Brevet FR2894046A1 — publié le 20070601

La présente invention concerne un procédé de détection dans un système de management de vol, d'une erreur d'entrée d'un des paramètres de décollage. De manière générale, la présente invention vise à améliorer la sécurité au décollage d'un aéronef, par vérification de la cohérence entre des paramètres de décollage (masse, poussée, configuration ...) et des vitesses caractéristiques de décollage, c'est à dire la vitesse maximale de décision VI pour stopper le décollage, la vitesse d'initiation de rotation VR de l'avion et la vitesse minimale de montée V2 à 35 pieds d'altitude. Ces vitesses caractéristiques de décollage ainsi que la poussée 15 moteur à appliquer au décollage sont calculées et optimisées avant le décollage d'un aéronef, lors de la préparation du vol. Un calcul permettant d'optimiser les performances de l'aéronef au décollage est réalisé. Ce calcul dépend notamment de l'état de l'aéronef (masse, configuration ...), des conditions extérieures (température, vent ...) et 20 de la piste de décollage (longueur, état, pente ...). Ce calcul des vitesses caractéristiques de décollage et de la poussée à partir de ces données d'entrée peut être réalisé manuellement à partir d'abaques ou informatiquement. II est effectué par des opérateurs au sol ou directement par les pilotes dans l'aéronef. 25 Toutefois, si une erreur est introduite sur une des données d'entrée utilisées pour déterminer les vitesses caractéristiques de décollage et la poussée, celle-ci peut provoquer une erreur importante dans le résultat des calculs, notamment sur les valeurs de vitesses caractéristiques de décollage. Par ailleurs, ces vitesses caractéristiques de décollage, la poussée 30 moteur ainsi que certains paramètres permettant de les calculer (masse, configuration, piste ...) sont entrées avec leurs valeurs dans le système de management de vol (en anglais Flight Management System ou FMS) avant le décollage. Cette introduction des paramètres de décollage peut être réalisée manuellement via une interface ou par téléchargement à partir des valeurs calculées par les opérateurs au sol. Cette entrée de valeurs dans le système de management de vol est également source potentielle d'erreurs, qui, si elles ne sont pas détectées, peuvent remettre en cause la sécurité du décollage de l'aéronef. En particulier, les risques associés à des erreurs de vitesses caractéristiques de décollage peuvent être un toucher de queue au décollage, un décrochage en cas de vitesse en l'air insuffisante, une sortie de piste en cas de vitesse de décollage trop importante, ... La présente invention a pour but d'améliorer la sécurité au décollage d'un avion en vérifiant la cohérence entre plusieurs paramètres de décollage. A cet effet, la présente invention concerne un procédé de détection d'une erreur d'entrée d'un des paramètres de décollage dans un système de management de vol, comprenant les étapes suivantes : - calcul d'une valeur limite à partir d'un ou plusieurs paramètres de décollage entrés dans le système de management de vol ; et - comparaison de la valeur limite calculée avec des valeurs caractéristiques de décollage. Ainsi, en calculant des valeurs limites à partir de paramètres entrés et utilisés initialement pour calculer manuellement ou informatiquement les vitesses caractéristiques de décollage, et en comparant ces valeurs limites avec les valeurs caractéristiques utilisées pour le décollage, il est possible de détecter une anomalie et d'alerter ensuite le pilote sur le risque d'erreurs dans les valeurs d'entrée introduites dans le système de management de vol. Selon une caractéristique pratique de l'invention, le procédé de détection comprend en outre une étape d'alerte du pilote via une interface du système de management du vol si le résultat à l'étape de comparaison est erroné. Selon une caractéristique de l'invention, les paramètres de décollage utilisés à l'étape de calcul sont choisis parmi au moins la masse, la poussée et la configuration de l'aéronef. Notamment, la masse est une information nécessaire pour calculer les vitesses caractéristiques de décollage dont les valeurs sont ensuite entrées dans le système de management de vol. Cette masse comme les autres paramètres de décollage est introduite directement dans le système de management de vol pour initialiser correctement le système. En calculant des valeurs limites à partir des paramètres de décollage critiques, il est possible de détecter une erreur d'entrée de ces paramètres, erreur ayant été effectuée soit initialement lors du calcul des vitesses caractéristiques de décollage et de la poussée moteur, soit dans le système de management de vol lors de l'initialisation du système de management de vol par le pilote. Selon un mode de réalisation de l'invention, à l'étape de calcul, des valeurs limites réglementaires sont calculées et à l'étape de comparaison, les valeurs d'entrée des vitesses caractéristiques de décollage sont comparées aux valeurs limites réglementaires calculées. En pratique, ces valeurs limites réglementaires sont fonction de la vitesse minimale de contrôle au sol et la vitesse minimale de contrôle aérodynamique. Cette vérification permet de couvrir une partie des risques liés à une valeur trop faible d'une ou de plusieurs vitesses caractéristiques de décollage entrées dans le système de management de vol pour une masse d'aéronef faible. En pratique, les valeurs limites réglementaires sont également fonction de la vitesse de décrochage et la vitesse minimale de décollage. Cette vérification permet de couvrir les risques liés à une valeur d'entrée des vitesses caractéristiques de décollage VR ou V2 trop faible pour une masse d'aéronef moyenne. Par ailleurs, les valeurs limites réglementaires sont également fonction de la pente minimale au décollage, permettant de couvrir les risques liés à une valeur de vitesses caractéristiques de décollage VR ou V2 trop faible pour une masse d'aéronef élevée. 4 Selon un mode de réalisation de l'invention, à l'étape de calcul, une distance de décollage est calculée à partir d'un ou plusieurs paramètres de décollage entrés dans le système de management de vol, et à l'étape de comparaison, la distance de décollage calculée est comparée avec une distance disponible de décollage mémorisée dans le système de management de vol. En pratique, à l'étape de calcul, la distance nécessaire de roulage au décollage est calculée à partir d'au moins la valeur d'entrée dans le système de management de vol de la vitesse minimale de montée, et à l'étape de comparaison, la distance nécessaire de roulage est comparée à la distance disponible de roulage mémorisée dans le système de management de vol. Ainsi, cette vérification permet de couvrir en outre les risques de sortie de piste liés à une valeur erronée dans les valeurs d'entrée des vitesses caractéristiques de décollage VR ou V2, ou réciproquement à une mauvaise sélection de piste de décollage. Selon un autre mode de réalisation de l'invention, à l'étape de calcul, une valeur estimée de carburant restant à destination est calculée à partir des paramètres de décollage entrés dans le système de management de vol, et à l'étape de comparaison, la valeur estimée de carburant restant à destination est comparée avec une valeur de seuil calculée par le système de management de vol. En pratique, la valeur de seuil est calculée par le système de management de vol à partir de paramètres de vol entrés dans le système de management de vol comprenant les quantités de carburant prévues pour voler sur les circuits d'attente et pour assurer un éventuel déroutement vers un aéroport de diversion. Cette vérification permet ainsi au pilote de s'assurer que les entrées des valeurs de la masse de l'avion sans carburant et de la masse de carburant prévue sont compatibles avec les estimations de consommation effectuées par le système de management de vol. Selon un second aspect, l'invention concerne un aéronef comportant un dispositif de détection adapté à mettre en oeuvre le procédé de détection conforme à l'invention. D'autres particularités et avantages de l'invention apparaîtront 5 encore dans la description ci-après. Aux dessins annexés, donnés à titre d'exemples non limitatifs : - la figure 1 est un schéma bloc illustrant un système de management de vol adapté à mettre en oeuvre le procédé de vérification conforme à l'invention ; et -la figure 2 est un algorithme du procédé de vérification conforme à un mode de réalisation de l'invention. On va décrire tout d'abord en référence à la figure 1 un système de management de vol adapté à mettre en oeuvre le procédé de vérification conforme à l'invention. Le système de management de vol FMS (en anglais Flight Management System) équipe de manière connue les aéronefs et permet de gérer les informations nécessaires au décollage, au vol et à l'atterrissage de l'aéronef. L'invention est décrite ci-après dans un avion, mais peut être mise en 20 oeuvre dans tout type d'aéronef. En particulier, le système de management de vol mémorise les paramètres de décollage afin de les respecter et de donner des informations aux pilotes leur permettant de piloter l'avion lors du roulage de décollage et de la montée initiale de l'avion. 25 Ce système de management de vol FMS coopère avec une interface de type MCDU (en anglais Multipurpose Control and Display Unit). Cette interface MCDU permet à la fois de saisir des données ou des paramètres dans le système de management de vol FMS et possède des moyens d'affichage Il permettant d'afficher un certain nombre de messages à 30 destination des pilotes. Un certain nombre de données d'entrée et de valeurs d'entrée sont introduites via l'interface MCDU dans le système de management de vol FMS. Le détail de ces entrées apparaîtra clairement dans la suite de la description en référence au procédé de vérification mis en oeuvre. En particulier, les valeurs des vitesses caractéristiques de décollage sont introduites en entrée du système de management de vol FMS. Dans ce mode de réalisation, les valeurs d'entrée des vitesses de décollage V1, VR et V2 sont introduites au travers de l'interface MCDU. Bien entendu, ces valeurs pourraient être directement téléchargées à l'initiative des pilotes. On rappellera que ces vitesses de décollage nécessaires au décollage de l'avion comprennent notamment la vitesse maximale de décision VI pour stopper le décollage, la vitesse d'initiation de la rotation VR et la vitesse minimale de montée V2 à 35 pieds d'altitude. Ces vitesses de décollage ainsi que la poussée moteur au décollage sont définies par un calcul d'optimisation à partir de données courantes concernant l'avion et son environnement pour le décollage. Ce calcul et cette optimisation sont réalisés à l'extérieur du système de management de vol, les valeurs d'entrée étant ensuite introduites dans ce système pour permettre la gestion du décollage de l'avion. Afin de mettre en oeuvre le procédé de vérification conforme à l'invention, le système de management de vol comporte en particulier des moyens de calcul 12 adaptés à calculer des valeurs limites de paramètres physiques à partir d'une ou plusieurs données d'entrée introduites via l'interface MCDU. Le système de management de vol comprend également des moyens de comparaison 13 adaptés à comparer ces valeurs limites calculées avec des valeurs caractéristiques de décollage qui peuvent également être introduites via l'interface MCDU, ou bien encore mémorisées dans une base de données du type base de données aéroport (en anglais Airport DB). Ces moyens de calcul 12 et de comparaison 13 sont mis en oeuvre grâce à des routines de programmes informatiques mémorisés au niveau du système de management de vol et au moyen d'un microprocesseur classique 7 associé à des moyens de mémorisation, comprenant notamment une mémoire vive et une mémoire morte. On va décrire à présent en référence à la figure 2 un procédé de vérification mis en oeuvre dans le système de management de vol. Ce procédé de vérification consiste à lancer automatiquement des tests dès lors qu'un certain nombre de données sont entrées dans le système de management de vol via l'interface MCDU et à afficher un message explicite au niveau des moyens d'affichage 11 de l'interface MCDU afin d'avertir le pilote en cas non respect de certaines contraintes. Le pilote pourra ensuite vérifier les paramètres concernés et notamment les valeurs entrées dans le système de management de vol. En particulier, une des données d'entrée introduite est la masse de l'avion sans carburant ZFW (en anglais Zero Fuel Weight), permettant d'initialiser correctement les systèmes avion. Cette masse est généralement complétée soit d'une prévision de la quantité de carburant chargée dans l'avion (BLOCK), valeur qui est également entrée au travers de l'interface MCDU ou téléchargée, à l'initiative des pilotes, soit de la mesure de la quantité de carburant présente dans les réservoirs lorsque le procédé de détection d'erreur conforme à l'invention intervient après la mise en route des moteurs (en anglais Fuel On Board ou FOB). L'addition de ces deux valeurs, puis la soustraction du fuel consommé entre la mise en route des moteurs et le début du décollage (TAXI), permet d'obtenir la masse avion au décollage (TOW). En particulier, lorsque la masse de l'avion sans carburant ZFW et la masse de carburant prévue (BLOCK) sont entrées dans une étape d'entrée El0, un premier test A permet de vérifier si ces valeurs respectent des plages de valeurs prédéterminées et si la quantité de carburant entrée dans le système de management de vol (BLOCK avant démarrage moteur) ou mesurée après démarrage moteur (FOB) est compatible avec les estimations de consommations effectuées par le système de management de vol. A l'étape de comparaison El 1, des plages d'acceptation des masses ZFW, BLOCK et TOW sont définies, en liaison avec le standard avion. On vérifie à l'étape de comparaison E11 que les entrées des valeurs de la masse de l'avion ZFW et du BLOCK et que la valeur calculée de masse TOW respectent bien ces plages de valeurs. En particulier, on définit des valeurs minimales opérationnelles ZFW 5 min et TOW min et des valeurs maximales opérationnelles ZFW max, BLOCK max et TOW max. En pratique, on définit les valeurs : - MEW avion vert : masse constructeur à vide, définie de manière à ce que tous les systèmes indispensables à l'utilisation de l'avion soient inclus 10 dans cette valeur. Ainsi, elle ne dépend pas des aménagements et options propres à chaque opérateur. - MW : masse minimale certifiée en deçà de laquelle il n'est pas autorisé d'utiliser l'avion. - MZFW : masse structurelle maximale de l'avion sans carburant. 15 - max BLOCK : capacité maximale des réservoirs de carburant associée à la densité maximale du carburant. - MTOW : masse maximale certifiée au delà de laquelle il n'est pas autorisé de faire décoller l'avion. On utilise alors les valeurs limites suivantes : 20 - ZFW min = MEW - marge - ZFW max = MZFW + marge - BLOCK max = maxBLOCK + marge TOW min = MW - marge - TOW max = MTOW + marge 25 En pratique, les valeurs minimale et maximale opérationnelles sont mémorisées dans une table en fonction du standard avion. L'échec du test A impliquant l'impossibilité pour les pilotes de poursuivre la préparation du décollage, les fausses alarmes ne sont pas acceptables. Afin de se prémunir contre d'éventuelles modifications des valeurs 30 MEW, MW, max BLOCK, MZFW et MTOW, qui ne seraient pas répercutées immédiatement dans les tables, les marges permettent d'élargir l'intervalle d'acceptation des paramètres ZFW, BLOCK et TOW. Ces marges sont définies 9 pour couvrir tous les types de vols en tenant compte de manière empirique des modifications déjà observées dans le temps. Le test A consiste à effectuer les comparaisons suivantes : ZFW >_ZFW min ZFW sZFW max BLOCK sBLOCK max TOW >_TOW min TOW MIN DEST FOB + marge. Cette valeur de seuil MIN DEST FOB est automatiquement calculée à l'étape de calcul El0 par le système de management de vol, en fonction des quantités de carburant prévues pour voler sur les circuits d'attente et pour assurer un éventuel déroutement vers un aéroport de diversion défini à l'avance dans le plan de vol. Cette valeur de seuil MIN DEST FOB peut être modifiée par le pilote. Cette partie du test A est mise en oeuvre automatiquement dès que l'ensemble des données nécessaire aux prédictions de consommation (notamment ZFW et BLOCK) ont été entrées dans le système de management de vol et à chaque fois qu'un paramètre influant sur les estimations de consommation est changé (ZFW, BLOCK, altitude de croisière, cost index, vents...). Si la comparaison précitée n'est pas satisfaite, alors les prédictions de consommation à destination (affichées via l'interface MCDU) sont affichées de couleur différente et ce afin d'inciter le pilote à vérifier l'ensemble des données entrées et notamment les données de masse ZFW et BLOCK. Un message est également adressé au pilote au travers de l'interface MCDU. Ce test A permet ainsi de couvrir une partie des risques liés à l'entrée de valeurs erronées de la masse et du fuel avion dans le système de management de vol, qui peut résulter par exemple d'une erreur grossière d'entrée de masse au décollage par un pilote, d'une erreur importante de chargement de l'avion ou bien encore d'une inversion de la masse avion et de la masse de fuel. II permet également de détecter que la quantité restante dans les réservoirs ne permet plus de rejoindre l'aéroport de diversion sans entamer la réserve de carburant. Une étape d'entrée E12 est ensuite mise en oeuvre pour entrer dans le système de management de vol les valeurs des vitesses caractéristiques de décollage V1, V2 et VR. Une étape de comparaison E13 permet de vérifier la cohérence entre les différentes vitesses caractéristiques de décollage VI, V2, VR, telles qu'elles 25 sont entrées dans le système de management de vol. En effet, lors de la saisie de ces valeurs en entrée via l'interface MCDU par le pilote, il existe un risque potentiel de saisie erronée des valeurs d'entrée. A l'étape de comparaison E13, le test B consiste à effectuer les 30 comparaisons suivantes : VI >_(0,84 ù marge)*VR VR > V1 V2 >_VR En particulier, la comparaison entre la vitesse de décision VI et la vitesse d'initiation de la rotation VR fait intervenir la valeur 0,84. Celle-ci ne constitue pas une limitation physique ou une contrainte réglementaire mais elle est considérée comme la plus petite valeur prise en compte dans le calcul des vitesses de décollage. Une marge est appliquée pour éviter d'éventuelles fausses alarmes. Par ailleurs, la comparaison de la vitesse de rotation VR à la vitesse de décision VI fait directement référence à une contrainte réglementaire. De même, la comparaison minimale de montée V2 à la vitesse d'initiation de la rotation VR est une contrainte physique pour le décollage de l'avion. A l'issue de cette étape de comparaison E13, si les comparaisons de la vitesse d'initiation de rotation VR à la vitesse maximale de décision VI et de la vitesse minimale de montée V2 à la vitesse d'initiation de la rotation VR ne sont pas satisfaites, un message est adressé au pilote. Le test B permet ainsi de couvrir une partie des risques liés à l'entrée d'une valeur erronée d'une vitesse caractéristique dans l'interface MCDU. Le test précédent permet de vérifier la cohérence entre les valeurs d'entrée des vitesses caractéristiques de décollage déterminées préalablement. Cependant, si une ou plusieurs données d'entrée utilisées pour calculer les valeurs d'entrée des vitesses caractéristiques de décollage sont erronées, ces vitesses peuvent être fausses tout en demeurant cohérentes. II est important par conséquent de vérifier également que la valeur d'entrée des vitesses caractéristiques de décollage dans le système de management de vol respecte bien des limitations réglementaires protégeant l'avion. En particulier, une étape de calcul E14 est adaptée à calculer des valeurs limites réglementaires VMCG et VMCA. La valeur VMCG correspond à la vitesse minimale de contrôle au sol et la valeur VMCA correspond à la vitesse minimale de contrôle aérodynamique. Les valeurs VMCG et VMCA sont calculées notamment à partir de l'altitude de la piste de décollage, du niveau de poussée en cas de décollage en poussée réduite (en anglais Derated Take Off) ainsi que de la température au décollage si elle est disponible. Si la température n'est pas disponible au niveau du système de management de vol, une valeur de température au sol par défaut est donnée de façon à être conservative et éviter les fausses alarmes. Les valeurs VMCA et VMCG sont normalisées dans les banques de données avion. La connaissance des paramètres d'entrée permet d'interpoler dans des tables de données existantes et mémorisées dans les systèmes avion, les valeurs de vitesse minimale de contrôle au sol VMCG et de vitesse minimale de contrôle aérodynamique VMCA propres aux conditions de décollage. Une étape de comparaison E15 est ensuite mise en oeuvre afin de comparer les valeurs d'entrée des vitesses caractéristiques de décollage VI, VR, V2 aux valeurs limites réglementaires VMCG et VMCA calculées précédemment. En pratique, un test C consiste à vérifier les comparaisons suivantes : VI >_(1-marge)*VMCG VR >_(1,05-marge)*VMCA V2 >_(1,10-marge)*VMCA La première comparaison couvre l'entrée d'une valeur insuffisante de vitesse de décision VI . La seconde comparaison couvre l'entrée d'une valeur insuffisante de 25 vitesse de rotation VR. La troisième comparaison couvre l'entrée d'une valeur insuffisante de vitesse minimale de montée V2. L'étape de comparaison E15 est exécutée automatiquement suite à l'entrée des vitesses caractéristiques de décollage et de l'ensemble des 30 paramètres nécessaire au calcul des valeurs minimales de contrôle au sol et en l'air, ainsi qu'en cas de modification de l'un d'entre eux. Les limitations de vitesses de contrôle au sol et en l'air concernent l'avion lorsque celui-ci est à faible masse. Le test C ainsi réalisé à l'étape de comparaison E15 est plus efficace pour une masse avion faible. Si l'un des tests réalisés à l'étape de comparaison E15 n'est pas satisfait, un message peut être affiché sur les moyens d'affichage 11 de l'interface MCDU afin d'inciter le pilote à vérifier la valeur qu'il a entrée. Le test C permet ainsi de couvrir une partie des risques liés à une valeur trop faible d'une ou plusieurs vitesses caractéristiques V1, V2, VR entrées dans le système de management de vol pour une masse avion faible. Une seconde étape de calcul 16 est également mise en oeuvre pour calculer d'autres valeurs limites réglementaires, et par exemple la vitesse de décrochage Vslg et la limitation VRmin. Les valeurs Vslg et VRmin sont calculées à partir de l'altitude de la piste de décollage, de la masse au décollage de l'avion, ainsi que de la 15 configuration avion au décollage. Par ailleurs, des coefficients de pondération Kv2 et KvR sont calculés à partir de la configuration avion au décollage et du niveau de poussée en cas de décollage avec une poussée réduite. D'autres valeurs nécessaires (la température au sol, la sélection 20 d'antigivre, la sélection d'air conditionné, la pente de la piste de décollage) sont données par défaut de façon à être conservatives. Ces valeurs sont mémorisées au niveau du système de management de vol pour être utilisées dans ce calcul. Ces valeurs Vs1g, VRmin, Kv2 et KvR sont normalisées et peuvent 25 être déterminées à partir de tables mémorisées au niveau du système de management de vol. Une étape de comparaison E17 permet de mettre en oeuvre un test D dans lequel les comparaisons suivantes sont réalisées : V2 >_Kv2*Vs 1 g 30 VR >_KvR*VRmin La première comparaison couvre l'entrée d'une valeur insuffisante de vitesse minimale de montée V2 et la seconde comparaison couvre l'entrée d'une valeur insuffisante de vitesse de rotation VR. Le test D est réalisé automatiquement dès l'entrée des vitesses caractéristiques de décollage dans le système de management de vol ainsi que de l'ensemble des données nécessaires au calcul des valeurs Vs1g, VRmin, Kv2 et KvR ainsi qu'en cas de modification de l'une d'entre elles. Ce test D permet de vérifier que la vitesse minimale de montée V2 et la vitesse de rotation VR sont supérieures aux limitations réglementaires relatives au décrochage. Ce test D est particulièrement bien adapté pour un avion ayant une masse au décollage moyenne. Si au moins une des valeurs de comparaison n'est pas satisfaite, un message est adressé au pilote au travers de l'interface MCDU afin d'inciter celui-ci à vérifier la valeur de la vitesse entrée. De plus, dès lors que le calcul de la valeur Vs1g prend en compte les paramètres de l'avion au décollage, il est possible de vérifier rétrospectivement une entrée erronée de ces paramètres, erreur effectuée soit au moment du calcul des vitesses caractéristiques de décollage VI, V2, VR, soit lorsque ces valeurs sont entrées dans le système de management de vol en vue de la préparation du décollage. En vue de préciser le test D précédent, une troisième étape de calcul E18 est mise en oeuvre afin de calculer un certain nombre de valeurs réglementaires de manière plus précise, correspondant à des limitations réglementaires protégeant l'avion d'un décrochage ou d'un toucher de queue. A l'inverse de l'étape de calcul E16, les valeurs nécessaires au calcul de la vitesse de décrochage Vs1g et de la vitesse minimale de décollage VMU sont renseignées et non plus fixées par défaut. Ces données nécessaires comprennent notamment la température au sol, la sélection d'antigivrage, la sélection d'air conditionné, et la pente de la piste de décollage. De manière générale, les valeurs V2_lim Vs1g et V2_lim_VMU sont calculées à partir des données d'entrée indiquées précédemment et les valeurs VR lim Vslg et VR lim VMU sont déduites des valeurs V2 lim Vs1g et V2_lim_VMU selon une modélisation V2 - VR dépendante du gradient de second segment, dépendant lui-même de la poussée et de la configuration avion. Un exemple d'algorithme pour le calcul de V2_lim_VMU est donné 5 ci-dessous : 10 -~ Paramètres d'entrée -Temperature -Altitude -Bleed -Mach -TOW -Configuration -Altitude Thrust Thrust Weight • g Mach Paramètres normalisés Thnmst Weight •g Configurat ion V 2un, VMU VS1g p V 2,im vMU - TOW -Configurat ion VS1g ù--Altitude lterations 15 20 V2_lim_VMU est directement calculée à partir de tables normalisées dans les banques de données avion et mémorisées au niveau du système de management de vol : V21imVMU dépend directement du ratio Poussée / Poids : Thrust Weight • g - VS1 g dépend de l'altitude, de la configuration de l'avion et de la masse de l'avion au décollage (TOW). La connaissance des paramètres d'entrée permet d'interpoler dans ces tables. Le paramètre de la poussée des moteurs, qui intervient comme V2 25 donnée d'entrée de la table sl`M" , est normalisé dans des banques de g données avion et mémorisé au niveau du système de management de vol. La table de poussée dépend de l'altitude, de la température, du Mach, de la sélection de l'antigivre et de l'air conditionné au décollage (en anglais Bleeds). Le paramètre Mach n'est pas connu à l'avance. Le calcul est donc initialisé 30 avec un Mach de référence donné à 0.2. Le Mach correspondant à la vitesse VS1g V2_lim_VMU est ensuite calculé et réinjecté dans le calcul de la poussée. La V2_lim_VMU finale est obtenue après quelques itérations sur le Mach et convergence. Le calcul de V2_lim_VS1g est donné directement par : V2_VS1g=1.13•VS1g La valeur 1.13 est une valeur réglementaire et VS1g, fonction de la masse au décollage, de la configuration et de l'altitude, est tabulée dans le système de management du vol. Les valeurs VR_lim_VMU et VR lim_VSIg sont déduites de 10 V2_lim_VMU et V2 lim VSI G, selon une modélisation V2-VR. La modélisation V2-VR, fonction du gradient second segment et de la configuration de l'avion, sera mémorisée sous la forme d'une table au niveau du système de management de vol. Le gradient second segment - noté SSG -, qui constitue l'entrée de cette table, est calculé suivant l'algorithme ci-après : 15 Thrust Thrust Weight g OThrustE, t ACx oEI pSV22 _ 2 Cx Cz Cx = f (Cz2)+QCxtrimOEl Le gradient second segment SSG dépend du rapport poussée/poids Thrust 30 et du rapport entre les coefficients de traînée Cx et de portance Cz. Weight •g Le rapport Thrust est calculé de façon identique à ce qui est réalisé pour le Weight • g calcul de V2_lim_VMU, à la différence ici que le paramètre Mach est désormais Paramètres d'entrée: -Temperature - Altitude - Bleed - Mach V2 -Mach -Configuration 20 25 Weight g SSG= Thrust _ Cx Weight g Cz connu. Les coefficients de portance Cz et de traînée Cx sont calculés de la façon suivante : - Cz est directement déduit de l'équation de sustentation avec comme paramètre d'entrée la masse au décollage et la vitesse V2_lim_VMU ou 5 V2_lim VSIg connues. Cz = Weight•g 2•p•S•V22 Les paramètres de densité de l'air p- qui dépend de l'altitude et de la température-, la surface de référence S et la constante gravitationnelle g, sont normalisées et tabulées dans le système de management de vol. 10 -Cx se décompose en un Cx de base et un Cx d'équilibrage. Le Cx de base est déduit du coefficient de portance Cz à travers une table normalisée dans les banques de données avion et mémorisées au niveau du système de management de vol. Le Cx d'équilibrage ACx tnm oE est calculé à partir de la dissymétrie de poussée due à la panne d'un moteur. Cette dissymétrie de 15 poussée /Thrust 0E! est déduite des tables de poussée moteur mémorisées dans le système de management de vol. Le Cx d'équilibrage, fonction de la dissymétrie, est aussi tabulé et normalisé dans les banques de données avion. Le gradient second Segment SSG se déduit ainsi des paramètres précédents. La valeur du gradient second segment introduite comme paramètre 20 dans la table (V2-VR) est corrigée de la valeur de la pente de la piste au décollage. Dès que ces valeurs sont calculées, une étape de comparaison E19 est mise en oeuvre afin de réaliser un test E comprenant les comparaisons suivantes : 25 VR >_VR lim VMU VR ?VR_lim_Vs1g V2 >_V2 lim VMU V2 V2_lim_Vs1g Les comparaisons à la valeur limite VR Iim_VMU ou VR lim_Vs1g 30 permettent de couvrir l'entrée d'une valeur insuffisante de VR et les comparaisons avec une valeur limite V2_lim_VMU ou V2_lim_Vs1g permettent de couvrir l'entrée d'une valeur insuffisante de V2. Le test E est lancé automatiquement dès l'entrée des vitesses caractéristiques de décollage et de l'ensemble des paramètres nécessaires au calcul des valeurs Vs1g et VMU, ainsi qu'en cas de modification de l'un d'entre eux. Si le résultat de l'une de ces comparaisons n'est pas satisfaisant, un message est indiqué au pilote afin d'inciter celui-ci à vérifier les valeurs de vitesses caractéristiques de décollage entrées. Ainsi, le test E permet de couvrir les risques liés à une valeur d'entrée de vitesse de rotation VR ou de vitesse minimale de montée V2 trop faible en entrée dans le système de management de vol pour une masse avion moyenne. De plus, dès lors que la masse au décollage de l'avion est utilisée pour le calcul de ces valeurs limites réglementaires, ce test E permet de vérifier la cohérence de la valeur de la masse de l'avion au décollage, entrée dans le système de management de vol ou utilisée lors du calcul des vitesses caractéristiques de décollage. Parallèlement aux différents tests réalisés précédemment, une 20 quatrième étape de calcul E20 est également mise en oeuvre pour calculer la valeur V2 lim SSG et la valeur VR lim SSG. Il s'agit ainsi de vérifier que les vitesses caractéristiques de décollage VR et V2 entrées dans l'interface MCDU respectent bien les limitations réglementaires protégeant l'avion des obstacles en bout de piste. 25 Cette limitation correspond à une pente minimale au décollage de 3% pour les quadrimoteurs et de 2,4% pour les bimoteurs. La valeur V2_lim_SSG est calculée à partir de l'altitude de la piste de décollage, de la masse au décollage, de la configuration avion au décollage, du niveau de poussée, de la température au sol, de la sélection de l'antigivre et de 30 la sélection de l'air conditionné. La valeur VR lim SSG est déduite de la valeur V2 lim SSG selon une modélisation VRN2 fonction du gradient de second segment dépendant de la poussée de la configuration avion. Le calcul de V2_lim_SSG correspond à l'inverse du calcul effectué pour déterminer le gradient second segment. La valeur limite du gradient second segment est connue (3% pour les quadrimoteurs et 2.4% pour les bimoteurs) et constitue un des paramètres d'entrée du calcul. On déduit le ratio Cx a partir du ratio Thrust calculé à partir de la masse au décollage et des Cz Weight • g tables de poussée moteurs mémorisés dans le système de management de vol : ûSSG Weight • g A partir des tables normalisées contenues dans les banques de données avions des paramètres Cx(Cz2) et ACx trim 0E1, on remonte à la valeur du coefficient de portance Cz. La vitesse V2_lim_SSg est déduite de l'équation de sustentation : V2 = Weight • g 2 • p•S•Cz Cx 1 Cz Thrust 25 ATh ust OEI - Thrust • • ACX trim OEI Cz Cx Cz Cx = f (CzZ)+ACxf,m0E, _ Iterations V2,,, SSG Weight •g Cz Cx 1 ù= Cz Thrust û SSG Weight • g SSG = Thrust Cx Paramètres d'entrée: Temperature Altitude Bleed Mach SSG regulation limit (2.4% or 3%) Take-Off Weight Mach • Weight • g 2 pSCz 20 De même que pour le calcul ayant conduit à la détermination de V2_lim_VMU, la dépendance en Mach de la poussée oblige à initialiser le calcul avec une valeur de Mach référence prise à 0.2. Après itérations, V2_lim_SSG converge. VR lim SSG se déduit de V2 lim SSG et de la modélisation V2-VR décrite précédemment. De même que pour la détermination de VR_lim_VMU et VR lim VS1g, la valeur du gradient second segment introduite comme paramètre dans la table (V2-VR) est corrigée de la valeur de la pente de la piste au décollage Une étape de comparaison E21 est ensuite mise en oeuvre à partir des valeurs limites réglementaires calculées à l'étape de calcul E20. Un test F permet en particulier de réaliser les comparaisons suivantes : VR >VR lim SSG V2 >_V2 lim SSG La première comparaison couvre l'entrée d'une valeur insuffisante de vitesse de rotation VR et la seconde comparaison couvre l'entrée d'une valeur insuffisante de vitesse minimale de montée V2. Ces comparaisons sont lancées automatiquement suite à l'entrée des vitesses caractéristiques de décollage et de l'ensemble des paramètres nécessaires au calcul des valeurs de limitation second segment, ainsi qu'en cas des modifications de l'un d'entre eux. Ainsi, le test F permet de couvrir les risques liés à une valeur VR ou V2 trop faible pour une masse avion élevée. De plus, ce test F utilisant comme donnée d'entrée des paramètres de l'avion au décollage, il permet de vérifier rétroactivement l'entrée de ces valeurs au niveau du système de management de vol en vérifiant la cohérence des limitations réglementaires calculées avec les vitesses caractéristiques de décollage entrées dans le système de management de vol. Parallèlement aux différents tests décrits précédemment, il est prévu un test supplémentaire permettant de vérifier le respect de la longueur de piste disponible lors du décollage. 21 Une étape de calcul E22 est adaptée à calculer la distance nécessaire de roulage (Take Off Run) tous moteurs en fonctionnement, à partir d'au moins la valeur d'entrée dans le système de management de vol de la vitesse minimale de montée V2. La distance nécessaire de roulage estimée est ainsi calculée à partir de l'altitude, de la pente de la piste de décollage, de la vitesse minimale de montée V2, de la masse au décollage, de la configuration avion au décollage, de la poussée, de la sélection antigivre, de la sélection air conditionné, de la température au sol et du vent. En pratique, la distance nécessaire de roulage TOR (en anglais Take Off Run) est déduite d'un calcul simplifié de la distance de décollage estimée tous moteurs en fonctionnement TODO. A titre d'exemple de moyens de calcul simplifiés, et de manière non limitative, la distance de décollage estimée TODO est elle-même déduite d'une approximation d'un décollage réel (correspondant à une phase de roulage et une phase de vol jusqu'à 35 pieds), en considérant une phase de roulage unique dont la longueur est égale à la longueur de décollage réel. En considérant cet exemple de méthode de calcul simplifiée de la distance de décollage estimée TODO, le roulage est effectué à partir d'une vitesse nulle jusqu'à une vitesse finale VF dont la valeur peut être déduite d'une part des vitesses de rotation VR et de vitesse minimale de montée V2 telles qu'entrées via l'interface MCDU par le pilote, et d'autre part d'un incrément de vitesse AV2 ou AVR prédéterminé et dépendant de plusieurs paramètres d'entrée (masse, poussée, altitude, aérodynamique). La vitesse finale VF est ainsi égale à VF = V2 + AV2 = VR + AVR. La distance de roulage peut ensuite être calculée par intégration de la vitesse finale VF selon l'équation de mécanique de roulage au sol : m dt =Fn-Ro - /3.mg - ,u(mg - RL ) dans laquelle : - Fn = poussée (en anglais : thrust ) RD = traînée (en anglais : drag ) - RL = portance (en anglais : lift ) m = masse au décollage (en anglais : take off weight ) (3 = pente de la piste (en anglais : runway slope ) = coefficient de friction (en anglais : friction coefficient ) La distance nécessaire de roulage TOR est déduite de la distance nécessaire de décollage TODO grâce à un coefficient pré calculé. Une étape de comparaison E23 permet ensuite de réaliser un test G permettant de vérifier que la distance nécessaire de roulage TOR calculée à l'étape de calcul E22 est inférieure à la distance disponible pour le roulage sur la piste. Le test G consiste à réaliser la comparaison suivante : TOR_estimée Réciproquement, il permet également de détecter la sélection d'une mauvaise piste de décollage. Si le résultat de la comparaison n'est pas satisfaisant, un message est adressé au pilote au travers de l'interface MCDU. Ainsi, le procédé de vérification décrit précédemment permet de vérifier que l'ensemble des paramètres de décollage entrés dans le système de management de vol via l'interface MCDU respectent un certain nombre de règles, et notamment de vérifier la cohérence entre les différents paramètres et le respect des limitations liées à la réglementation. Bien entendu, l'exemple de réalisation décrit précédemment n'est nullement limitatif. En particulier, seuls certains des tests A à G peuvent être réalisés, indépendamment les uns des autres. Par ailleurs, l'ordre de réalisation des tests peut être différent de celui décrit précédemment en référence à la figure 2. REVENDICATIONS 1. Procédé de détection d'une erreur d'entrée d'un des paramètres de décollage dans un système de management de vol, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes : - calcul (El0, E14, E16, E18, E20, E22) d'une valeur limite à partir d'un ou plusieurs paramètres de décollage entrés dans le système de 10 management de vol ; et - comparaison (E11, E15, E17, E19, E21, E23) de la valeur limite calculée avec des valeurs caractéristiques de décollage. 2. Procédé de détection conforme à la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend une étape d'alerte du pilote via une interface du système 15 de management de vol si le résultat à ladite étape de comparaison (E11, E15, E17, E19, E21, E23) est erroné. 3. Procédé de détection conforme à l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'à ladite étape de calcul (E14, E16, E18, E20), des valeurs limites réglementaires sont calculées, et en ce qu'à l'étape de comparaison 20 (E15, E17, E19, E21), les valeurs d'entrée des vitesses caractéristiques de décollage (V1, V2, VR) sont comparées auxdites valeurs limites réglementaires calculées. 4. Procédé de détection conforme à la revendication 3, caractérisé en ce que les valeurs limites réglementaires sont fonction de la vitesse 25 minimale de contrôle au sol (VMCG) et la vitesse minimale de contrôle aérodynamique (VMCA). 5. Procédé de détection conforme à la revendication 3, caractérisé en ce que les valeurs limites réglementaires sont fonction de la vitesse de décrochage (Vslg) et la vitesse minimale de décollage (VMU). 30 6. Procédé de détection conforme à la revendication 3, caractérisé en ce que les valeurs limites réglementaires sont fonction de la pente minimale au décollage. 7. Procédé de détection conforme à l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'à l'étape de calcul (E22), une distance de décollage est calculée à partir d'un ou plusieurs paramètres de décollage entrés dans le système de management de vol, et en ce qu'à l'étape de comparaison (E23), la distance de décollage calculée est comparée avec une distance disponible de décollage mémorisée dans le système de management de vol. 8. Procédé de détection conforme à la revendication 7, caractérisé en ce qu'à l'étape de calcul (E22), la distance nécessaire de roulage au décollage est calculée à partir d'au moins la valeur d'entrée dans le système de management de vol d'une vitesse minimale de montée (V2), et en ce qu'à l'étape de comparaison (E23), la distance nécessaire de roulage est comparée à la distance disponible de roulage mémorisée dans le système de management de vol. 9. Procédé de détection conforme à l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'à l'étape de calcul (E10), une valeur estimée de carburant restant à destination (EFOB @ DEST) est calculée à partir des paramètres de décollage entrés dans le système de management de vol, et en ce qu'à l'étape de comparaison (E11), la valeur estimée de carburant restant à destination (EFOB @ DEST) est comparée à une valeur de seuil (MIN DEST FOB) calculée par le système de management de vol. 10. Procédé de détection conforme à la revendication 9, caractérisé en ce ladite valeur de seuil (MIN DEST FOB) est calculée par le système de management de vol à partir de paramètres de vol entrés dans le système de management de vol comprenant les quantités de carburant prévues pour voler sur les circuits d'attente et pour assurer un éventuel déroutement vers un aéroport de diversion. 11. Procédé de détection conforme à l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que les paramètres de décollage utilisés à ladite étape de calcul (El0, E14, E16, E18, E20, E22) sont choisis parmi au moins la masse, la poussée et la configuration de l'aéronef. 12. Aéronef comportant un dispositif de détection adapté à mettre en oeuvre le procédé de détection conforme à l'une des revendications 1 à 11. 13. Aéronef conforme à la revendication 12, caractérisé en ce que le dispositif de détection est intégré au système de management de vol dudit aéronef.