Brevet FR2908532A1 — publié le 20080516

Méthode et système de suivi par un aéronef d'une trajectoire en descente La présente invention concerne une méthode et un système de suivi par un aéronef d'une trajectoire en descente. Elle s'applique notamment dans le domaine de l'avionique. Un plan de vol est une description détaillée de la trajectoire à suivre par un aéronef dans le cadre d'un vol planifié à l'avance. Il comporte notamment une route, qui est une séquence chronologique de points de passage décrits par leur position, altitude et heure de survol. Les points de passage sont suivis par l'aéronef si celui-ci respecte parfaitement son plan de vol, qui constitue ainsi une aide précieuse à la fois au personnel de contrôle au sol et à la fois au personnel de pilotage à bord pour anticiper les mouvements de l'avion et assurer un niveau de sécurité optimum. Le plan de vol est couramment géré à bord des avions par un système désigné par l'expression anglo-saxonne de Flight Management System , que l'on appellera FMS par la suite, qui met le plan de vol à disposition des autres systèmes embarqués. Notamment le système de pilotage automatique utilise des consignes de guidage élaborées à partir du plan de vol mis à disposition par le système FMS. Ainsi il peut diriger l'avion tout au long du vol, que ce soit pour assister le pilote ou pour le remplacer. En phase de descente pour atterrissage, deux paramètres du profil vertical de l'aéronef sont à contrôler étroitement : l'altitude et la vitesse. A bord d'un avion, l'altitude résulte d'un équilibre entre l'angle d'inclinaison de la gouverne de profondeur et l'accélération donnée par la poussée des moteurs. En effet, l'angle d'inclinaison de la gouverne de profondeur détermine également l'angle d'inclinaison de l'appareil autour de son axe transversal horizontal. En avionique, cet axe est appelé axe de tangage et l'inclinaison autour de cet axe est appelé angle de tangage. En poussant le manche vers l'avant, le nez de l'appareil plonge et l'avion descend en suivant son axe longitudinal désormais incliné vers le bas. En tirant le manche en arrière, le nez de l'appareil se soulève et l'avion monte 2908532 2 en suivant son axe longitudinal désormais incliné vers le haut. Quant à la vitesse de l'avion, elle est essentiellement dépendante de la poussée des moteurs et de la configuration de l'avion en terme de becs, de volets et de gouverne de profondeur. En serrant la manette des gaz, la poussée des 5 moteurs augmente et l'avion accélère selon son axe longitudinal tout en augmentant son incidence, ce qui aurait tendance à faire monter l'avion s'il n'était pas équilibré en conséquence au niveau de la gouverne de profondeur. En desserrant la manette des gaz, la poussée des moteurs diminue et l'avion ralentit selon son axe longitudinal tout en abaissant son incidence, ce qui le fait descendre. Donc en réalité, l'altitude et la vitesse d'un avion sont étroitement liées et il n'est pas possible d'ajuster l'un des deux paramètres sans perturber l'autre. En effet, à poussée constante, lorsqu'on incline l'appareil en actionnant le manche, on le fait non seulement monter ou descendre, mais 15 on le fait également ralentir ou accélérer, même si cela se fait avec un léger retard. De la même manière, à gouverne de profondeur fixe, lorsqu'on ajuste la poussée des moteurs en actionnant la manette des gaz, on fait non seulement ralentir ou accélérer l'appareil, mais on le fait également descendre ou monter, toujours avec un léger retard. Ainsi, pour assurer un 20 suivi au plus près du profil vertical du plan de vol, il est nécessaire d'anticiper et de compenser les effets de l'un sur l'autre. C'est pourquoi les consignes de guidage visant à suivre le profil vertical doivent être données de manière à ce que la valeur de l'inclinaison autour de l'axe de tangage tienne compte de la valeur de la poussée, et inversement. 25 Par exemple, sur des avions de ligne de type Airbus, une logique opérationnelle assez complexe de guidage en descente est mise en oeuvre. Cette logique vise non seulement à résoudre le problème technique posé par la dépendance entre la poussée des moteurs et l'angle d'inclinaison de la 30 gouverne de profondeur, mais elle vise également à satisfaire d'autres contraintes d'ordre économique. Il s'agit tout d'abord de minimiser la consommation de kérosène, en exploitant par exemple au maximum les moteurs à leurs régimes optimums de montée, de croisière et de descente. II s'agit également de respecter au plus près les procédures de gestion du trafic, notamment en terme horaire, en maintenant l'appareil dans un tube 2908532 3 4D axé sur le profil de vol. II s'agit enfin de limiter les variations de poussée afin de minimiser l'usure des moteurs et de privilégier le confort des passagers. Cependant, ces contraintes économiques sont difficilement conciliables, voire contradictoires. Par exemple, chercher à maintenir les 5 moteurs à leur régime de croisière se fait nécessairement au détriment du respect des procédures de gestion du trafic. En régime de croisière, ni les vitesses ni les altitudes préconisées ne peuvent être maintenues, par conséquent l'avion ne peut pas suivre au plus près des tubes 4D . Ainsi, le confort des passagers et la préservation des moteurs apparaissent 1 o antagonistes du suivi des procédures de gestion du trafic. En fait, ces contraintes économiques ne peuvent être satisfaites simultanément : il faut en choisir certaines au détriment des autres. Les systèmes existants ont développé des logiques complexes qui s'appuient sur différents modes de guidage , chaque mode de guidage étant tout particulièrement adapté à 15 deux contraintes qu'il considère prioritaires. Malheureusement, ces systèmes sont opérationnels au prix de fréquents changements de modes et même de sous-modes de guidage. Chaque mode de guidage est caractérisé par un couple de consignes de guidage qui permettent de fixer deux paramètres de vol. Les 20 consignes en question sont au nombre de quatre. La consigne de poussée pour les avions équipés de moteurs à turboréacteur ou consigne de régime pour les turbopropulseurs, communément appelée consigne THR selon l'expression anglo-saxonne thrust , permet de fixer le paramètre de poussée des moteurs à un régime donné. La consigne de tangage 25 communément appelée consigne Vpath selon l'expression anglo- saxonne vertical path , permet de fixer le paramètre d'inclinaison de l'appareil autour de son axe de tangage. La consigne de vitesse communément appelée consigne SPD selon l'expression anglo-saxonne speed , permet de fixer en noeuds le paramètre de vitesse de l'appareil 30 selon la composante horizontale. Par la suite, la composante horizontale de la vitesse sera simplement désignée par vitesse . Enfin, la consigne de vitesse verticale communément appelée consigne VS selon l'expression anglo-saxonne vertical speed , permet de fixer en pieds par minutes la vitesse de descente verticale. Ainsi, dans chaque mode de guidage, deux 35 des quatre paramètres de vol sont asservis et les autres sont variables. En 2908532 4 mode dit Vpath/THR , la pente du profil vertical et la poussée sont fixés. La pente du profil vertical est commandée par l'angle de tangage. En mode dit SPD/THR , la vitesse et la poussée sont fixées. En mode dit Vpath/SPD , la pente du profil vertical et la vitesse sont fixés. En mode dit 5 VS/SPD , la vitesse verticale et la vitesse horizontale sont fixées. Par exemple, dans le cas nominal correspondant aux parties les plus hautes en début de descente, l'avion commence sa descente sans pente imposée. II faut alors principalement surveiller la vitesse de l'appareil, 10 non seulement pour des raisons de sécurité, la vitesse excessive étant l'un des risques majeurs en aviation, mais également pour respecter les contraintes du plan de vol en terme de vitesse et de temps. Paradoxalement, c'est le mode Vpath/THR qui est privilégié en début de descente, c'est-à-dire un mode où les paramètres de vitesse ne 15 sont pas fixés mais où l'avion s'asservit sur une vitesse et un profil calculés avec cette vitesse et un régime de poussée réduit. Idéalement, tant qu'il n'y a pas de contrainte d'altitude induisant des pentes fixes, les meilleurs paramètres de contrôle sont la poussée fixée au début de la descente au régime plein réduit de descente et la vitesse qui reste sous contrôle par 20 ajustements successifs de l'inclinaison autour de l'axe de tangage : l'avion accélère lorsque son inclinaison est augmentée et il ralentit lorsque son inclinaison est diminuée. Les variations de pente de la descente qui en résultent nécessairement n'ont aucune importance à cette altitude encore élevée où, comme énoncé précédemment, aucune pente particulière n'est 25 requise par le plan de vol. C'est le mode de guidage le plus économique et le plus confortable, mais aussi le moins précis en terme de suivi du profil vertical. Ensuite, lorsque l'avion passe en dessous d'un certain niveau d'altitude, le profil vertical du plan de vol impose des altitudes et donc des 30 changements de pentes. Il faut alors non seulement surveiller la vitesse de l'appareil, mais il faut également surveiller son altitude. Par exemple, l'avion peut passer en mode de guidage Vpath/SPD. La poussée des moteurs fluctue selon la consigne de vitesse. C'est un mode de guidage moins économique et moins confortable. Mais il est aussi très précis en terme de 35 suivi du profil vertical et donc très adapté à la phase d'approche. 2908532 5 En dehors de ce cas nominal, de nombreuses situations plus ou moins inattendues peuvent conduire à des cas dégradés. Par exemple, lorsque l'avion commence sa descente à vitesse nominale en mode Vpath/THR, c'est-à-dire à pente du profil et à poussée fixés, il arrive 5 fréquemment qu'il soit subitement exposé au vent. Par vent arrière, l'avion accélère au-delà de sa vitesse nominale, ce qui peut temporairement aller à l'encontre de la sécurité et du respect des horaires. Lorsqu'il dépasse une vitesse plafond Vmax, il faut ralentir l'appareil. Compenser le vent par la poussée n'est pas très efficace à cause de l'inertie des réacteurs: l'effet de io l'ajustement de poussée se fait sentir avec un certain retard, alors même que le vent est changeant par nature. Par conséquent, en mode Vpath/THR il faut compenser les effets du vent en agissant sur la gouverne de profondeur. Pour ralentir l'appareil, il faut donc soulever le nez de l'avion, donc la pente de descente diminue en même temps qu'il ralentit, jusqu'à ce que sa vitesse 15 se stabilise à Vmax qui est considérée comme une vitesse de sécurité. Mais dans un deuxième temps, il faut ramener l'avion à sa vitesse nominale qui est celle assurant le respect de l'horaire et/ou des vitesses prévues. Pour faire cela, l'avion peut par exemple passer en mode de guidage SPD/THR, qui est dit mode de récupération , en fixant le paramètre de vitesse à la 20 valeur de la vitesse nominale. L'appareil ralenti peu à peu jusqu'à revenir à sa vitesse nominale, tout en voyant sa pente de descente augmenter progressivement. Ce n'est qu'au retour à sa vitesse nominale qu'il repasse en mode de guidage nominal Vpath/THR. De manière similaire, en cas de brusque vent de face, l'appareil ralentit subitement et peut passer en 25 dessous d'une vitesse Vmin de sécurité. Il passe alors dans un mode de récupération adapté, pour revenir ensuite dans son mode de guidage nominal Vpath/THR. Et ainsi de suite, l'avion passe d'un mode de guidage à un autre au gré des imprévus opérationnels auxquels il est confronté. Ces imprévus peuvent faire varier sa vitesse et/ou son altitude au-dessus de 30 valeurs maximales ou en dessous de valeurs minimales, ce qui impose à chaque fois de déterminer le nouveau mode de guidage le plus adapté à la nouvelle situation et ainsi de corriger la trajectoire de l'avion. Le but est toujours de revenir au mode de guidage nominal Vpath/THR. Typiquement, une telle logique opérationnelle peut être mise en 35 oeuvre informatiquement par un automate d'états. C'est ce qui est fait sur les 2908532 6 avions de ligne de type Airbus. Dans ce type de mise en oeuvre, chaque mode de guidage est un état de l'automate. Le passage de la vitesse et/ou de l'altitude au-dessus d'une valeur maximale ou en dessous d'une valeur minimale est un événement de l'automate. Malheureusement, converger vers 5 l'état nominal Vpath/THR dans un environnement aussi imprévisible s'avère très souvent difficile, un nouvel imprévu venant souvent perturber la descente de l'appareil alors qu'il est encore dans un état de récupération. Ainsi, dans de nombreux cas il faut introduire des états intermédiaires permettant de passer indirectement d'un état à un autre. Ces états 10 intermédiaires ont souvent une durée d'utilisation très courte, ce que même des mécanismes de confirmation des évènements de changement d'état, comme attendre un certain délai après le dépassement d'une valeur maximale pour voir si la tendance se confirme, ne peuvent éviter. Des phénomènes de transitions alternées entre deux états peuvent même se 15 produire. Autrement dit, l'automate n'est pas très stable. Opérationnellement, il donne quand même des résultats satisfaisants lorsqu'il a été finement ajusté pour un modèle d'avion donné, notamment lorsque les valeurs des confirmateurs de changement d'état sont bien réglées, que ce soit en terme de délais ou en terme de marges en vitesse et/ou en altitude. Mais cela 20 nécessite une longue phase de mise au point au sol et en vol, les essais en vol nécessitant de surcroît des moyens dédiés de communication avec le sol pour analyser les résultats et simuler des scénarii de correction. Cette mise au point complexe et coûteuse devant être mise en oeuvre pour chaque modèle d'avion, la solution actuelle présente donc des inconvénients 25 économiques majeurs. L'invention a notamment pour but de pallier les inconvénients précités en tenant systématiquement compte des contraintes de vitesse pour 30 ajuster le paramètre d'inclinaison autour de l'axe de tangage, ceci quel que soit le mode guidage. Ceci a pour effet de limiter les changements de modes. Dans le cas où elle est implémentée sous la forme d'un automate d'état, l'invention conduit à un automate dans lequel les états intermédiaires instables ne sont même plus atteints et peuvent être supprimés. A cet effet, 35 l'invention a pour objet une méthode de suivi par un aéronef d'une trajectoire 2908532 7 en descente assortie d'un horaire, caractérisée en ce que la vitesse de l'aéronef est asservie sur la vitesse requise pour respecter l'horaire. L'angle de tangage est ajusté lorsque l'aéronef n'est pas en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire au-delà d'un seuil. La poussée des moteurs est 5 ajustée lorsque l'aéronef est en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire au-delà du seuil. Avantageusement, la vitesse requise pour respecter l'horaire peut être une consigne de vitesse comprise entre la vitesse minimale et la vitesse maximale de l'aéronef, calculée afin de respecter des contraintes horaires 1 o et/ou des contraintes de vitesse issues d'un plan de vol suivi par l'aéronef. L'altitude prévue sur la trajectoire peut quant à elle être déduite d'un segment de profil vertical extrait de ce plan de vol. Lorsque l'aéronef n'est pas en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire au-delà du seuil, l'ajustement de l'angle de tangage peut être 15 effectué à vitesse constante et à poussée des moteurs constante. Lorsque l'aéronef est en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire mais pas au-delà du seuil, la vitesse peut être fixée sensiblement à la vitesse requise pour respecter l'horaire et la poussée des moteurs peut être fixée légèrement au-dessus du régime de croisière. 20 Lorsque l'aéronef est au-dessus de l'altitude prévue sur la trajectoire mais pas au-delà d'un second seuil, la vitesse peut être fixée sensiblement à la vitesse requise pour respecter l'horaire et la poussée des moteurs peut être fixée au régime de croisière. Lorsque l'aéronef est au-dessus de l'altitude prévue sur la 25 trajectoire au-delà du second seuil, la vitesse peut être fixée à une valeur légèrement supérieure à la vitesse requise pour respecter l'horaire et la poussée des moteurs peut être fixée au régime de croisière. Par exemple, l'angle de tangage peut être ajusté en actionnant la gouverne de profondeur de l'aéronef. 30 Lorsque l'aéronef est en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire au-delà du seuil, l'ajustement de la poussée des moteurs peut être effectué à vitesse constante et un suivi du segment de profil peut être asservi par une commande de tangage. Lorsque l'aéronef est en dessous de l'altitude prévue sur la 35 trajectoire au-delà du seuil, la vitesse peut être fixée à une valeur légèrement 2908532 8 inférieure à la vitesse requise pour respecter l'horaire et l'angle de tangage peut être asservi à une valeur permettant de rejoindre la trajectoire avec une vitesse verticale constante. Par exemple, l'angle de tangage peut être fixé à une valeur permettant de rejoindre la trajectoire avec une vitesse verticale en 5 descente fixée, à -1000 pieds par minute par exemple. Lorsque l'aéronef est en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire au delà du seuil, la vitesse peut être fixée sensiblement à la vitesse requise pour respecter l'horaire et l'angle de tangage peut être asservi à une valeur permettant de rejoindre la trajectoire à facteur de charge 10 constant en suivant une course parabolique tangente à la trajectoire. Par exemple, la poussée des moteurs peut être ajustée en actionnant la manette des gaz de l'aéronef. L'invention a également pour objet un système de suivi par un 15 aéronef d'une trajectoire en descente assortie d'un horaire. Un automate d'états implémente la méthode selon l'une quelconque des revendications précédentes, chaque état de l'automate (40, 41, 42, 43, 44) correspondant à un couple de paramètres de navigation fixés parmi la vitesse, l'angle de tangage et la poussée des moteurs. Les évènements déclenchant les 20 transitions de l'automate correspondent au franchissement de l'altitude prévue sur la trajectoire ou au franchissement de l'altitude en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire correspondant au premier seuil ou au franchissement de l'altitude au-dessus de l'altitude prévue sur la trajectoire correspondant au second seuil. 25 L'invention a encore pour principaux avantages qu'elle permet de stabiliser plus rapidement la vitesse de l'aéronef et ainsi de ne plus dépasser 30 les vitesses de sécurité en descente, alors que c'est souvent le cas lorsque la gouverne de profondeur est actionnée prioritairement pour descendre, la vitesse contrôlée par l'automanette étant généralement moins réactive. Ainsi, l'invention permet de revoir à la hausse les vitesses maximales de sécurité, puisqu'il y a beaucoup moins de risque de les dépasser. Il en résulte 35 globalement une meilleure gestion de la vitesse de l'avion pendant la phase 2908532 9 de descente, avec moins de remise des gaz et donc une baisse sensible de la consommation de kérosène. De plus, l'invention permet d'exploiter au maximum les moteurs à leur régime de croisière, minimisant ainsi l'usure de l'appareil et optimisant le confort des passagers. II est également à noter que 5 l'invention, en privilégiant le contrôle de la vitesse, permet de respecter plus facilement les contraintes horaires qui sont de plus en plus strictes dans le contrôle aérien civil. Compagnies aériennes et passagers, mais aussi gestion du trafic et même environnement, tous les acteurs de la circulation aérienne trouvent leur intérêt dans l'invention. 10 D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'aide de la description qui suit faite en regard de dessins annexés qui représentent : 15 - la figure 1, une illustration par un schéma du profil de vol vertical en descente d'un aéronef ainsi qu'un exemple d'automate selon l'art antérieur permettant de suivre ce profil ; - la figure 2, une illustration par un schéma du même profil de vol vertical en descente ainsi qu'un exemple d'automate mettant en 20 oeuvre la méthode selon l'invention et permettant de suivre ce profil ; - la figure 3, une illustration d'un exemple d'architecture système mettant en oeuvre la méthode selon l'invention. 25 La figure 1 illustre par un schéma le profil de vol vertical en descente d'un aéronef ainsi que les états et les transitions d'un exemple d'automate selon l'art antérieur permettant à l'aéronef de suivre ce profil. Une trajectoire 1 d'un aéronef 2 en phase de descente est 30 représentée dans un système d'axes où l'abscisse représente la distance au sol et l'ordonnée représente l'altitude. La trajectoire 1 est extraite du profil de vol imposé dans le plan de vol suivi par l'aéronef 2. Par exemple l'aéronef 2 descend pour atterrir, il suit donc une route aérienne d'approche d'un aéroport. Une zone 3 englobe l'espace aérien autour de la trajectoire 1, elle 35 s'appelle zone de capture du profil de vol. C'est dans la zone 3 que 2908532 10 l'aéronef, au cas où il aurait quitté sa trajectoire planifiée 1, est susceptible de capturer à nouveau cette trajectoire 1, au sens de s'y conformer à nouveau. La zone 3 peut être un tube en 3D dont le diamètre diminue quand l'altitude diminue. En effet, plus l'aéronef 2 descend et approche de 5 l'aéroport, plus les contraintes liées à la densité du trafic aérien sont importantes et moins l'aéronef 2 a de marge de manoeuvre. Ceci pour garantir l'anti-collision avec les autres aéronefs utilisant le même aéroport. Une zone 4 englobe tout l'espace aérien situé au-dessus de la zone 3. Dans la zone 4, l'aéronef 2 doit prendre des mesures pour descendre plus vite afin 10 de se conformer à la trajectoire 1. Une zone 5 englobe tout l'espace aérien situé au-dessous de la zone 3. Dans la zone 5, l'aéronef 2 doit prendre des mesures pour descendre moins vite afin de se conformer à la trajectoire 1. Des états 6, 7, 8 et 9 permettent à l'aéronef 2 de suivre relativement précisément la trajectoire de descente 1 dans le cas nominal où 15 aucun imprévu ne survient. L'état 6 correspond au mode de guidage Vpath/SPD. L'état 7 correspond au mode de guidage VpathITHR avec la poussée fixée légèrement au-dessus du régime de croisière. L'état 8 correspond également au mode de guidage Vpath/THR, mais avec la poussée fixée au régime de croisière. L'état 9 correspond au mode de 20 guidage SPD/THR. Par la suite, un état sera qualifié par le mode de guidage auquel il correspond. Par exemple, les états 7 et 8 seront respectivement appelés état 7 VpathITHR et état 8 VpathITHR . Sur la figure 1, des transitions sont également représentées par des flèches. Une transition est le passage d'un état à un autre lorsqu'une condition est réalisée. Dans les 25 automates selon l'art antérieur cornme celui illustré par la figure 1, la condition est toujours liée au franchissement d'un seuil en vitesse et parfois également liée au franchissement d'un seuil en altitude. Ainsi, une transition 15 permet de passer de l'état 6 Vpath/SPD à l'état 8 Vpath/THR. Une transition 16 permet de passer de l'état 8 où la poussée est fixée au régime 30 de croisière à l'état 7 où la poussée est fixée légèrement au-dessus du régime de croisière. Une transition 17 permet de passer de l'état 7 Vpath/THR à l'état 6 Vpath/SPD. Une transition 18 permet de passer de l'état 8 Vpath/THR à l'état 9 SPD/THR. Une transition 19 permet de passer de l'état 9 SPD/THR à l'état 8 VpathITHR. 2908532 11 Des états 10 et 11 permettent à l'aéronef 2 de revenir vers la trajectoire de descente 1 lorsqu'il est dans la zone 4. Dans ce cas, l'aéronef 2 a quitté le profil de vol par le haut suite à un imprévu qui l'a empêché de descendre suffisamment vite. L'état 10 correspond au mode de guidage 5 SPD/THR. L'état 11 correspond au mode de guidage VpathITHR, c'est un état intermédiaire instable. Une transition 20 permet de passer de l'état 10 SPD/THR à l'état 11 Vpath/THR. Une transition 21 permet de passer de l'état 11 Vpath/THR avec l'angle de tangage fixé à une valeur supérieure à la pente du profil de vol à l'état 8 Vpath/THR avec l'angle de tangage fixé à la 10 pente du profil de vol. Une transition 26 permet de passer de l'état 10 SPD/THR à l'état 8 Vpath/THR. Des états 12, 13 et 14 permettent à l'aéronef 2 de revenir vers la trajectoire de descente 1 lorsqu'il est dans la zone 5. Dans ce cas, l'aéronef 2 a quitté le profil de vol par le bas suite à un imprévu qui l'a contraint à 15 descendre trop vite. L'état 12 correspond au mode de guidage VS/SPD. L'état 13 correspond au mode de guidage Vpath/SPD, c'est un état intermédiaire instable. L'état 14 correspond également au mode de guidage Vpath/SPD, c'est également un état intermédiaire instable. Une transition 22 permet de passer de l'état 12 VS/SPD à l'état 13 Vpath/SPD. Une transition 20 23 permet de passer de l'état 13 Vpath/SPD à l'état 7 Vpath/THR. Une transition 24 permet de passer de l'état 12 VS/SPD à l'état 14 Vpath/SPD. Une transition 25 permet de passer de l'état 14 Vpath/SPD à l'état 7 Vpath/THR. Comme énoncé précédemment, il apparaît que le mode de 25 guidage Vpath/THR est bien le mode de guidage privilégié vers lequel tendent à ramener directement ou indirectement toutes les transitions de l'automate illustré par la figure 1. C'est un automate très complexe à 9 états et 13 transitions, comportant des états intermédiaires comme définis précédemment et mettant en oeuvre des sous-modes. Trois sous-modes 30 Vpath/SPD sont représentés par les états 6, 13 et 14. Trois sous-modes Vpath/THR sont représentés par les états 7, 8 et 11. Deux sous-modes SPD/THR sont représentés par les états 9 et 10. Les états intermédiaires sont les états 11, 13 et 14. De durée d'utilisation très courte, des confirmateurs de changement d'état tendent à limiter les phénomènes de 35 transitions alternées avec ces états intermédiaires. Cependant, les 2908532 12 phénomènes inutiles de clignotement de ces états restent inévitables et l'automate demeure relativement instable. Il faut noter que la mise au point de ces confirmateurs est très coûteuse puisqu'elle nécessite de déployer des moyens de communication et de simulation importants pour chaque type 5 d'appareil. Dans l'exemple d'automate selon l'art antérieur présenté par la figure 1, l'aéronef 2 suit quasi parfaitement l'altitude de la trajectoire 1 dans le cas nominal. C'est clairement le contrôle de l'altitude qui est privilégié au détriment du contrôle de la vitesse. La vitesse n'est corrigée activement que 10 si elle franchit la limite minimum ou la limite maximum de sécurité, déclenchant systématiquement une transition et un changement d'état. La figure 2 illustre par un schéma le même profil de vol vertical en 15 descente que la figure 1 ainsi que les états et les transitions d'un exemple d'automate mettant en oeuvre la méthode selon l'invention et permettant à l'aéronef de suivre ce profil. Il est important de souligner qu'un automate d'état est une façon avantageuse d'implémenter la méthode selon l'invention, notamment dans les systèmes existant, mais que celleci peut être 20 implémentée par d'autres façons. L'aéronef 2 en phase de descente suivant la trajectoire 1 est représenté dans le même système d'axes que dans la figure 1. La trajectoire 1 peut par exemple être déduite du plan de vol suivi par l'aéronef 2. Les mêmes zone 3, 4 et 5 sont également représentées. Notamment la zone 3 25 peut être définie par deux seuils en altitude S1 et S2, respectivement en dessous et au-dessus de l'altitude prévue sur la trajectoire 1. Avantageusement, les valeurs des seuils en altitude S1 et S2 peuvent diminuer quand l'altitude prévuesur la trajectoire diminue. Ainsi, la zone 3 peut être un tube en 3D dont le diamètre diminue quand l'altitude diminue. 30 Des états 40 et 41 permettent à l'aéronef 2 de rester dans la zone 3 autour de la trajectoire 1. Ils correspondent tous deux au mode de guidage SPD/THR. Avantageusement, dans l'état 40 la vitesse peut être fixée à la vitesse théorique pour respecter l'horaire, notée VTH, et la poussée peut être fixée au régime de croisière, noté IDLE suivant une terminologie anglosaxonne. Avantageusement également, dans l'état 41 la vitesse peut être 2908532 13 fixée à la même vitesse théorique VTH, mais la poussée peut être fixée légèrement au-dessus du régime de croisière, régime noté IDLE+A. La vitesse théorique VTH peut par exemple être déduite du plan de vol suivi par l'aéronef 2. Dans les automates selon l'invention comme celui illustré par la 5 figure 2, les conditions de transition sont toujours liées au franchissement d'un seuil en altitude et jamais au franchissement d'un seuil en vitesse. Ainsi, une transition 45 permet de passer de l'état 40 SPDITHR au régime de croisière IDLE à l'état 41 SPD/THR légèrement au-dessus du régime de croisière IDLE+A, à condition que l'aéronef 2 passe en dessous de la io trajectoire 1. Inversement, une transition 46 permet de passer de l'état 41 SPD/THR légèrement au-dessus du régime de croisière IDLE+A à l'état 40 SPDITHR au régime de croisière IDLE, à condition que l'aéronef 2 passe au-dessus de la trajectoire 1. Lorsque l'aéronef 2 est dans la zone 3 au-dessus de la trajectoire 15 1 en mode 40 SPD/THR et à condition qu'il quitte la zone 3 par le haut en pénétrant la zone 4, une transition 47 est déclenchée vers un état 42 SPDITHR. Avantageusement, dans l'état 42 la vitesse peut être fixée légèrement au-dessus de la vitesse théorique, notée VTH+X, et la poussée peut être fixée au régime de croisière IDLE. Deux possibilités se présentent 20 alors. La première possibilité est qu'une transition 48 de retour direct vers l'état 40 SPD/THR soit déclenchée, à conditions que l'aéronef 2 rejoigne la zone 3 de capture du profil de vol. La deuxième possibilité est un cas exceptionnel qui sera explicité par la suite. Lorsque l'aéronef 2 est dans la zone 3 en dessous de la trajectoire 25 1 en mode 41 SPD/THR et à condition qu'il quitte la zone 3 par le bas en pénétrant la zone 5, une transition 49 est déclenchée vers un état 44 Vpath/SPD. Avantageusement, dans l'état 44 la vitesse peut être fixée un peu en dessous de la vitesse théorique, notée VTH-Y, et l'inclinaison autour de l'axe de tangage peut être calculée de manière à correspondre à une 30 vitesse verticale de -1000 pieds par minute compte tenu de la vitesse. Trois possibilités se présentent alors. La première possibilité est que l'aéronef 2 rejoigne directement la zone 3, déclenchant ainsi une transition 50 de retour direct vers l'état 41 SPD/THR. La deuxième possibilité est que, dans un premier temps, l'aéronef 2 se retrouve dans les conditions nécessaires pour 35 revenir dans la zone 3 et notamment reprenne le contrôle de sa vitesse. Ceci 2908532 14 déclenche alors une transition 53 de l'état 44 Vpath/SPD vers un état 43 Vpath/SPD. Avantageusement, dans l'état 43 la vitesse peut être fixée à la vitesse théorique VTH et l'angle de tangage peut être fixé de manière à rejoindre la zone 3 de capture à facteur de charge constant et selon une 5 trajectoire parabolique tangente à la trajectoire 1, notée CAPTURE_PATH. Et dans un deuxième temps seulement, l'aéronef 2 revient dans la zone 3, déclenchant une transition 54 de l'état 43 Vpath/SPD vers l'état 41 SPD/THR. La troisième possibilité est un cas exceptionnel dans lequel une transition 52 directe de l'état 44 Vpath/SPD vers l'état 42 SPD/THR est 1 o déclenchée, à condition que l'altitude de l'aéronef 2 remonte brusquement, le faisant passer très rapidement de la zone 5 à la zone 4. Et inversement, c'est le cas exceptionnel annoncé précédemment qui peut arriver lorsque l'aéronef 2 est dans la zone 4 à l'état 42 SPD/THR, une transition 51 de retour direct vers l'état 44 Vpath/SPD peut être déclenchée, à condition que l'altitude de 15 l'aéronef 2 chute brusquement, le faisant passer très rapidement de la zone 4 à la zone 5. Dans l'exemple d'automate selon l'invention présenté par la figure 2 et contrairement à l'exemple d'automate selon l'art antérieur présenté par la figure 1, l'aéronef 2 ne suit pas de près l'altitude de la trajectoire 1 dans le 20 cas nominal. L'aéronef 2 se maintient seulement dans le tube 3D défini par la zone 3 autour de la trajectoire 1. C'est clairement le contrôle de la vitesse qui est privilégié au détriment du contrôle de l'altitude. En effet, sur l'ensemble de la descente, la vitesse de l'aéronef 2 est plus ou moins maintenue à la vitesse théorique VTH, variant entre VTH+X et VTHùY, la vitesse théorique 25 étant celle avec laquelle a été élaboré le profil vertical du plan de vol dont est extraite la trajectoire 1. La vitesse théorique VTH est la vitesse la plus susceptible de faire respecter l'horaire. Ceci permet indirectement de contrôler l'altitude de l'aéronef 2, puisque à poussée constante, suivre un profil de vitesse revient à suivre un profil d'altitude. L'altitude n'est corrigée 30 activement que si elle franchit le plancher ou le plafond de sécurité matérialisés par la zone 3, déclenchant une transition et un changement d'état. Le contrôle de la vitesse peut être réalisé d'une part grâce à la gouverne de profondeur lorsque l'aéronef est dans la zone 3 ou au-dessus 35 de la zone 3 et qu'il navigue dans le mode de guidage SPD/THR 2908532 15 correspondant aux états 40, 41 et 42. En effet, comme explicité précédemment, la gouverne de profondeur est plus précise et plus réactive que la manette des gaz, ne nécessitant pas de confirmateurs et/ou de marges importantes autour des valeurs minimum et maximum de vitesse 5 pour compenser un éventuel effet d'inertie. Le contrôle de la vitesse peut être réalisé d'autre part grâce à la manette des gaz lorsque l'aéronef est sous la zone 3 et navigue dans le mode de guidage Vpath/SPD correspondant aux états 43 et 44. Une consigne flottante en inclinaison autour de l'axe de tangage peut dans un 1 o premier temps faire converger l'aéronef 2 vers la trajectoire 1, cette consigne flottante correspondant en permanence à une vitesse verticale de -1000 pieds par minutes. C'est l'état 44. Puis, éventuellement dans un second temps, la consigne d'inclinaison autour de l'axe de tangage peut faire converger l'aéronef 2 vers la trajectoire 1 en suivant une trajectoire 15 parabolique tangente à la trajectoire 1 à facteur de charge constant. C'est l'état 43. Par comparaison à la figure 1, la figure 2 montre une simplification notable lorsque l'invention est implémentée sous la forme d'un automate, passant de 9 états à 4 ou 5 états seulement et de 13 à 8 transitions. 20 Notamment, les états correspondant aux modes VS/SPD et Vpath/THR disparaissent, ce qui rend l'automate beaucoup plus stable. Les gains ainsi réalisés en mise au point sont considérables. 25 La figure 3 illustre par un schéma un exemple d'architecture système permettant de mettre en oeuvre la méthode selon l'invention au sein d'un système FMS 60. Un module 73 de guidage implémente la méthode selon l'invention, par exemple par un automate d'état comme décrit précédemment. Un module 67 de trajectographie fournit au module 73 le 30 profil vertical en descente du plan de vol que l'aéronef doit suivre. Par exemple, ce peut être la trajectoire 1 des figures précédentes. Le module 67 reçoit le plan de vol d'un module 64 de gestion du plan de vol, le module 64 convertissant les balises aéronautiques décrivant le plan de vol grâce à une base de données de navigation 63. Un module 66 de localisation et de 35 navigation fournit au module 73 les caractéristiques cinématiques 2908532 16 instantanées de l'aéronef en terme de position, d'altitude, de vitesse, de tangage et de roulis. Le module 66 reçoit lui-même des données brutes d'un module 70 rassemblant des capteurs, du type balise de positionnement par satellites et/ou centrale inertielle. Un module 65 de prédiction fournit au 5 module 73 les heures prévues de passages aux points jalonnant la trajectoire à suivre, ces points déterminant l'horaire, ainsi que les points prévus de changement de cinématique. Pour effectuer ses calculs, le module 65 reçoit les performances de l'aéronef d'une base de données 62. A partir du profil vertical à suivre fournit par le module 67, de io l'horaire fournit par le module 65 au travers des heures prévues de passage aux points et à partir des caractéristiques cinématiques instantanées de l'aéronef fournies par le module 66, le module 73 détermine les consignes de guidage les plus adaptées pour que l'aéronef suive le profil vertical, ceci en appliquant la méthode selon l'invention décrite précédemment. Par exemple, 15 le module 73 peut implémenter un automate d'états. Les consignes de guidage peuvent être fournies à un module de pilotage 72 pour application automatique. Eventuellement, les consignes peuvent également être affichées sur un module d'interface homme-machine 71 pour application manuelle des consignes. 20 L'invention décrite précédemment permet notamment de simplifier la logique opérationnelle en réduisant fortement le nombre de modes et de sous-modes de guidage. Plus robuste, la logique opérationnelle est plus 25 facile à régler et à tester. Notamment, dans le cas d'une implémentation par un automate d'états, les états intermédiaires instables ne sont plus nécessaires et peuvent donc être supprimés. L'automate en est grandement simplifié. Les confirmateurs de changement d'état, sources de longs et coûteux réglages dépendant du modèle d'avion, sont également inutiles. 30 L'invention conduit ainsi à un automate simple car comportant peu d'états, ces états étant stables et l'automate étant utilisable pour tous les modèles d'avion. Le gain en mise au point est considérable. Enfin, favoriser une tenue précise de la vitesse dès le haut de la descente permet de ne pas se retrouver à gérer ultérieurement un problème 35 de surplus ou de manque d'énergie, l'énergie en question étant constituée 2908532 17 par la vitesse au travers de l'énergie cinétique et par l'altitude au travers de l'énergie potentielle. REVENDICATIONS 1. Méthode de suivi par un aéronef (2) d'une trajectoire (1) en descente assortie d'un horaire, caractérisée en ce que la vitesse de l'aéronef (2) est asservie sur la vitesse requise pour respecter l'horaire : - par ajustement de l'angle de tangage lorsque l'aéronef (2) n'est 5 pas en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) au-delà d'un seuil (Si) ; par ajustement de la poussée des moteurs lorsque l'aéronef (2) est en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) au-delà du seuil (Si). 10 2. Méthode selon la revendication 1 caractérisée en ce que la vitesse requise pour respecter l'horaire est une consigne de vitesse comprise entre la vitesse minimale et la vitesse maximale de l'aéronef (2), calculée afin de respecter des contraintes horaires et/ou des contraintes de vitesse 15 issues d'un plan de vol suivi par l'aéronef. 3. Méthode selon la revendication 1 caractérisée en ce que l'altitude prévue sur la trajectoire est déduite d'un segment de profil vertical extrait d'un plan de vol suivi par l'aéronef. 4. Méthode selon la revendication 1 caractérisée en ce que, lorsque l'aéronef (2) n'est pas en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) au-delà du seuil (Si), l'ajustement de l'angle de tangage est effectué à vitesse (SPD) constante et à poussée des moteurs (THR) constante. 25 5. Méthode selon la revendication 2 caractérisée en ce que, lorsque l'aéronef (2) est en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) mais pas au-delà du seuil (Si), la vitesse (SPD) est fixée sensiblement à la vitesse requise pour respecter l'horaire (VTH) et la poussée des moteurs 30 (THR) est fixée légèrement au-dessus du régime de croisière (IDLE+A). 6. Méthode selon la revendication 3 caractérisée en ce que, lorsque l'aéronef (2) est au-dessus de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) mais pas au-delà d'un second seuil (S2), la vitesse (SPD) est fixée 20 2908532 19 sensiblement à la vitesse requise pour respecter l'horaire (VTH) et la poussée des moteurs (THR) est fixée au régime de croisière (IDLE). 7. Méthode selon la revendication 4 caractérisée en ce que, lorsque l'aéronef (2) est au-dessus de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) au-delà du second seuil (S2), la vitesse (SPD) est fixée à une valeur légèrement supérieure à la vitesse requise pour respecter l'horaire (VTH+X) et la poussée des moteurs (THR) est fixée au régime de croisière (IDLE). 8. Méthode selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'angle de tangage est ajusté en actionnant la gouverne de profondeur de l'aéronef (2). 9. Méthode selon la revendication 3 caractérisée en ce que, lorsque l'aéronef (2) est en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) au-delà du seuil (Si), l'ajustement de la poussée des moteurs est effectué à vitesse (SPD) constante et un suivi du segment de profil est asservi par une commande de tangage. 10. Méthode selon la revendication 7 caractérisée en ce que, lorsque l'aéronef (2) est en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) au-delà du seuil (Si), la vitesse (SPD) est fixée à une valeur légèrement inférieure à la vitesse requise pour respecter l'horaire (VTH-Y) et l'angle de tangage (Vpath) est asservi à une valeur permettant de rejoindre la trajectoire (1) avec une vitesse verticale constante. 11. Méthode selon la revendication 10 caractérisée en ce que l'angle de tangage (Vpath) est fixé à une valeur permettant de rejoindre la trajectoire (1) avec une vitesse verticale en descente fixée. 12. Méthode selon la revendication 7 caractérisée en ce que, lorsque l'aéronef (2) est en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) au delà du seuil (Si), la vitesse (SPD) est fixée sensiblement à la vitesse requise pour respecter l'horaire (VTH) et l'angle de tangage (Vpath) est 2908532 20 asservi à une valeur permettant de rejoindre la trajectoire (1) à facteur de charge constant en suivant une course parabolique (CAPTURE_PATH) tangente à la trajectoire (1). 5 13. Méthode selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisée en ce que la poussée des moteurs est ajustée en actionnant la manette des gaz de l'aéronef. 14. Système de suivi par un aéronef (2) d'une trajectoire (1) en descente 10 assortie d'un horaire caractérisée en ce qu'il implémente par un automate d'états la méthode selon l'une quelconque des revendications précédentes, chaque état de l'automate (40, 41, 42, 43, 44) correspondant à un couple de paramètres de navigation fixés parmi la vitesse (SPD), l'angle de tangage (Vpath) et la poussée des moteurs 15 (THR), les évènements déclenchant les transitions de l'automate correspondant au franchissement de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) ou au franchissement de l'altitude en dessous de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) correspondant au premier seuil (Si) ou au franchissement de l'altitude au-dessus de l'altitude prévue sur la trajectoire (1) 20 correspondant au second seuil (S2).