WO2005069094A1 - Procede d'aide a la navigation a basse altitude d'un aeronef - Google Patents

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WO2005069094A1
WO2005069094A1 PCT/EP2004/053431 EP2004053431W WO2005069094A1 WO 2005069094 A1 WO2005069094 A1 WO 2005069094A1 EP 2004053431 W EP2004053431 W EP 2004053431W WO 2005069094 A1 WO2005069094 A1 WO 2005069094A1
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aircraft
altitude
point
performance
points
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PCT/EP2004/053431
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Guy Deker
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Thales
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    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0646—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft to follow the profile of undulating ground
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations

Definitions

  • the invention relates to navigation at low altitude of an aircraft.
  • Methods of assisting navigation at low altitude are already known for highly maneuverable aircraft such as fighter aircraft. But they are not suitable for aircraft with limited maneuverability performance such as cargo planes or airliners.
  • An important object of the invention is therefore to propose a three-dimensional (3D) navigation aid method, secure, at low altitude for an aircraft having limited performance.
  • a low-altitude flight profile is determined from the safety profile and the performance profile. This process makes it possible to quickly calculate a three-dimensional flight profile that is safe and optimized to follow the ground trajectory, in particular in an environment with significant relief; it thus makes it possible to minimize the time during which the pilot of the aircraft must pilot manually before the automatic pilot can regain control with security on the updated 3D profile.
  • the flyable profile is thus always higher than the (or equal to) security profile and therefore does not require a posteriori verification of the altitudes of the profile compared to those of the terrain.
  • the flight management computer having wind speed and direction, aircraft speed, terrain altitude, local temperature, the MaxClimbFPA and MaxDescFPA slopes are preferably weighted according to the wind speed and direction and / or aircraft speed, and / or terrain altitude and / or local temperature.
  • the invention also relates to a flight management system comprising a central unit which communicates with an input / output interface, a program memory, a working memory, a data storage memory, by means of transfer circuits. data, the input-output interface being connected to a database of the terrain to be overflown, characterized in that the program memory comprises a program for implementing the method as described.
  • FIG. 1 schematically represents an FMS flight management system
  • Figures 2a and 2b schematically represent a safety profile, seen in a section perpendicular to the ground path (Figure 2a), or in perspective ( Figure 2b)
  • Figure 3 illustrates the maximum climb slopes MaxClimbFPA and maximum descent MaxDescFPA
  • FIG. 4 schematically represents a ground trajectory, and safety, performance and flyable profiles at low altitude seen in section along the axis of the ground trajectory
  • FIGS. 5a, 5b, 5c, 5d schematically illustrate the calculation of a vertical transition around a summit or an obstacle S.
  • the aircraft comprises a flight management computer FMS (acronym of the expression Anglo-Saxon "Flight Management System”).
  • FMS computer represented in FIG. 1 conventionally comprises a central unit 101 which communicates with an input-output interface 106, a program memory 102, a working memory 103, a data storage memory 104, by means of circuits 105 for transferring data between these various elements.
  • the input-output interface is connected to various devices such as a man-machine interface 107, sensors 108, etc.
  • a performance table, specific to the aircraft, and a ground flight plan trajectory are stored in the data memory.
  • a ground flight plan trajectory is established from a list of waypoints PP that the aircraft must fly over and is composed of straight and or curved segments joining these points as illustrated in FIG. 2b.
  • the curves correspond to transitions calculated around the points PP taking into account the limitations of the aircraft.
  • This ground trajectory is sampled according to a step p: a list of waypoints P, of ground altitude alt (P) is then obtained.
  • the performance table we find the performance and limitations of the aircraft, for example the speed, slope of the aircraft, its maximum altitude, its stall speed, its consumption, its radius of turn, its roll, etc.
  • the FMS computer is linked in particular to a database 109 of the terrain to be overflown, generally represented in the form of rectangular meshes.
  • the method according to the invention is based on the determination of a low altitude flight profile by means of the FMS computer. It includes the following stages which consist in: a) Calculating from the ground trajectory, right lateral margins “mrg lat D" and left “mrg lat G” according in particular to the performance and limitations of navigation of the aircraft and the error on the estimated position or EPU (acronym of the Anglo-Saxon expression "Estimated Position Uncertainty").
  • EPU anglo-Saxon expression "Estimated Position Uncertainty”
  • the lateral margins are updated as well as the calculation which follows. These lateral margins are possibly identical.
  • MaxClimbFPA is notably determined as a function of the available power of the aircraft and possibly assuming an engine failure.
  • the altitude of a starting point S and the maximum weighted slopes define two performance segments which have a first end in S, weighted MaxClimbFPA and MaxDescFPA slopes on either side of point S and a second end at point d intersection with the relief or with another segment.
  • the segments determined for all the points S form a performance profile, which makes it possible to associate with each point P of the ground trajectory, a performance altitude, "ait perf".
  • a performance altitude As for a point on the ground trajectory, there are two performance altitudes from performance segments, one rising, the other descending, the highest altitude is used as illustrated in Figure 3, in region III.
  • the determination of this flyable profile can be optimized according to the following three criteria which are minimized depending on the context: - average height between the flyable profile and the altitude of the terrain, - lateral margins, - response time of the calculation of the flyable profile by the flight computer.
  • the last criterion is preferred.
  • Other optimizations can intervene.
  • a first solution consists in taking a larger sampling step p.
  • Another solution consists in using a sampling step p varying as a function of the slope of the terrain; the points of the ground trajectory are filtered according to the slope between these points.
  • the lower the slope the greater the step p and, conversely, the more the slope varies, as is the case in mountainous terrain, the smaller the step p.
  • the step has a lower limit p ⁇ nf and an upper limit p su •
  • p ⁇ f equal to half a mesh width of the terrain database, ie approximately 0.15 / 2 N (nautical miles) and p sup equal to about 1km.
  • 5c consists in artificially raising the flyable profile at S by a height ⁇ H to obtain S ': the expected vertical transition TV is thus also raised by ⁇ H with respect to TV.
  • the flyable profile is then modified by adjusting the segments SegClimb, SegDesc coming from S, so that the new segments SegClimb ', SegDesc' coming from S 'are tangent to the expected transition TV as illustrated in FIG. 5c: we then obtain a new flyable profile.

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Abstract

L'invention concerne un procédé d'aide à la navigation à basse altitude d'un aéronef équipé d'un calculateur apte à déterminer une trajectoire sol de plan de vol à partir des points de passage P d'altitude alt(P), et des performances de l'aéronef. Il comprend les étapes suivantes - pour chaque point P, calculer une altitude de sécurité, alt séc, pour obtenir un point Pséc, - calculer un profil de sécurité formé des segments joignant les points Pséc, - extraire des sommets S parmi les points Pséc, - déterminer le poids de l'aéronef en ces points S en fonction de la distance entre l'aéronef et S et de sa consommation sur cette distance, la consommation étant une des performances, - pour chaque point S, déterminer la pente maximale de montée MaxCIimbFPA et la pente maximale de descente MaxDescFPA, en fonction des performances et du poids, définir deux segments de performance qui présentent des pentes MaxClimbFPA et MaxDescFPA de part et d'autre du point S, - calculer un profil de performance formé des segments de performance et qui permet d'associer à chaque point P du profil de sécurité, une altitude de performance, alt perf (P) .

Description

PROCEDE D'AIDE A LA NAVIGATION A BASSE ALTITUDE D'UN AERONEF
L'invention concerne la navigation à basse altitude d'un aéronef. On connaît déjà des procédés d'aide à la navigation à basse altitude pour des avions très manoeuvrables tels que les avions de chasse. Mais ils ne sont pas adaptés à des aéronefs ayant des performances de manoeuvrabilité limitées tels que les avions cargo ou les avions de ligne. Un but important de l'invention est donc de proposer un procédé d'aide à la navigation à trois dimensions (3D), sécurisée, à basse altitude pour un aéronef présentant des performances limitées. Pour atteindre ce but, l'invention propose un procédé d'aide à la navigation à basse altitude d'un aéronef équipé d'un calculateur de gestion du vol apte à déterminer une trajectoire sol de plan de vol de l'aéronef à partir d'un enchaînement de segments droits et ou courbes joignant des points de passage au sol P ayant une altitude alt(P), la trajectoire sol tenant compte des performances et limitations de l'aéronef, principalement caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes consistant pour le calculateur de gestion du vol à : - pour chaque point P de la trajectoire sol, calculer une altitude de sécurité, ait séc, pour obtenir un point PSéc telle que ait séc (Pséc) = Max [alt(P +mrg lat D), alt(P +mrg lat G)] +mrg vert, mrg lat D et G étant respectivement des marges latérales droite et gauche prédéterminées, mrg vert étant une marge verticale prédéterminée, - calculer un profil de sécurité formé des segments de sécurité joignant les points PSéC, - extraire des points sommets S parmi les points PSéc du profil de sécurité tels que les K points situés avant S et après S ont une altitude de sécurité inférieure à celle de S, K étant un paramètre déterminé, - déterminer le poids de l'aéronef en ces points S en fonction de la distance le long du profil de sécurité entre l'aéronef et ce point S et de la consommation de l'aéronef sur cette distance, la consommation étant une des performances et limitations de l'aéronef, - pour chaque point S, déterminer la pente maximale de montée MaxClimbFPA que peut supporter l'aéronef pour atteindre S et la pente maximale de descente MaxDescFPA que peut supporter l'aéronef pour suivre la trajectoire sol au plus bas après avoir franchi S, en fonction des performances et limitations de l'aéronef et du poids, définir deux segments de performance qui présentent une première extrémité en S, des pentes MaxClimbFPA et MaxDescFPA de part et d'autre du point S et une seconde extrémité au point d'intersection avec le terrain ou avec un autre segment de performance issu d'un autre point S, - calculer un profil de performance formé des segments de performance et qui permet d'associer à chaque point P du profil de sécurité, une altitude de performance, ait perf (P) . Selon une caractéristique de l'invention, un profil volable à basse altitude est déterminé à partir du profil de sécurité et du profil de performance. Ce procédé permet de calculer rapidement un profil volable à trois dimensions sûr et optimisé pour suivre la trajectoire sol, en particulier dans un environnement à relief important ; il permet ainsi de minimiser le temps durant lequel le pilote de l'aéronef doit piloter manuellement avant que le pilote automatique ne puisse reprendre la main avec sécurité sur le profil 3D mis à jour. Selon une caractéristique de l'invention, la détermination du profil volable consiste plus précisément à calculer pour chaque point P de la trajectoire sol, une altitude de vol à basse altitude, ait vol, pour obtenir un point Pvoi telle que ait vol (Pvoi) = Max [ait séc (P), ait perf (P)], le profil volable à basse altitude étant formé des segments joignant les points PVOι . Le profil volable est ainsi toujours plus haut que le (ou égal au) profil de sécurité et ne nécessite donc pas de vérification a posteriori des altitudes du profil par rapport à celles du terrain. Le calculateur de gestion de vol disposant de la vitesse et de la direction du vent, de la vitesse de l'aéronef, de l'altitude du terrain, de la température locale, les pentes MaxClimbFPA et MaxDescFPA sont de préférence pondérées en fonction de la vitesse et de la direction du vent et/ou de la vitesse de l'aéronef, et/ou de l'altitude du terrain et/ou de la température locale. L'invention concerne également un système de gestion de vol comportant une unité centrale qui communique avec une interface d'entrée- sortie, une mémoire de programme, une mémoire de travail, une mémoire de stockage de données, au moyen de circuits de transfert de données, l'interface d'entrée-sortie étant reliée à une base de données du terrain à survoler, caractérisé en ce que la mémoire de programme comprend un programme de mise-en-oeuvre du procédé tel que décrit.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 représente schématiquement un système de gestion de vol FMS, les figures 2a et 2b représentent schématiquement un profil de sécurité, vu selon une coupe perpendiculaire à la trajectoire sol (figure 2a), ou en perspective (figure 2b), la figure 3 illustre les pentes de montée maximale MaxClimbFPA et de descente maximale MaxDescFPA, la figure 4 représente schématiquement une trajectoire sol, et des profils de sécurité, de performance et volable à basse altitude vus en coupe selon l'axe de la trajectoire sol, les figures 5a, 5b, 5c, 5d illustrent schématiquement le calcul d'une transition verticale autour d'un sommet ou d'un obstacle S. On va considérer dans la suite que l'aéronef comprend un calculateur de gestion de vol FMS (acronyme de l'expression anglo-saxonne « Flight Management System »). Ce calculateur FMS représenté figure 1 , comporte de manière classique une unité centrale 101 qui communique avec une interface d'entrée-sortie 106, une mémoire de programme 102, une mémoire de travail 103, une mémoire de stockage de données 104, au moyen de circuits 105 de transfert de données entre ces divers éléments. L'interface d'entrée-sortie est reliée à divers dispositifs tels qu'une interface homme-machine 107, des capteurs 108, .... Une table de performance, spécifique de l'aéronef, et une trajectoire sol de plan de vol sont stockées dans la mémoire de données. On rappelle qu'une trajectoire sol de plan de vol est établie à partir d'une liste de points de passage PP que l'aéronef doit survoler et est composée de segments droits et ou courbes joignant ces points comme illustré figure 2b. Les courbes correspondent à des transitions calculées autour des points PP en tenant compte des limitations de l'aéronef. Cette trajectoire sol est échantillonnée selon un pas p : on obtient alors une liste de points de passage P, d'altitude sol alt(P). Dans la table de performance, on , trouve les performances et limitations de l'aéronef, par exemple les limitations en vitesse, en pente de l'aéronef, son altitude maximale, sa vitesse de décrochage, sa consommation, son rayon de virage, son roulis, etc. Le calculateur FMS est relié notamment à une base de données 109 du terrain à survoler, généralement représenté sous forme de mailles rectangulaires. Le procédé selon l'invention est basé sur la détermination d'un profil de vol à basse altitude au moyen du calculateur FMS. Il comprend les étapes suivantes qui consistent à : a) Calculer à partir de la trajectoire sol, des marges latérales droite « mrg lat D » et gauche « mrg lat G » en fonction notamment des performances et limitations de navigation de l'aéronef et de l'erreur sur la position estimée ou EPU (acronyme de l'expression anglo-saxonne « Estimated Position Uncertainty »). Lorsque l'erreur sur la position estimée varie et lorsque cette variation est stabilisée dans le temps, les marges latérales sont mises à jour ainsi que le calcul qui suit. Ces marges latérales sont éventuellement identiques. b) Pour chaque point P de la trajectoire sol, calculer l'altitude de terrain maximale entre les deux limites définies par la trajectoire sol décalée de la marge latérale droite, et celle du même point décalé de la marge latérale gauche. A cette altitude maximale, on ajoute une marge verticale, « mrg vert » pour obtenir une altitude de sécurité, « ait séc » d'un point PSéC. On peut aussi écrire : ait séc (PSéc)= Max [alt(P +mrg lat D), alt(P +mrg lat G)] +mrg vert La marge verticale est déterminée par le pilote en tenant compte éventuellement du terrain. En associant ainsi ces altitudes de sécurité aux points P de la trajectoire sol, on obtient une liste de points PSéC joints par des segments qui forment un profil de sécurité illustré figures 2a et 2b. c) Extraire les plus hauts points S du profil de sécurité, représentés figure 4 en éliminant les points intermédiaires plus bas. Cela signifie qu'un point S est tel que les K points précédents et suivants , K >0, sont situés à une altitude inférieure. Plus précisément, un sommet S est tel que l'écart entre les pentes moyennes des segments sur les K points précédents et les K points suivants est supérieure à une pente seuil. Le paramètre K et la pente seuil dépendent du relief et/ou des performances et limitations de l'aéronef ; ils sont aussi de préférence déterminés en fonction du pas d'échantillonnage p. On a par exemple K=5, pente seuil = 5° pour p=300m. Cette extraction des sommets S a pour but de réduire le nombre de points à traiter et par conséquent le temps de réponse du calculteur de vol qui doit être le plus court possible. Le nombre de points à traiter est par exemple réduit d'un facteur 20 à 50. Lorsque des points S successifs sont trop proches c'est-à-dire espacés de moins d'une distance minimale Dmin, ils sont mis en mémoire dans une liste et seuls les deux points S de cette liste ayant la plus haute altitude sont retenus. On a par exemple Dmin égale à eux fois le rayon de virage de l'aéronef. d) Estimer alors le poids de l'aéronef en ces points S en fonction notamment de la distance curviligne le long du profil de sécurité entre l'aéronef et ce point S, de la consommation de l'aéronef sur cette distance si celle-ci était parcourue à plat, c'est-à-dire avec une pente nulle. Cette consommation dépend de l'altitude du point S, de la vitesse estimée, des performances et limitations de l'aéronef, de la vitesse et de la direction du vent. Déterminer à partir de ce poids estimé en S et de la table de performance spécifique de l'aéronef, les pentes maximales avant et après chaque point S, c'est-à-dire les pentes maximales que peut supporter l'aéronef pour atteindre S et pour suivre la trajectoire sol au plus bas après avoir franchi S. Les pentes maximales issues de la table de performance dépendent du poids de l'aéronef, de l'altitude des sommets, de la variation de température ΔISA (acronyme de l'expression anglo-saxonne « International Standard Atmosphère ») par rapport à la température standard, de la vitesse de l'aéronef et éventuellement des emports extérieurs à l'aéronefs pouvant avoir un impact sur les forces de traînée. Ces pentes maximales, dépendant de l'altitude du terrain à survoler et définies en tenant compte des conditions de vol les plus critiques (moteur en panne, ...), sont respectivement désignées MaxClimbFPA pour la pente maximale en montée et MaxDescFPA pour la pente maximale en descente. Elles sont représentées figure 3. MaxClimbFPA est notamment déterminée en fonction de la puissance disponible de l'aéronef et éventuellement en supposant un moteur en panne. Ces pentes maximales sont ensuite pondérées en fonction de la vitesse et de la direction du vent. En présence d'une composante de vent arrière, l'aéronef doit se mettre en montée plus tôt et la pente du segment de montée vers S sera alors diminuée ou anticipée ; celle du segment de descente sera de préférence maintenue. En présence d'une composante de vent debout, la pente du segment de montée vers S sera plus forte et l'aéronef atteindra l'altitude du sommet S plus tôt ; celle du segment de descente sera diminuée ou retardée dans le temps. Les composantes de vitesse du vent sont issues par exemple de prédictions météo à court terme ou estimées en temps réel et sont stockées dans la mémoire de données du FMS. L'altitude d'un point de départ S et les pentes maximales pondérées définissent deux segments de performance qui présentent une première extrémité en S, des pentes MaxClimbFPA et MaxDescFPA pondérées de part et d'autre du point S et une seconde extrémité au point d'intersection avec le relief ou avec un autre segment. Les segments déterminés pour l'ensemble des points S forment un profil de performance, qui permet d'associer à chaque point P de la trajectoire sol, une altitude de performance, « ait perf ». Quant à un point de la trajectoire sol correspond deux altitudes de performances issues de segments de performance l'un montant, l'autre descendant, l'altitude la plus haute est retenue comme illustré figure 3, dans la région III. e) Déterminer un profil volable à basse altitude illustré figure 4 en choisissant pour chaque point P de la trajectoire sol, une altitude de vol « ait vol » égale à l'altitude la plus haute entre celle du profil de sécurité et celle du profil de performance. On désigne par Pvoι, le point obtenu. On peut aussi écrire : ait vol (Pvoi) = Max [ait séc(P), ait perf(P)] Les segments joignant l'ensemble des points PVOι forment un profil volable, qui à chaque point P de la trajectoire sol associe une altitude de vol, « ait vol ». Sur l'exemple de la figure 4, le profil volable coïncide avec le profil de sécurité sur une région I, et avec le profil de performance sur la région II. Un nouveau segment est créé joignant un point du profil de sécurité à un point du profil de performance comme illustré dans la région III. La détermination de ce profil volable peut être optimisée selon les trois critères suivants qui sont minimisés en fonction du contexte : - hauteur moyenne entre le profil volable et l'altitude du terrain, - marges latérales, - temps de réponse du calcul du profil volable par le calculateur de vol. En cas de fonctionnement dégradé du dispositif suite par exemple à une panne ou à une interruption volontaire de la fonction, le dernier critère est privilégié. D'autres optimisations peuvent intervenir. La trajectoire sol est formée de segments et/ou de courbes joignant des points P à survoler. Ces points sont généralement distants d'un pas p constant représenté figure 2b. On a par exemple p=100m. Cet échantillonnage à pas constant est coûteux en temps de calcul pour les calculs basés sur cette trajectoire. Une première solution consite à prendre un pas d'échantillonnage p plus grand. Une autre solution consiste à utiliser un pas d'échantillonnage p variant en fonction de la pente du terrain ; les points de la trajectoire sol sont filtrés en fonction de la pente entre ces points. Plus la pente est faible plus le pas p est grand et inversement plus la pente varie comme c'est le cas en terrain montagneux, plus le pas p est petit. Le pas a cependant une limite inférieure pιnf et une limite supérieure psu • On a par exemple p^f égal à une demie largeur de maille de la base de données terrain, soit environ 0.15/2 N (mile nautique) et psup égal à environ 1km. Ces solutions permettent de réduire le nombre de points à traiter, par plusieurs filtres spécifiques. Souvent, comme représenté figure 5a, compte tenu des marges de sécurité verticales d'une trajectoire de plan de vol classique comportant notamment un point P à survoler en passant par P', l'aéronef peut survoler ce point P en suivant une courbe théorique appelée transition verticale théorique TV volée à facteur de charge constant, et qui passe sous la trajectoire de vol prévue, c'est-à-dire sous P', à une distance ΔH. La transition verticale théorique TV, calculée par le FMS, a la forme d'une parabole qui est tangente aux deux segments joignant P'. Mais lorsque la trajectoire de vol est celle du profil volable à basse altitude calculé au plus juste, il est dangereux que l'aéronef suive cette transition verticale théorique qui passerait sous un point S comme illustré figure 5b. Une solution illustrée figure 5c consiste à surélever artificiellement le profil volable en S d'une hauteur ΔH pour obtenir S' : la transition verticale attendue TV est ainsi également surélevée de ΔH par rapport à TV. Le profil volable est alors modifié en ajustant les segments SegClimb, SegDesc issus de S, de manière à ce que les nouveaux segments SegClimb', SegDesc' issus de S' soient tangents à la transition attendue TV comme illustré figure 5c : on obtient alors un nouveau profil volable. Lorsque les pentes (de l'un ou) des deux nouveaux segments SegClimb', SegDesc' sont respectivement supérieures à MaxClimbFPA et MaxDescFPA, (ce ou) ces nouveaux segments sont remplacés par des segments SegClimb", SegDesc" dont les pentes imposées sont respectivement MaxClimbFPA et MaxDescFPA. L'extrémité basse de (ce ou) ces segments SegClimb", SegDesc" sont alors rehaussées d'une hauteur ΔH' correspondante comme illustré figure 5d.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé d'aide à la navigation à basse altitude d'un aéronef équipé d'un calculateur de gestion du vol apte à déterminer une trajectoire sol de plan de vol de l'aéronef à partir d'un enchaînement de segments droits et/ou courbes joignant des points de passage au sol P ayant une altitude alt(P), la trajectoire sol tenant compte des performances et limitations de l'aéronef, principalement caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes consistant pour le calculateur de gestion du vol à : - pour chaque point P de la trajectoire sol, calculer une altitude de sécurité, ait séc, pour obtenir un point PSéc telle que ait séc (Pséc) = Max [alt(P +mrg lat D), alt(P +mrg lat G)] +mrg vert, mrg lat D et G étant respectivement des marges latérales droite et gauche prédéterminées, mrg vert étant une marge verticale prédéterminée, - calculer un profil de sécurité formé des segments de sécurité joignant les points PSéc, - extraire des points sommets S parmi les points PSéC du profil de sécurité tels que les K points situés avant S et après S ont une altitude de sécurité inférieure à celle de S, K étant un paramètre déterminé, - déterminer le poids de l'aéronef en ces points S en fonction de la distance le long du profil de sécurité entre l'aéronef et ce point S et de la consommation de l'aéronef sur cette distance, la consommation étant une des performances et limitations de l'aéronef, - pour chaque point S, déterminer la pente maximale de montée MaxClimbFPA que peut supporter l'aéronef pour atteindre S et la pente maximale de descente MaxDescFPA que peut supporter l'aéronef pour suivre la trajectoire sol au plus bas après avoir franchi S, en fonction des performances et limitations de l'aéronef et du poids, définir deux segments de performance qui présentent une première extrémité en S, des pentes MaxClimbFPA et MaxDescFPA de part et d'autre du point S et une seconde extrémité au point d'intersection avec le terrain ou avec un autre segment de performance issu d'un autre point S, - calculer un profil de performance formé des segments de performance et qui permet d'associer à chaque point P du profil de sécurité, une altitude de performance, ait perf (P) .
2. Procédé d'aide à la navigation selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu'il comporte en outre l'étape consistant à déterminer un profil volable à basse altitude à partir du profil de sécurité et du profil de performance.
3. Procédé d'aide à la navigation selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la détermination du profil volable à basse altitude consiste à calculer pour chaque point P de la trajectoire sol, une altitude de vol à basse altitude, ait vol, pour obtenir un point Pvoι telle que ait vol (Pvoi) = Max [ait séc (P), ait perf (P)], le profil volable à basse altitude étant formé des segments joignant les points PVOι •
4. Procédé d'aide à la navigation selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il consiste à échantillonner les points P selon un pas p, et en ce que K est déterminé en fonction de p et ou d'une pente seuil et/ou du terrain et/ou des performances et limitations de l'aéronef.
5. Procédé d'aide à la navigation selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le calculateur de gestion de vol présentant une erreur sur la position estimée, Mrg lat D et G sont déterminées en fonction des performances et limitations de l'aéronef et de l'erreur sur la position estimée.
6. Procédé d'aide à la navigation selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le calculateur de gestion de vol disposant de la vitesse et de la direction du vent, de la vitesse de l'aéronef, de l'altitude du terrain, de la température locale, les pentes MaxClimbFPA et MaxDescFPA sont pondérées en fonction de la vitesse et de la direction du vent et/ou de la vitesse de l'aéronef, et/ou de l'altitude du terrain et/ou de la température locale.
7. Procédé d'aide à la navigation selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'aéronef étant équipé de moteurs, la pente MaxClimbFPA est calculée en supposant un moteur en panne.
8. Procédé d'aide à la navigation selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le calculateur de gestion de vol étant relié à une base de données terrain composée de mailles présentant une largeur prédéterminée L, et comportant des informations sur la pente du terrain, il consiste à échantillonner les points P selon un pas p déterminé en fonction de la pente du terrain et de la largeur L des mailles.
9. Procédé d'aide à la navigation selon l'une des revendications 2 à 8, caractérisé en ce qu'une parabole de transition étant associée aux segments SegClimb, SegDesc du profil volable, issus d'un sommet S, le haut de la parabole étant situé à ΔH de S, il consiste à : calculer un nouveau sommet S' situé à ΔH au-dessus du sommet S, rehausser la parabole de transition de ΔH, définir des segments SegClimb', SegDesc' issus de S' de manière à ce qu'ils soient tangents à la parabole de transition rehaussée et à obtenir un nouveau profil volable.
10. Calculateur de gestion du vol d'un aéronef comportant une unité centrale (101 ) qui communique avec une interface d'entrée-sortie (106), une mémoire de programme (102), une mémoire de travail (103), une mémoire de stockage de données (104), au moyen de circuits (105) de transfert de données, l'interface d'entrée-sortie (106) étant reliée à une base de données (109) du terrain à survoler, caractérisé en ce que la mémoire de programme comprend un programme de mise-en-oeuvre du procédé selon l'une des revendications précédentes.
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