voler ledit aéronef (AC) suivant une manœuvre de montée en 3 avec un virage présentant un rayon minimal possible de virage de nef (AC), selon un sens de rotation (F1, F2) dirigé vers un côté (20, 25A, du couloir de sécurité (16A, 16B) au niveau duquel ledit couloir de sécurité 16B) présente une largeur d'échappement (EC).
7. 7. Dispositif selon la revendication 6, ïtérisé en ce qu'il comporte une unité de détection (21) d'une situation de e d'au moins un système (10) de l'aéronef (AC), une manœuvre jappement étant déclenchée pour être mise en œuvre par l'unité de guidage •rsque l'unité de détection (21) détecte une telle situation de panne.
8. 8. Aéronef, rtérisé en ce qu'il comprend un dispositif de guidage (1) selon l'une des idications 6 et 7.