FR3016706A1 - Procede et dispositif pour optimiser l'atterrissage d'un aeronef sur une piste. - Google Patents

Abstract

- Le dispositif (1) comporte une unité de guidage (4) et une unité de calcul (3), l'unité de calcul (3) comprenant des éléments (10, 11, 14) pour saturer, si nécessaire, une pente usuelle optimisée pour l'atterrissage, suite à une comparaison avec une pente calculée sur la base d'un critère de performance relatif à une capacité de décélération de l'aéronef.

Description

La présente invention concerne un procédé d'optimisation de l'atterrissage d'un aéronef sur une piste, ainsi qu'un dispositif d'optimisation correspondant. La présente invention s'applique à un procédé de calcul d'une pente finale optimale pour l'atterrissage d'un aéronef, de type « A-IGS » (« Adaptive Increased Glide Slope » en anglais, soit en français à pente d'approche finale adaptée et augmentée). Par les documents US-2012/0232725 et FR-2 972 541, on connaît un procédé et un dispositif pour optimiser l'atterrissage d'un aéronef sur une piste, ledit atterrissage comprenant une phase d'approche, définie par un axe d'approche à suivre auquel est associée une pente sol prédéfinie, et une phase d'arrondi. Ce procédé usuel est tel que : - dans une étape préliminaire : - on définit, à partir de performances et de caractéristiques propres audit aéronef, une vitesse verticale cible par rapport au sol à appli- quer audit aéronef à l'initiation de la phase d'arrondi ; et - on détermine, en fonction de ladite vitesse verticale cible et d'au moins un paramètre extérieur, une pente sol optimisée, associée à l'axe d'approche, qui est supérieure ou égale à la pente sol prédéfi- nie, et - dès l'interception, par l'aéronef, de l'axe d'approche, on guide ledit aéronef pour qu'il suive la pente sol optimisée déterminée, associée audit axe d'approche, et qu'il atteigne la vitesse verticale cible préalablement définie à l'initiation de la phase d'arrondi.

Ainsi, par ce procédé connu, la pente sol de l'axe d'approche est opti- misée (par rapport à la pente sol publiée dans la procédure standard) à partir d'une vitesse verticale cible prédéfinie à l'aide de caractéristiques propres à l'aéronef. En fixant la vitesse verticale sol de l'aéronef à l'initiation de l'arrondi (à environ 50 pieds) à une valeur cible nominale préalablement définie, ce procédé usuel permet de sécuriser la phase d'approche finale en proposant un arrondi plus constant, répétitif et aisé, tout en augmentant la pente en profi- tant des conditions de l'approche considérée pour améliorer les aspects environnementaux, sans imposer de contraintes opérationnelles. La gestion de l'énergie en approche dépend fortement de facteurs propres ou externes à l'aéronef influant sur les capacités de décélération de l'aéronef. En particulier, la masse de l'aéronef ainsi que les conditions météo- rologiques sont des facteurs qui influent sur la capacité de décélération. Une attention particulière de la part des équipages est requise en ce qui concerne la surveillance des paramètres de vol et si nécessaire l'application d'actions correctrices comme l'anticipation de la sortie des volets hypersustentateurs, du train et/ou de l'utilisation des aérofreins. Cependant, la gestion de la décélération peut être rendue plus difficile lorsque les pentes sont relevées, par exemple pour des considérations d'évitement d'obstacles. De même, l'augmentation de pente proposée par le calcul de la pente optimisée, de type A-IGS, qui est basé uniquement sur la vitesse finale d'approche et la vitesse verticale cible, peut, dans certains cas, amener à voler des approches trop pentues qui augmenteraient le risque d'approche non stabilisée. La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un procédé pour optimiser l'atterrissage d'un aéronef sur une piste, permettant de s'assurer de plus qu'une pente proposée est effectivement volable par l'aéronef. A cette fin, selon l'invention, ledit procédé pour optimiser l'atterrissage d'un aéronef sur une piste, ledit atterrissage comprenant une phase d'approche définie par un axe d'approche à suivre et une phase d'arrondi, ledit procédé consistant : N dans une première étape : - à définir, à partir de performances et de caractéristiques propres audit aéronef, une vitesse verticale cible par rapport au sol à appliquer audit aéronef à l'initiation de la phase d'arrondi ; et - à déterminer, en fonction de ladite vitesse verticale cible, une pente optimisée, associée à l'axe d'approche ; et B/ dans une seconde étape, dès l'interception par l'aéronef de l'axe d'approche, à guider ledit aéronef pour qu'il suive une pente déterminée dans la première étape, associée audit axe d'approche, et qu'il atteigne la vitesse verticale cible préalablement définie à l'initiation de la phase d'arrondi, est remarquable en ce qu'il comprend, de plus dans la première étape, des sous-étapes consistant : a) à déterminer une pente limite dépendant d'un critère de performance relatif à une capacité de décélération de l'aéronef, ladite pente limite étant volable par l'aéronef ; b) à comparer la pente optimisée à ladite pente limite ; et c) à sélectionner la pente la plus faible entre la pente optimisée et la pente limite, l'aéronef étant guidé à l'étape B/ pour qu'il suive la pente ainsi sélec- tionnée dite pente finale. Ainsi, grâce à l'invention, on prévoit de saturer, si nécessaire, la pente usuelle optimisée, de préférence de type A-IGS, suite à une comparaison avec une pente maximale (dite pente limite) qui est calculée sur la base d'un critère de performance relatif à une capacité de décélération de l'aéronef. En effet, si la pente optimisée est supérieure à la pente limite (et uniquement dans ce cas), l'aéronef est guidé selon cette dernière qui est (par définition) volable, c'est-à-dire qui est définie de manière à pouvoir être suivie par l'aéronef en fonction notamment de ses capacités, et en particulier de ses capacités de décélération. Ceci permet d'assurer que l'aéronef est apte à voler suivant la pente fournie, avec ses capacités de décélération. Dans le cadre de la présente invention, on considère les pentes avec la convention suivante : - une pente plus forte (ou plus élevée) signifie une pente plus négative, ou encore, plus pentue ; - à l'inverse une pente plus faible est une pente moins négative, ou encore, moins pentue ; et - lorsque le type n'est pas précisé, le terme pente représente une pente géométrique. Dans un mode de réalisation préféré, la sous-étape a) consiste : - à déterminer une première pente auxiliaire à partir d'un premier critère de performance ; - à déterminer une seconde pente auxiliaire à partir d'un second critère de performance ; et - à déterminer, comme pente limite, la pente la plus faible entre lesdites première et seconde pentes auxiliaires.

Dans ce mode de réalisation préféré, la première pente auxiliaire est calculée, à partir d'un modèle de performance, de manière à garantir une accélération nulle avec les trains d'atterrissage rentrés de l'aéronef et dans une configuration aérodynamique intermédiaire à sa configuration d'atterrissage, lors de l'interception de l'axe d'approche.

De plus, avantageusement, le calcul de la seconde pente auxiliaire comprend les opérations suivantes, consistant : - à calculer une pente pour une accélération nulle ; - à calculer un écart de pente satisfaisant un objectif de décélération ; et - à soustraire l'écart de pente à la pente calculée pour une accélération nulle de manière à obtenir ladite seconde pente auxiliaire. En outre de façon avantageuse : - la sous-étape a) comprend une opération supplémentaire consistant à uniquement déterminer une seconde pente auxiliaire en cas d'une approche stabilisée ; et - la sous-étape a) comprend une opération supplémentaire consistant à utili- ser pour le calcul de la première pente auxiliaire relative au premier critère de performance, une valeur de vitesse imposée par un contrôleur aérien lors de l'interception de l'axe d'approche. Par ailleurs, le procédé d'optimisation peut présenter les caractéristi- ques suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - la sous-étape a) consiste à réaliser un calcul d'équilibre basé sur des équations de la mécanique du vol de l'aéronef en considérant un régime moteur ralenti de l'aéronef et une vitesse cible, de manière à calculer, comme pente limite, à l'aide d'un modèle de performance de l'aéronef ainsi que de condi- tions extérieures identifiées pendant le vol, la pente permettant de tenir la vi- tesse cible. De préférence, les conditions extérieures comprennent au moins l'un des paramètres suivants : la température, le vent, l'altitude ; - la pente finale est comprise dans un domaine de valeurs comprenant au moins une valeur extrême inférieure, et éventuellement, une valeur extrême supérieure ; - la sous-étape a) comprend une opération supplémentaire consistant à multiplier par un coefficient une valeur de vent mesurée, avant de l'utiliser pour un calcul de pente, ladite valeur de vent étant multipliée par un premier coefficient inférieur à 1 si le vent considéré est un vent de face par rapport à l'aéronef et par un second coefficient supérieur à 1 si le vent considéré est un vent arrière par rapport à l'aéronef ; - la sous-étape a) comprend une opération supplémentaire consistant à utiliser comme vent, pour un calcul de pente : - si le seul vent disponible est un vent mesuré pour une altitude donnée, ce seul vent disponible ; et - si un vent déterminé sur la pente finale d'approche est disponible, ce dernier vent disponible ; et - la sous-étape a) comprend une opération supplémentaire consistant à utiliser comme altitude de capture de l'axe d'approche pour un calcul de pente, une altitude définie par un contrôleur aérien. La présente invention concerne également un dispositif pour optimiser l'atterrissage d'un aéronef sur une piste, ledit atterrissage comprenant une phase d'approche, définie par un axe d'approche à suivre auquel est associée une pente prédéfinie, et une phase d'arrondi.

Selon l'invention, ledit dispositif du type comprenant : - une unité de calcul configurée pour déterminer, en fonction d'une vitesse verticale cible préalablement définie à partir de performance et de caractéristiques propres audit aéronef, au moins une pente optimisée associée à l'axe d'approche à suivre ; et - une unité de guidage configurée pour guider l'aéronef dès l'interception par ce dernier de l'axe d'approche, afin qu'il suive une pente associée audit axe d'approche et déterminée par l'unité de calcul, et qu'il atteigne la vitesse verticale cible préalablement définie à l'initiation de la phase d'arrondi, est remarquable en ce que ladite unité de calcul comprend : - un élément de calcul configuré pour déterminer une pente limite dépendant d'un critère de performance relatif à une capacité de décélération de l'aéronef, ladite pente limite étant volable par l'aéronef ; - un élément de comparaison configuré pour comparer la pente optimisée à ladite pente limite ; et - un élément de sélection configuré pour sélectionner la pente la plus faible entre la pente optimisée et la pente limite, l'aéronef étant guidé par l'unité de guidage pour qu'il suive la pente ainsi sélectionnée. En outre, avantageusement, l'élément de calcul comporte : - un premier élément configuré pour déterminer une première pente auxiliaire à partir d'un premier critère de performance ; - un deuxième élément configuré pour déterminer une seconde pente auxiliaire à partir d'un second critère de performance ; et - un troisième élément configuré pour déterminer, comme pente limite, la pente la plus faible entre lesdites première et seconde pentes auxiliaires.

Par ailleurs, la présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, qui comporte un dispositif 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 dési- gnent des éléments semblables.

La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif d'optimisation illustrant l'invention. La figure 2 représente un schéma illustrant un atterrissage d'un aéronef équipé d'un dispositif d'optimisation de l'atterrissage.

Le dispositif 1 illustrant l'invention et représenté dans un mode de réali- sation particulier sur la figure 1, a pour but d'optimiser l'atterrissage d'un aéronef AC sur une piste (d'atterrissage) 2 d'un aéroport, par le calcul et le suivi d'une pente d'approche finale adaptée et augmentée. De façon usuelle, l'atterrissage sur la piste (d'atterrissage) 2 com- prend une phase d'approche, définie par un axe d'approche A à suivre par l'aéronef A, et une phase d'arrondi R, comme représenté sur la figure 2. Il existe deux types d'approche en vue d'un atterrissage, à savoir des approches stabilisées et des approches décélérées. Plus précisément : A) les approches stabilisées imposent que l'aéronef AC soit stabilisé dans sa configuration finale d'atterrissage au point d'interception de la pente finale d'approche, à savoir avec le train d'atterrissage sorti, les systèmes hypersustentateurs (becs et volets) dans la configuration d'atterrissage et à une vitesse d'approche finale. Ces paramètres sont maintenus constants jusqu'au seuil de la piste 2 ; et B) les approches décélérées imposent que l'aéronef AC soit stabilisé dans sa configuration finale d'atterrissage au plus tard à une hauteur donnée au-dessus d'un point de référence de la piste 2 considérée, généralement entre 1000 pieds et 500 pieds selon les conditions météorologiques imposant le vol aux instruments ou permettant le vol à vue. Lors d'une approche décélérée usuelle, l'aéronef AC débute sa décélération avant le point d'interception de la pente finale d'approche (généralement à une altitude située entre 3000 à 5000 pieds au-dessus de la piste 2) et intercepte la pente finale d'approche dans une configuration aérodynamique intermédiaire. La décélération vers la vitesse finale d'approche, l'extension finale des systèmes hypersustentateurs et du train d'atterrissage sont donc menés sur la pente finale d'approche. Ces paramètres sont ensuite maintenus constants depuis la hauteur minimale de 1000 pieds ou 500 pieds jusqu'au seuil de piste 2. Le choix de réaliser une approche stabilisée ou une approche décélérée dépend généralement de contraintes locales (types d'approches pu- bliées), de contraintes du contrôle aérien (vitesse imposée), des capacités de l'aéronef AC et d'une politique de la compagnie aérienne. Dans la situation représentée schématiquement sur la figure 2, l'aéronef AC, en particulier un avion de transport, est en phase d'approche en vue d'atterrir sur la piste 2 située à une altitude Zp. Après un vol sur un palier d'approche d'altitude Za ou après une approche intermédiaire en descente continue, l'aéronef AC intercepte un axe d'approche finale A, présentant une pente optimisée yp'f déterminée de la façon décrite par la suite, à un point Pa (qui correspond à l'intersection du palier Za, ou du segment de l'approche en descente continue, et de l'axe d'approche A) et descend le long dudit axe A en direction de la piste 2 pour décélérer jusqu'à une vitesse d'approche sta- bilisée à une altitude de stabilisation Zs à environ 1000 pieds (point Ps) pour ensuite atteindre une vitesse verticale cible Vzo par rapport au sol constante à un point Po. Ce dernier point marque le début de l'arrondi R qui suit la phase d'approche.

Pour ce faire, le dispositif 1 comprend : - une unité de calcul 3 configurée pour déterminer, en fonction d'au moins un paramètre extérieur et de la vitesse verticale cible Vzo préalablement définie à partir de performances et de caractéristiques propres audit aéronef AC, au moins une pente optimisée yo associée à l'axe d'approche A à suivre ; et - une unité de guidage 4 configurée pour guider l'aéronef AC dès l'interception (point Pa) par ce dernier de l'axe d'approche A, afin qu'il suive une pente associée audit axe d'approche A et déterminée par l'unité de calcul 3, comme précisé ci-dessous, et qu'il atteigne la vitesse verticale cible préalablement définie Vzo à l'initiation de la phase d'arrondi.

Dans un mode de réalisation particulier, le ou les paramètres extérieurs utilisés par l'unité de calcul 3 pour déterminer la pente optimisée yo appar- tiennent au groupe suivant : - la vitesse conventionnelle (CAS) de l'aéronef AC par rapport à l'air ; - la température extérieure à une hauteur standard ; - la vitesse horizontale du vent ; - l'inclinaison éventuelle de la piste 2 par rapport à l'horizontale ; et - l'altitude pression de la piste 2. De façon usuelle, l'unité de calcul 3 comporte, comme représenté sur la figure 1 : - un élément de calcul 5 pour calculer la densité de l'air à une hauteur standard ho (point Po). Il reçoit pour ce faire la température extérieure et l'altitude pression de la piste 2. L'élément de calcul 5 est apte à délivrer, en sortie, la densité de l'air à la hauteur ho ; - un élément de calcul 6 pour calculer la vitesse vraie TAS de l'aéronef AC. Pour ce faire, il reçoit la densité de l'air déterminée par l'élément de calcul 5 (via une liaison 7) et la vitesse corrigée CAS. L'élément de calcul 6 est apte à délivrer, en sortie, la vitesse vraie TAS ; et - un élément de calcul 8 pour calculer la pente optimisée yo . Il reçoit la vitesse vraie TAS déterminée par l'élément de calcul 6 (via une liaison 9), la vitesse verticale cible Vzo, la vitesse horizontale du vent, ainsi que l'inclinaison de la piste 2. Il est apte à délivrer, en sortie, la pente optimisée yo . Par ailleurs, selon l'invention, ladite unité de calcul 3 comprend, de plus, comme représenté sur la figure 1 : - un élément de calcul 10 configuré pour déterminer, comme précisé ci- dessous, une pente limite yi dépendant d'un critère de performance relatif à une capacité de décélération de l'aéronef AC, la pente limite yi étant volable par l'aéronef AC ; - un élément de comparaison 11 relié par l'intermédiaire de liaisons 12 et 13, respectivement, aux éléments de calcul 8 et 10 et configuré pour comparer la pente optimisée yo (reçue de l'élément de calcul 8) à ladite pente limite yi (reçue de l'élément de calcul 10) ; et - un élément de sélection 14 relié par l'intermédiaire d'une liaison 15 audit élément de comparaison 11 et configuré pour sélectionner la pente la plus faible entre la pente optimisée yo et la pente limite yl, l'aéronef AC étant gui- dé par l'unité de guidage 4 pour qu'il suive la pente ainsi sélectionnée (indiquée yp'f ). Pour ce faire, l'unité de guidage 4 comporte les moyens usuels suivants (non représentés sur les figures) : - un moyen de calcul auxiliaire qui est destiné à déterminer de façon usuelle des consignes de pilotage, à partir d'informations reçues de l'unité de calcul 3 (et notamment de l'élément de sélection 14) par l'intermédiaire de la liaison 16, en particulier la pente sélectionnée par l'élément de sélection 14 ; - au moins un moyen d'aide au pilotage, par exemple un dispositif de pilotage automatique et/ou un directeur de vol, qui détermine à partir des consignes de pilotage reçues dudit moyen de calcul auxiliaire des ordres de pilotage de l'aéronef AC ; et - des moyens d'actionnement d'organes commandés, tels que par exemple des gouvernes (de direction, de profondeur, ...) de l'aéronef AC, auxquels on applique les ordres de pilotage ainsi déterminés. Dans le cadre de la présente invention, on considère les pentes (de descente) avec la convention suivante : - une pente plus forte (ou plus élevée) signifie une pente plus négative, ou encore, plus pentue ; - à l'inverse une pente plus faible est une pente moins négative, ou encore, moins pentue ; et - lorsque le type n'est pas précisé, le terme pente représente une pente géométrique. Ainsi, grâce à l'invention, on prévoit de saturer, si nécessaire, la pente usuelle optimisée yo, de préférence de type A-IGS, suite à une comparaison avec une pente limite yi (maximale) calculée sur la base d'un critère de per- formance relatif à une capacité de décélération de l'aéronef. En effet, si la pente optimisée yo est supérieure à la pente limite yi (et uniquement dans ce cas), l'aéronef AC est guidé selon cette dernière. Par définition, cette pente limite yi est volable, c'est-à-dire qu'elle est définie de manière à pouvoir être suivie par l'aéronef AC en fonction notamment de ses capacités, et en particulier de ses capacités de décélération dépendant de la masse de l'aéronef AC ainsi que des conditions météorologiques. Ceci permet d'assurer que l'aéronef AC est apte à voler suivant la pente fournie par l'unité de calcul 3 avec ses capacités de décélération. L'unité de calcul 3 peut faire partie intégrante d'un système de gestion de vol, de type FMS (« Flight Management System » en anglais), de l'aéronef AC ou d'un autre système embarqué en lien avec le système de gestion de vol. En variante, elle peut être externe à l'aéronef AC et se présenter sous la forme d'un ordinateur portable ou même être intégrée dans une station au sol apte à communiquer à l'aéronef AC la pente. L'unité de calcul 3 réalise un calcul d'équilibre basé sur des équations de la mécanique du vol de l'aéronef AC en considérant un régime moteur ralenti de l'aéronef AC et une vitesse conventionnelle cible, de manière à calcu- ler, comme pente limite, à l'aide d'un modèle de performance usuel de l'aéronef AC ainsi que de conditions extérieures identifiées pendant le vol, la pente permettant de tenir la vitesse conventionnelle cible. De préférence, les conditions extérieures comprennent au moins l'une des conditions suivantes : la température, le vent, l'altitude.

Dans un mode de réalisation préféré, l'élément de calcul 10 de l'unité de calcul 3 comprend, comme représenté sur la figure 1 : - un moyen de calcul 18 configuré pour déterminer une première pente auxiliaire yci à partir d'un premier critère de performance Cl ; - un moyen de calcul 19 configuré pour déterminer une seconde pente auxi- liaire yc,2 à partir d'un second critère de performance C2 ; et - un moyen de comparaison 20 qui est relié par l'intermédiaire de liaisons 21 et 22, respectivement, aux moyens de calcul 18 et 19 et qui est configuré pour déterminer, comme pente limite y1, la pente la plus faible entre ladite pre- mière pente auxiliaire yci et ladite seconde pente auxiliaire yc2.

La plus faible des pentes entre yci et yc,2 est donc ensuite comparée par l'élément de comparaison 11 à la pente optimisée yo . Une saturation est appliquée si la pente maximale limitée en décélération est plus faible que la pente optimisée yo . On obtient ainsi une pente Yperf qui est telle que : Yperf = min(y0, min (Yci Yc2 )) La saturation de la pente optimisée yo réalisée selon l'invention per- met de contenir l'accélération. Chacun des deux critères de performance Cl et C2 est représentatif de l'état de l'aéronef AC et des conditions extérieures en fonction de la position de l'aéronef AC sur la pente finale d'approche (axe d'approche A). Selon le critère Cl ou C2 considéré, une correction est appliquée pour prendre en compte un objectif de décélération. Dans le mode de réalisation préféré précité, le moyen de calcul 18 est configuré pour calculer la première pente auxiliaire yci , à partir d'un modèle de performance, de manière à garantir une accélération nulle avec les trains d'atterrissage rentrés de l'aéronef AC et dans une configuration aérodynami- que intermédiaire, lors de l'interception de l'axe d'approche A. Concernant le critère C1, pour des raisons opérationnelles, la pente finale d'approche ne doit à aucun moment mener à une accélération de l'aéronef AC nécessitant des actions correctrices de l'équipage. Au début de la pente finale d'approche, l'altitude étant encore relativement importante (en- tre 3000 pieds et 5000 pieds), une accélération nulle est suffisante. C'est la suite du séquencement des sorties des systèmes hypersustentateurs et du train d'atterrissage réalisé à la discrétion des pilotes (généralement les pilotes suivent les règles de type SOP («Standard Operating Practices » en anglais) mises en place par les constructeurs), qui déclenche la phase de décélération finale pour stabiliser l'aéronef AC dans sa configuration finale d'approche à la vitesse finale d'approche. La pente auxiliaire yci obtenue pour le critère C1, est donc calculée de façon à garantir une accélération nulle avec le train d'atterrissage rentré et en configuration intermédiaire lors de l'interception de la pente finale d'approche. En outre, le moyen de calcul 19 est configuré pour calculer la seconde pente auxiliaire yc,2 en mettant en oeuvre les opérations successives suivan- tes : - calculer une pente pour une accélération nulle ; - calculer un écart de pente satisfaisant un objectif de décélération ; et - soustraire l'écart de pente à la pente pour une accélération nulle de manière à obtenir ladite seconde pente auxiliaire yc2. Concernant le critère C2, au fur et à mesure de la progression de l'aéronef AC sur la pente finale d'approche (axe A), un objectif de décélération est nécessaire pour lui permettre d'atteindre la vitesse finale d'approche. A titre d'illustration, cet objectif peut être fixé à -0.4 noeuds par seconde. Cette valeur de décélération correspond généralement à la valeur minimale pour un pilote pour percevoir une décélération sur un indicateur de vitesse usuel de l'aéronef AC. La pente obtenue avec le calcul d'équilibre pour le critère C2, est donc corrigée pour satisfaire l'objectif de décélération. L'objectif de décélération, par exemple de -0.4 noeuds par seconde, est traduit en un écart de pente qui est soustrait à la pente obtenue à accélération nulle pour finalement obtenir la pente auxiliaire yc2.

Par ailleurs, la pente finale (utilisée par l'unité de guidage 4) doit se trouver dans un intervalle de pentes admissibles. En effet, la pente finale ne peut pas être plus faible que la pente publiée dans la procédure d'approche de l'aéroport considéré. Selon la certification ou non d'un aéronef AC à pouvoir réaliser des approches pentues (« steep approach »), la pente finale est également limitée à une valeur maximale, généralement -4,49° si l'aéronef AC n'est pas certifié. Aussi, dans un mode de réalisation préféré, la pente transmise par l'unité de calcul 3 et suivie par l'unité de guidage 4 correspond : - à la pente maximale entre la pente yp'f et la pente publiée, pour un aéronef AC certifié pour les approches pentues (« steep approach ») ; et - à la pente minimale entre la pente maximale précédente et la valeur maxi- male précitée, de préférence -4,49°, pour un aéronef AC non certifié pour les approches pentues (« steep approach »). Par ailleurs, plusieurs variantes sont envisagées pour optimiser la mise en oeuvre de l'invention et l'adapter au mieux au contexte opérationnel.

Dans un mode de réalisation particulier, l'unité de calcul 3 (et notam- ment l'élément de calcul 10) met en oeuvre une opération supplémentaire consistant à multiplier par un coefficient une valeur de vent mesurée, avant de l'utiliser pour un calcul de pente. La valeur de vent est multipliée par un premier coefficient inférieur à 1 (par exemple 0,5) si le vent considéré est un vent de face par rapport à l'aéronef AC et par un second coefficient supérieur à 1 (par exemple 1,5) si le vent considéré est un vent arrière par rapport à l'aéronef AC. En outre, dans un mode de réalisation particulier : - l'unité de calcul 3 utilise comme vent, pour un calcul de pente, si le seul vent disponible est un vent mesuré pour une altitude donnée, ce seul vent disponi- ble. Généralement, seul le vent mesuré à une hauteur d'environ 10 mètres est communiqué aux aéronefs par le contrôle aérien ; et - si le dispositif 1 comprend des moyens pour déterminer le vent en altitude sur la pente finale d'approche, cette information remplacera les valeurs consi- dérées pour les deux critères de performances Cl et C2 de la capacité de décélération. Par ailleurs, de façon usuelle, l'altitude utilisée est généralement extraite d'une base de données de navigation embarquée dans l'aéronef AC et utilisée par le système de gestion de vol. En outre, selon le contexte opéra- tionnel, le contrôle aérien peut amener les aéronefs à capturer la pente finale d'approche à différentes altitudes pour une même piste 2 considérée. Dans une telle situation, l'unité de calcul 3 prend en compte l'altitude définie par le contrôle aérien, notamment pour le calcul relatif au critère C1. Par ailleurs, plusieurs situations peuvent mener à la réalisation d'une approche stabilisée. Une valeur faible de l'altitude de capture de la pente fi- nale d'approche (cas opérationnel imposé par le contrôle aérien), ainsi que des approches publiées à fortes pentes (dès -3.5° et jusqu'à -4.49° pour les approches conventionnelles) en sont deux exemples. Dans ce cas, on prévoit que l'élément de calcul 10 ne considère pas le critère Cl et conserve uniquement le critère C2. Par ailleurs, sur les aéroports à fortes densités de trafic, il est habituel que le contrôle aérien impose le maintien de vitesses jusqu'à une distance donnée (aux alentours de 4 à 6 NM) du seuil de la piste 2 dans le but d'optimiser la capacité de trafic des approches et leur séquencement avec les départs. Aussi, le moyen de calcul 18 peut prendre en compte cette valeur de vitesse pour le critère C1. Le dispositif d'optimisation 1, tel que décrit ci-dessus, présente également l'avantage de pouvoir être mis en oeuvre : - aisément au sein de tout aéronef AC ; - sans modification structurale de l'aéronef AC ; - sans modification de la configuration aérodynamique de l'aéronef ; - sans modification des procédures opérationnelles ; - sans modification des infrastructures aéroportuaires au sol ; et - sans certification supplémentaire spécifique à ce concept.

Claims (15)

1. REVENDICATIONS1. Procédé pour optimiser l'atterrissage d'un aéronef (AC) sur une piste (2), ledit atterrissage comprenant une phase d'approche définie par un axe d'approche (A) à suivre et une phase d'arrondi (R), ledit procédé consis- tant : A/ dans une première étape : - à définir, à partir de performances et de caractéristiques propres audit aéronef (AC), une vitesse verticale cible par rapport au sol à appliquer audit aéronef (AC) à l'initiation de la phase d'arrondi (R) ; et - à déterminer, en fonction de ladite vitesse verticale cible, une pente optimisée, associée à l'axe d'approche (A) ; et B/ dans une seconde étape, dès l'interception par l'aéronef (AC) de l'axe d'approche (A), à guider ledit aéronef (AC) pour qu'il suive une pente déterminée dans la première étape, associée audit axe d'approche (A), et qu'il attei- gne la vitesse verticale cible préalablement définie à l'initiation de la phase d'arrondi (R), caractérisé en ce qu'il comprend, de plus dans la première étape, des sous-étapes consistant : a) à déterminer une pente limite dépendant d'un critère de performance relatif à une capacité de décélération de l'aéronef (AC), ladite pente limite étant vo- lable par l'aéronef (AC) ; b) à comparer la pente optimisée à ladite pente limite ; et c) à sélectionner la pente la plus faible entre la pente optimisée et la pente limite, l'aéronef (AC) étant guidée à l'étape B/ pour qu'il suive la pente (yp'f ) ainsi sélectionnée dite pente finale.
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la sous-étape a) consiste à réaliser un calcul d'équilibre basé sur des équations de la mécanique du vol de l'aéronef (AC) en considérant un régime moteur ralenti de l'aéronef (AC) et une vitesse cible, de ma- nière à calculer, comme pente limite, à l'aide d'un modèle de performance del'aéronef (AC) ainsi que de conditions extérieures identifiées pendant le vol, la pente permettant de tenir la vitesse cible.
3. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que les conditions extérieures comprennent au moins l'un des paramètres suivants : la température, le vent, l'altitude.
4. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la sous étape a) consiste : - à déterminer une première pente auxiliaire à partir d'un premier critère de performance ; - à déterminer une seconde pente auxiliaire à partir d'un second critère de performance ; et - à déterminer, comme pente limite, la pente la plus faible entre lesdites première et seconde pentes auxiliaires.
5. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que la première pente auxiliaire est calculée, à partir d'un modèle de performance, de manière à garantir une accélération nulle avec les trains d'atterrissage rentrés de l'aéronef (AC) et dans une configuration aérodynamique intermédiaire, lors de l'interception de l'axe d'approche (A).
6. 6. Procédé selon l'une des revendications 4 et 5, caractérisé en ce que le calcul de la seconde pente auxiliaire comprend les opérations suivantes, consistant : - à calculer une pente pour une accélération nulle ; - à calculer un écart de pente satisfaisant un objectif de décélération ; et - à soustraire l'écart de pente à la pente calculée pour une accélération nulle de manière à obtenir ladite seconde pente auxiliaire.
7. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que la sous-étape a) comprend une opération supplémentaire consistant à uniquement déterminer une seconde pente auxiliaire en cas d'approche stabilisée.
8. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 4 à 7,caractérisé en ce que la sous-étape a) comprend une opération supplémentaire consistant à utiliser pour le calcul de la première pente auxiliaire relative au premier critère de performance, une valeur de vitesse imposée par un contrôleur aérien lors de l'interception de l'axe d'approche.
9. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la pente finale est comprise dans un domaine de valeurs comprenant au moins une valeur extrême inférieure.
10. 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'au moins la sous-étape a) comprend une opération sup- plémentaire consistant à multiplier par un coefficient une valeur de vent mesu- rée, avant de l'utiliser pour un calcul de pente, ladite valeur de vent étant multipliée par un premier coefficient inférieur à 1 si le vent considéré est un vent de face par rapport à l'aéronef (AC) et par un second coefficient supérieur à 1 si le vent considéré est un vent arrière par rapport à l'aéronef (AC).
11. 11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la sous-étape a) comprend une opération supplémentaire consistant à utiliser comme vent, pour un calcul de pente : - si le seul vent disponible est un vent mesuré pour une altitude donnée, ce seul vent disponible ; et - si un vent déterminé sur la pente finale d'approche est disponible, ce dernier vent disponible.
12. 12. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la sous-étape a) comprend une opération supplémentaire consistant à utiliser comme altitude de capture de l'axe d'approche (A) pour un calcul de pente, une altitude définie par un contrôleur aérien.
13. 13. Dispositif pour optimiser l'atterrissage d'un aéronef (AC) sur une piste (2), ledit atterrissage comprenant une phase d'approche définie par un axe d'approche (A) à suivre et une phase d'arrondi (R), ledit dispositif (1) comprenant : - une unité de calcul (3) configurée pour déterminer, en fonction d'une vitesse verticale cible préalablement définie à partir de performance et de caractéris-tiques propres audit aéronef (AC), au moins une pente optimisée associée à l'axe d'approche (A) à suivre ; et - une unité de guidage (4) configurée pour guider l'aéronef (AC) dès l'interception par ce dernier de l'axe d'approche (A), afin qu'il suive une pente associée audit axe d'approche (A) et déterminée par l'unité de calcul (3), et qu'il atteigne la vitesse verticale cible préalablement définie à l'initiation de la phase d'arrondi (R), caractérisé en ce que ladite unité de calcul (3) comprend : - un élément de calcul (10) configuré pour déterminer une pente limite dépen- dant d'un critère de performance relatif à une capacité de décélération de l'aéronef (AC), ladite pente limite étant volable par l'aéronef (AC) ; - un élément de comparaison (11) configuré pour comparer la pente optimisée à ladite pente limite ; et - un élément de sélection (14) configuré pour sélectionner la pente la plus fai- ble entre la pente optimisée et la pente limite, l'aéronef (AC) étant guidé par l'unité de guidage (4) pour qu'il suive la pente (yp'f ) ainsi sélectionnée.
14. 14. Dispositif selon la revendication 13, caractérisé en ce que l'élément de calcul (10) comporte : - un premier élément (18) configuré pour déterminer une première pente auxi- liaire à partir d'un premier critère de performance ; - un deuxième élément (19) configuré pour déterminer une seconde pente auxiliaire à partir d'un second critère de performance ; et - un troisième élément (20) configuré pour déterminer, comme pente limite, la pente la plus faible entre lesdites première et seconde pentes auxiliaires.
15. 15. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que spécifié sous l'une des revendications 13 et 14.