Brevet FR2908533A1 — publié le 20080516

Méthode et système de surveillance du suivi d'une trajectoire de référence par un aéronef La présente invention concerne une méthode et un système de surveillance du suivi d'une trajectoire de référence par un aéronef. Elle s'applique par exemple dans le domaine de l'avionque. Un plan de vol est la description détaillée de la route à suivre par un aéronef dans le cadre d'un vol planifié. Il comporte notamment une séquence chronologique de points de passage décrits par leur position, altitude et heure de survol. Les points de passage constituent la trajectoire à suivre par l'aéronef en vue de respecter au mieux son plan de vol. Cette trajectoire de référence constitue une aide précieuse à la fois au personnel de contrôle au sol et à la fois au pilote, pour anticiper les mouvements de l'avion et ainsi assurer un niveau de sécurité optimum. Le plan de vol est couramment géré à bord des avions civils par un système de gestion du vol désigné par la terminologie anglo-saxonne de Flight Management System , que l'on appellera FMS par la suite, qui met notamment la trajectoire de référence à disposition du personnel de bord et à disposition des autres systèmes embarqués. Dans un souci de sécurité essentiellement, il faut donc s'assurer que l'avion suit au moins en terme géographique et éventuellement en terme horaire la trajectoire de référence décrite dans son plan de vol. Pour cela, des procédures de guidage permettent au minimum d'asservir l'avion dans l'espace sur la trajectoire en 3D correspondant à la trajectoire de référence. Mais avant d'élaborer une consigne de guidage, il faut tout d'abord s'assurer que les segments de vol devant l'avion à court terme et à moyen terme peuvent effectivement être survolés, par exemple que leur survol est compatible des performances de l'avion et peut se faire en respect des normes de sécurité. En premier lieu, il convient de vérifier que la route planifiée est bien continue devant l'avion, c'est-à-dire qu'elle ne présente pas de trou. En effet, un plan de vol peut présenter des discontinuités de route, 2908533 2 notamment là où il est prévu que le vol s'effectue selon les règles de vol manuel ou de vol à vue. Mais il arrive également que des points de passage soient supprimés sans qu'une alternative ne soit donnée par le pilote ou encore que le système échoue à les remplacer automatiquement. Dans tous 5 ces cas, bien-sûr, établir des consignes de guidage est impossible. En second lieu, il convient par exemple de vérifier que la trajectoire horizontale devant l'avion n'impose pas des angles de roulis en virage ou des facteurs de charge que l'avion ne pourrait pas supporter. En effet, les conditions réelles peuvent être différentes par rapport au moment où le virage a été 10 défini théoriquement, par exemple en terme de vent. Il convient également de vérifier que la trajectoire devant l'avion ne requiert pas des pentes en montée ou en descente excessives, ou encore des vitesses excessives ou trop faibles que l'avion ne pourrait pas suivre, voire qui mettraient en péril la sécurité du vol. Toutes ces vérifications doivent être faites afin de ne pas 15 répercuter tardivement des écarts préjudiciables tant au niveau des performances qu'au niveau de la sécurité. Du coup, des problèmes de robustesse des données de trajectoire se posent, celles-ci devenant invalides ou mal adaptées au moindre imprévu. 20 Car en plus des nombreux cas de discontinuité de trajectoire, la trajectoire de référence ne tient souvent pas compte des spécificités courantes de l'avion, car ce n'est pas son rôle. En effet, la trajectoire de référence a été calculée à l'avance lors de l'élaboration du plan de vol, en faisant des hypothèses non seulement de continuité mais également de conditions nominales de vol de 25 l'avion en terme de performances, de limites de vol ou de conditions météorologiques. Ces hypothèses amènent souvent à des imprécisions temporaires durant le vol, voire à des incohérences. Tout d'abord, ces hypothèses traduisent des conditions extérieures idéales, notamment les conditions météorologiques, car celles-ci 30 sont difficilement prévisibles avec un niveau de confiance élevé pour des vols qui doivent avoir lieu dans plusieurs jours. Ainsi, les conditions réelles de vol s'avèrent souvent notoirement différentes des conditions prévues, notamment en terme de vent auquel un aéronef est très sensible. Le vent étant variable avec l'altitude et se manifestant généralement en rafales, les écarts qui en résultent sont modérés mais très changeants. 2908533 3 Ensuite, ces hypothèses traduisent une situation opérationnelle normale de l'appareil tout au long du vol, le modèle de vol ayant été alimenté avec les performances nominales correspondant au type d'appareil. Mais en cas de panne impactant les performances réelles de l'avion, la panne d'un 5 moteur ou une panne de gouverne par exemple, celui-ci n'est plus capable de voler son profil tel que décrit dans le plan de vol à partir de performances nominales. Ses performances sont dégradées et sont spécifiques à la panne ou à la combinaison de pannes survenues. Peut également être cité le cas des avions anciens dont les performances sont dégradées à cause de l'usure 10 de leurs moteurs. Les écarts dus aux performances dégradées peuvent être importants, mais ils sont souvent stables dans le temps. Enfin, on peut également envisager le cas où le système utilisé pour élaborer le plan de vol ne dispose pas d'une base de données suffisamment à jour. Il utilise alors des performances par défaut dans ses 15 calculs, performances qui ne correspondent pourtant pas tout à fait à celles de l'appareil utilisé dans la réalité. En effet, il faut citer le faible taux de mise à jour des bases de données dans ces systèmes. Les systèmes FMS actuels ne cherchent ni à anticiper ni à corriger 20 ces problèmes car cela amènerait à des calculs complexes et lourds. Ils affichent la trajectoire de référence avec d'éventuelles discontinuités et sans vérifier, notamment en vol manuel, si l'avion est capable de voler la trajectoire devant lui, l'avion fonctionnant alors dans un mode basé sur des concepts de maintien de cible, le temps de retrouver une trajectoire continue 25 et volable. Le pilote fait face aux imprévus dans l'immédiat en modifiant le comportement de l'avion grâce aux commandes de pilotage. Par conséquent, l'avion ne suit pas exactement la trajectoire de référence extraite de son plan de vol quand celui-ci comporte des discontinuités. Dans certains cas il peut même s'en éloigner franchement. Le cas échéant, c'est 30 paradoxalement la trajectoire de référence qui est mise à jour afin qu'elle reflète la trajectoire réelle, permettant ainsi de remettre l'avion sur une route planifiée au moins à court terme. Dans un contexte de gestion assez lâche du trafic aérien, on peut se satisfaire d'une telle situation, notamment grâce aux systèmes d'alerte anticollision du type Traffic Collision Avoidance 35 System selon la terminologie anglo-saxonne, qui permettent en parallèle 2908533 4 d'assurer la sécurité à court terme. Mais il n'en est plus de même avec les règles les plus récentes de navigation, qui imposent ou imposeront un respect au plus près non seulement de la route 3D déposée dans le plan de vol, mais également des horaires, Le respect des horaires améliore la 5 sécurité, mais surtout optimise le coût par une meilleure gestion de la flotte et des infrastructures liées à la circulation aérienne comme les aéroports par exemple. Les contraintes de séparation entre aéronefs deviennent très importantes dans des zones où, parallèlement, le trafic se concentre fortement. II convient donc de suivre au plus près la trajectoire de référence 1 o décrite dans le plan de vol. L'invention a notamment pour but de pallier les inconvénients précités en anticipant les problèmes, mettant ainsi le pilote dans une 15 situation plus confortable pour décider des mesures correctives. A cet effet, l'invention a pour objet une méthode de surveillance du suivi d'une trajectoire de référence par un aéronef. Les valeurs qu'auront des paramètres de vol de l'aéronef à l'issue d'un intervalle de temps sont extrapolées, l'intervalle de temps correspondant à une durée inférieure à la durée restante de validité 20 d'une consigne de guidage présentement appliquée par l'aéronef et pendant laquelle la consigne reste inchangée. Les valeurs des paramètres de vol sont estimées en mesurant tout d'abord au début de l'intervalle de temps les valeurs réelles des paramètres de vol ainsi que des conditions extérieures dont dépendent les performances de l'aéronef. Puis l'hypothèse est faite que 25 les valeurs de consigne des paramètres de vol resteront constantes durant tout l'intervalle de temps. Une alarme est levée si les valeurs extrapolées des paramètres de vol ne sont pas sensiblement égales à des valeurs théoriques des paramètres de vol déduites de la trajectoire de référence à l'issue de l'intervalle de temps considéré ou si elles ne sont pas compatibles des 30 performances réelles de l'aéronef compte tenu des conditions extérieures mesurées. Par exemple, les paramètres de vol de l'aéronef dont les valeurs réelles sont mesurées au début de l'intervalle de temps puis dont les valeurs de consigne sont supposées constantes durant tout l'intervalle, peuvent 2908533 5 inclure la vitesse ou l'accélération ou la consommation de carburant ou le taux de montée/descente ou la pente air. Avantageusement, les paramètres de vol de l'aéronef dont les valeurs à l'issue de l'intervalle de temps sont extrapolées peuvent inclure la 5 position ou la vitesse ou l'altitude ou la quantité de carburant restant ou la pente sol. Les conditions extérieures dont les valeurs réelles sont mesurées au début de l'intervalle de temps puis qui sont supposées constantes durant tout l'intervalle peuvent inclure la direction et la vitesse du vent, ou la 10 température et la masse volumique de l'air, ou la pression atmosphérique. Des nouvelles consignes de guidage pour converger et rester sur la trajectoire de référence peuvent être élaborées dans le cas où les valeurs extrapolées des paramètres de vol ne seraient pas sensiblement égales aux valeurs théoriques déduites de la trajectoire de référence à l'issue de 15 l'intervalle de temps considéré. Des nouvelles consignes de guidage pour rester compatible des performances de l'aéronef peuvent également être élaborées dans le cas où les valeurs extrapolées des paramètres de vol ne seraient pas compatibles des performances réelles de l'aéronef compte tenu des conditions extérieures mesurées. 20 Avantageusement, les valeurs mesurées des conditions extérieures dont dépendent les performances de l'aéronef peuvent être utilisées en fonction de leurs perspectives de persistance tout au long de l'intervalle de temps pendant lequel elles sont supposées constantes. La durée de l'intervalle de temps peut déterminer un type 25 d'alarme, chaque type d'alarme correspondant à un couple comportant une durée minimum et une durée maximum. Les valeurs qu'auront les paramètres de vol de l'aéronef à l'issue de l'intervalle de temps peuvent être extrapolées en faisant l'hypothèse que la trajectoire de référence est une suite de segments jointifs, ceci au moins 30 au début de la partie de la trajectoire de référence survolée pendant l'intervalle de temps. L'invention a également pour objet un système de surveillance du suivi d'une trajectoire de référence par un aéronef mettant en oeuvre la méthode selon l'invention. Dans un mode de réalisation, il peut comporter un 2908533 6 sous-module de surveillance à court terme et un sous-module de surveillance à moyen terme. Chacun des sous-modules peut filtrer les évènements sur lesquels il extrapole les valeurs qu'auront les paramètres de vol de l'aéronef à l'issue 5 de l'intervalle de temps, en fonction de leurs perspectives de persistance durant l'intervalle de temps, de façon à limiter les fausses alarmes. Les extrapolations réalisées par le sous-module de surveillance à moyen terme peuvent être utilisées pour confirmer ou infirmer les extrapolations faites par le sous-module de surveillance à court terme, de 1 o façon également à limiter les fausses alarmes. L'invention a encore pour principaux avantages qu'elle peut être mise en oeuvre informatiquement au sein des systèmes logiciels embarqués 15 existant, comme au sein d'un système FMS par exemple. L'invention peut être réalisée de manière très modulaire, limitant l'impact sur les autres systèmes. Elle utilise des données standards qui sont d'ores et déjà fournies par des capteurs sur de nombreux avions. Ainsi, son coût d'intégration est faible, seules les interfaces homme-machine étant plus ou moins impactées 20 du fait des nouvelles alarmes. Par ailleurs, l'invention permet d'adapter les alarmes envoyées au type de module d'affichage connecté. Par exemple les alarmes ayant trait à l'altitude peuvent être envoyées à un module dédié à la visualisation du profil de vol vertical et les alarmes ayant trait à la déviation latérale peuvent être envoyées à un module dédié à la visualisation du profil 25 de vol horizontal. Ou encore, les alarmes à court terme peuvent être envoyées à un module permettant d'afficher les informations présentant un caractère d'urgence. 30 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 : la figure 1, une illustration d'un avion suivant dans le plan horizontal une trajectoire de référence, 2908533 7 la figure 1 bis, une illustration d'un avion suivant dans le plan vertical une trajectoire de référence, la figure 2, un schéma de l'architecture fonctionnelle d'un système mettant en oeuvre l'invention. 5 Dans un système d'axes où l'abscisse X et l'ordonnée Y représentent des distances au sol, la figure 1 illustre un avion 1 suivant dans le plan horizontal une trajectoire de référence 2 définie par cinq points de 10 passage WP1, WP2, WP3, WP4 et WP5. Un vecteur v représente le vecteur vitesse de l'avion 1 dans le plan horizontal. Manifestement, l'avion 1 est sur sa trajectoire de référence 2 dans le plan horizontal mais il risque de la quitter s'il ne modifie pas son cap. Dans un système d'axes où l'abscisse (X,Y) représente une distance au sol et où l'ordonnée Z représente l'altitude, 15 la figure 1 bis illustre le même avion 1 suivant dans le plan vertical la même trajectoire de référence 2 définie pair les cinq points de passage WP1, WP2, WP3, WP4 et WP5. Le même vecteur v représente le vecteur vitesse de l'avion dans le plan vertical. Manifestement, l'avion 1 est également sur sa trajectoire de référence 2 dans le plan vertical mais il risque de la quitter s'il 20 ne modifie pas son taux de montée/descente. De manière générale, la terminologie vecteur d'état désignera la donnée de l'ensemble des paramètres de vol d'un aéronef, les paramètres de vol étant ici définis comme les caractéristiques instantanées telles que la cinématique en position, vitesse et accélération, le cap, le taux de montée/descente ou tout 25 autre valeur instantanée pouvant influer sur la position de l'aéronef dans le futur. Cela peut même inclure la masse de l'aéronef et la quantité de kérosène restant. Dans le cadre particulier des illustrations purement spatiales des figures 1 et 1 bis, le vecteur d'état de l'avion 1 est représenté par le vecteur v. 30 La présente invention propose de projeter le vecteur d'état v de l'avion 1 dans le futur d'un temps AT, c'est-àdire d'extrapoler par des calculs ce que sera le vecteur d'état de l'avion 1 lorsque le temps AT se sera écoulé, en faisant l'hypothèse que les composantes indépendantes du vecteur v sont constantes durant l'intervalle de temps AT. Par exemple, les composantes 35 indépendantes considérées peuvent être l'accélération ou la vitesse, le cap 2908533 8 et le taux de montée/descente ou la pente de l'avion 1 par rapport à une masse d'air (pente air). II peut également être envisagé de considérer la consommation de kérosène. L'intervalle de temps AT est la durée de validité d'une consigne de guidage présentement appliquée par l'aéronef, c'est-à- 5 dire la durée pendant laquelle la consigne de guidage ne devrait pas être changée, ou une durée légèrement inférieure. C'est pourquoi durant l'intervalle de temps AT, les composantes indépendante du vecteur v, qui correspondent à des valeurs de consigne de paramètres de vol, peuvent être supposées constantes. Le vecteur d'état image par cette projection de AT 10 dans le futur ne diffère du vecteur v que par sa cinématique en position, altitude et vitesse. Il peut également être envisagé d'estimer les angles d'inclinaison en roulis/tangage/lacet dans les virages ainsi que le kérosène restant. Dans l'optique d'effectuer ces prédictions avec précision, des modèles mathématiques tenant compte des performances réelles de l'avion 15 1 au vu de sa configuration moteur et de sa structure, et non plus de performances standards ou de performances par défaut, sont alimentés avec des valeurs réelles des paramètres de vol. Ces valeurs sont mesurées par des capteurs adéquats de manière quasi immédiate au moment des calculs. Par exemple, la position de l'avion peut être mesurée grâce à une balise de 20 positionnement par triangulation satellitaire (GPS). L'accélération de l'avion et le facteur de charge qui lui est appliqué peuvent être mesurés par une centrale inertielle. Le cap de l'avion peut être mesuré avec précision par un compas magnétique. Les modèles mathématiques sont très pointus et tiennent également compte de l'environnement courant de l'avion : ils 25 peuvent être alimentés avec des valeurs de paramètres caractérisant les conditions extérieures réelles comme par exemple la direction et la vitesse du vent ou la température de l'air ou encore la pression atmosphérique. Ces valeurs de paramètres sont mesurées par des capteurs météorologiques adaptés. Il est tout de même à noter que les modèles mathématiques 30 utilisés, quoique pointus, sont des modèles classiques connus par ailleurs. Notamment ils peuvent inclure un modèle de trajectographie 3D. Mais il peut également être envisagé d'inclure un modèle d'inclinaison ou un modèle de consommation de kérosène. La trajectoire ainsi calculée peut révéler des anomalies de comportement en regard de la trajectoire de référence 2 ou 35 révéler des risques de vol en regard des contraintes liées aux performances 2908533 9 réelles de l'avion et à son environnement courant. Tout d'abord, la trajectoire calculée peut par exemple mettre en évidence une navigation imprécise. Comme illustré sur les figures 1 et 1 bis, à l'horizon temporel AT l'avion 1 déviera nettement des consignes latérale et verticale données dans sa 5 trajectoire de référence 2. La trajectoire calculée peut aussi mettre en évidence la survenue à plus ou moins long terme selon la valeur de AT d'une discontinuité locale, d'une vitesse tangentielle ou verticale excessive, d'un angle d'inclinaison ou d'une pente trop importante par rapport au sol (pente sol) ou encore d'un facteur de charge trop élevé par rapport aux 1 o performances réelles de l'appareil dans les conditions climatiques actuelles. Ainsi, la présente invention étend la notion de trajectoire surveillée au-delà d'un simple chemin 3D et englobe la qualité de navigation, celle-ci étant mesurée par l'intermédiaire de capteurs. II faut surtout noter que les anomalies ou les risques de vol sont non seulement détectés, mais sont 15 aussi et surtout anticipés avec le préavis AT. En mode selected selon la terminologie anglo-saxonne, qui est un mode de navigation pendant lequel le pilote demande manuellement au pilote automatique d'appliquer des consignes tactiques qui ne sont pas élaborées par le système gestion du vol et qui sont donc indépendantes de la 20 route planifiée. II reçoit ces consignes par exemple du contrôleur de trafic. Des prédictions à court terme peuvent être calculées périodiquement, prédictions basées sur les intentions de vol courantes. Ces prédictions sont comparées à la trajectoire de référence 2 et aux performances de l'avion dans les conditions climatiques courantes. Selon le type d'anomalie et/ou de 25 risque détecté et selon leur niveau de criticité, une alarme à l'intention du pilote peut être levée quand il y a un risque que la trajectoire court terme ne puisse pas être volée pour des raisons de performance ou de sécurité. En mode managed selon la terminologie anglo-saxonne, qui est un mode de navigation pendant lequel le pilote automatique applique des 30 consignes élaborées par le système de gestion du vol en accord avec la trajectoire de référence 2. Les prédictions sont calculées en tenant compte de la trajectoire de référence. Si l'avion n'est pas tout à fait sur la trajectoire de référence, les predictions tiennent compte d'une manoeuvre de rejointe immédiate pour se retrouver le plus vite possible sur la trajectoire de 35 référence à la vitesse de référence. Là encore, selon le type d'anomalie et/ou 2908533 10 de risque détecté et selon leur niveau de criticité, une alarme à l'intention du pilote peut être levée. Dans ce mode managed , une alarme ne peut être levée qu'au passage d'une commande manuelle par le pilote. Dans les deux modes selected ou managed , une alarme peut être levée à tout 5 moment et des consignes de guidage pour rester sur la trajectoire de référence 2 ou rester compatible des performances de l'aéronef 1 peuvent être proposées au pilote. Par exemple, l'alarme peut être visuelle et peut préciser la nature 1 o de la donnée de la prédiction ayant provoqué la levée d'alarme, comme une pente trop forte ou une survitesse. Le pilote peut alors corriger manuellement le comportement de vol de l'avion 1 par les commandes de vol en vue d'éviter que la prédiction annoncée ne se réalise effectivement. Dans ce cas, les prédictions nouvellement calculées donneront un résultat différent, elles 15 ne devraient plus provoquer une levée d'alarme et la prédiction de trajectoire de référence 2 sera remise à jour par le système FMS pour tenir compte de cette nouvelle référence. Le pilote peut également rester passif et laisser l'avion 1 poursuivre son vol dans les mêmes conditions. Dans ce cas, les prédictions nouvellement calculées donneront le même résultat, elles 20 devraient toujours provoquer une levée d'alarme. De manière similaire aux solutions actuelles, la trajectoire de référence 2 devrait alors subir une mise à jour par le système FMS, notamment une modification des consignes pour permettre de satisfaire les contraintes en cours. Mais grâce à la présente invention, le pilote ne sera pas surpris par cette mise à jour et aura le temps 25 de préparer la meilleure réaction possible. L'invention s'avère ainsi être un précieux outil d'anticipation et d'aide à la décision. Selon l'objectif opérationnel visé et les contraintes prises en compte, la présente invention peut permettre de faire de l'anticipation à très court terme, avec un intervalle de temps AT inférieur à une minute. Les 30 prédictions sont alors effectuées sur le segment couramment survolé par l'avion 1, en l'occurrence le segment WP2-WP3, selon une périodicité élevée de l'ordre d'un re-calcul toutes les 100 ou 200 ms. Les prédictions tiennent compte en temps réel de toute évolution immédiate du contexte, en particulier des sautes de vent et des rafales. La portée limitée en temps limite 35 le taux de fausses alarmes. En effet, plus les paramètres de vol courants de 2908533 11 l'avion 1 sont extrapolés loin dans le futur, moins ils ont de chance de positionner l'avion 1 sur sa trajectoire de référence 2 et plus ils risquent de lever des alarmes pour incohérence par rapport à la route planifiée. A très court terme notamment et en vue de tenir des contraintes de temps réel, le 5 modèle de trajectographie peut faire l'hypothèse que la trajectoire de référence est une simple suite de segments jointifs. La présente invention peut permettre également de faire de l'anticipation à moyen terme avec un intervalle de temps AT de l'ordre de quelques minutes en dessous de 10 minutes. Les prédictions sont alors effectuées sur des segments de vol 10 suivant le segment courant, en l'occurrence WP3-WP4 et WP4-WP5, selon une périodicité plus faible de l'ordre d'un re-calcul toutes les quelques secondes. Dans ce cas, un filtrage a priori des fausses alarmes peut être proposé. II peut par exemple s'agir de filtrer les évènements traduisant des évolutions trop rapides du contexte et qui ne seraient pas pertinents à long 15 terme, les sautes ou rafales de vents notamment. Par exemple, ceci peut permettre de ne pas déclencher une alarme pour une rafale qui s'arrêterait au bout de 30 secondes, ce qui est un cas fréquent. Dans le contexte de l'invention, la pertinence d'un événement doit donc notamment se comprendre comme traduisant les perspectives de persistance de 20 l'événement sur l'intervalle de temps considéré pour faire les prédictions. Des alarmes différentes peuvent aussi permettre de distinguer les anomalies ou les risques à court terme des anomalies ou des risques à plus long terme selon l'intervalle de temps AT ayant permis de les détecter. 25 La figure 2 illustre par un schéma l'architecture fonctionnelle d'un système informatique embarqué mettant en oeuvre l'invention décrite précédemment. Un système FMS 11 englobe diverses fonctions liées au suivi du plan de vol. Notamment, le système FMS 11 inclut un module 12 de gestion 30 pure du plan de vol et un module 13 d'élaboration d'une trajectoire de référence à partir du plan de vol fournit par le module 12. Un module 10 de surveillance de trajectoire calculée et un module 19 d'élaboration d'alarme implémentent la méthode selon l'invention décrite précédemment. De façon à assurer une surveillance autonome et continue, le module 10 est 35 indépendant du système FMS 11. Idéalement le module 10 est même situé 2908533 12 dans une partition différente pour éviter tout risque d'interruption par une fonction du système FMS 11. Ainsi la criticité de la fonction de surveillance pourra être supérieure à la criticité des fonctions d'élaboration de trajectoire et de guidage du système FMS 11. Le module 13 d'élaboration de trajectoire 5 fournit la trajectoire de référence au module 10 de surveillance, comme par exemple la trajectoire 2 des figures 1 et 1 bis. Le module 10 reçoit aussi le vecteur d'état de l'avion, comme par exemple le vecteur v des figures 1 et 1 bis, d'un module 15 hébergé par le système FMS 11. Le vecteur d'état a été élaboré à partir de données réelles mesurées par des capteurs, comme la 10 position et les vitesses de l'avion mesurées par une balise GPS hybridée avec une centrale inertielle par exemple. Il reçoit aussi le mode de fonctionnement selected ou managed décrit précédemment d'un module 18 dit Multi-purpose Control Display Unit selon la terminologie anglo-saxonne (MCDU), qui est une console de saisie et d'affichage alpha- 15 numérique multi-usage. Le module de surveillance 10 calcule donc ses prédictions selon l'invention à partir de la trajectoire de référence reçue du module 13 et du vecteur d'état reçu du module 15. A partir notamment de la position de l'avion contenue dans le vecteur d'état, le module 10 détermine tout d'abord le segment actif de la trajectoire de référence, c'est-à-dire celui 20 qui est actuellement survolé. Puis des sous-modules 16 et 17 de prédiction à moyen et court terme peuvent respectivement analyser dans l'ordre et selon un préavis temporel adapté la continuité de la trajectoire, la précisionde navigation autour de la trajectoire de référence, la compatibilité de la trajectoire en terme d'angle de roulis par rapport aux performances de 25 l'avion, la compatibilité de la trajectoire en terme de pente, de taux de montée/descente ou de facteur de charge, toujours par rapport aux performances de l'avion et éventuellement par rapport aux conditions de confort demandées. Le sous-module 17 de prédiction à court terme fait de l'anticipation à un intervalle de temps nettement plus court que le sous-30 module 16 à moyen terme. Des ordres de grandeur ont d'ailleurs été donnés précédemment. Une telle séparation entre le court terme et le moyen terme permet avantageusement de trier les conditions extérieures selon leur pertinence avant de les fournir aux deux sous-modules de calcul. Eventuellement, les sous-modules 16 et 17 peuvent également confronter les 35 consignes de guidage élaborées par un module 14 à partir de la trajectoire 2908533 13 de référence qu'il reçoit directement du module 13 et du vecteur d'état de l'avion qu'il reçoit directement du module 15. Comme explicité précédemment les sous-modules 16 et 17 ne tiennent compte que des consignes ou des contraintes pertinentes par rapport à l'intervalle de temps 5 AT, qu'elles appliquent pour calculer leurs prédictions respectives. Les anomalies et les risques de vol détectés sont envoyés par les sous-modules 16 et 17 au module 19 d'élaboration des alarmes. Ils sont reçus par un sous-module 20 d'évaluation de la criticité, en charge d'évaluer si les anomalies et les risques reçus méritent de provoquer une levée d'alarme. Par exemple, le 10 module 20 s'appuie sur des seuils pour faire ses évaluations. Les anomalies et les risques dont la criticité est jugée suffisante pour lever une alarme sont fournis à un sous-module 21 de classification, qui les trie afin notamment de déterminer l'interface homme-machine la plus adaptée à la situation. Par exemple, une anomalie ou un risque de criticité faible peut être rapportée 15 visuellement au pilote par l'intermédiaire du MCDU 18. Avantageusement, le sous-module de prédiction à court terme (17) peut également effectuer ses estimations avec une réactivité rapide et un filtrage faible des évènements qui ne sont pas pertinents à court terme, tandis que le sous-module de prédiction à moyen terme (16) peut effectuer 20 ses estimations avec une réactivité plus lente mais un filtrage plus strict des évènements qui ne sont pas pertinents à moyen terme. Les estimations du sous-module de prédiction à moyen terme peuvent alors être utilisées pour confirmer ou infirmer les alarmes potentiellement levées par le module de prédiction à court terme. 25 L'invention peut ainsi être mise en oeuvre dans les systèmes existant à coût très faible. Cette évolution permet de rendre la trajectoire plus robuste, plus sécurisée et donc plus fiable par prise en compte des 30 conditions courantes réelles et non plus de conditions nominales, idéales ou par défaut. Elle permet en outre de différencier les alarmes à court terme des alarmes à moyen terme et donc de mieux filtrer les fausses alarmes. REVENDICATIONS 1. Méthode de surveillance du suivi d'une trajectoire de référence (2) par un aéronef (1) caractérisée en ce que les valeurs qu'auront des paramètres de vol (v) de l'aéronef (1) à l'issue d'un intervalle de temps (AT), l'intervalle de temps (AT) correspondant à une durée inférieure à la durée restante de validité d'une consigne de guidage présentement appliquée par l'aéronef (1) et pendant laquelle la consigne reste inchangée, sont extrapolées : - en mesurant au début de l'intervalle de temps (AT) les valeurs réelles des paramètres de vol ainsi que des conditions extérieures 1 o dont dépendent les performances de l'aéronef (1) ; puis en faisant l'hypothèse que les valeurs de consigne des paramètres de vol resteront constantes durant tout l'intervalle de temps (AT) ; une alarme étant levée si les valeurs extrapolées des paramètres de vol 15 (v) ne sont pas sensiblement égales à des valeurs théoriques des paramètres de vol déduites de la trajectoire de référence (2) à l'issue de l'intervalle de temps considéré (AT) ou si elles ne sont pas compatibles des performances réelles de l'aéronef (1) compte tenu des conditions extérieures mesurées. 20 2. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que les paramètres de vol de l'aéronef (1) dont les valeurs réelles sont mesurées au début de l'intervalle de temps (AT) puis dont les valeurs de consigne sont supposées constantes durant tout l'intervalle (AT), incluent de façon non 25 exhaustive la vitesse et/ou l'accélération et/ou la consommation de carburant et/ou le taux de montée/descente et/ou la pente air. 3. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que les paramètres de vol (v) de l'aéronef (1) dont les valeurs à l'issue de l'intervalle de 30 temps (AT) sont extrapolées, incluent de façon non exhaustive la position et/ou l'altitude et/ou la vitesse et/ou la pente sol et/ou la quantité de carburant restant. 2908533 15 4. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que les conditions extérieures dont les valeurs réelles sont mesurées au début de l'intervalle de temps (AT) puis qui sont supposées constantes durant tout l'intervalle (AT), incluent de façon non exhaustive la direction et la vitesse du vent 5 et/ou la température de l'air et/ou la masse volumique de l'air et/ou la pression atmosphérique. 5. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que de nouvelles consignes de guidage pour converger et rester sur la trajectoire de référence (2) sont élaborées dans le cas où les valeurs extrapolées des paramètres de vol (v) ne sont pas sensiblement égales aux valeurs théoriques déduites de la trajectoire de référence à l'issue de l'intervalle de temps considéré (AT). 6. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que de nouvelles consignes de guidage pour rester compatible des performances de l'aéronef (1) sont élaborées dans le cas où les valeurs extrapolées des paramètres de vol (v) ne sont pas compatibles des performances réelles de l'aéronef (1) compte tenu des conditions extérieures mesurées. 7. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que les valeurs mesurées des conditions extérieures dont dépendent les performances de l'aéronef (1) sont utilisées en fonction de leurs perspectives de persistance tout au long de l'intervalle de temps (AT) pendant lequel elles sont supposées constantes. 8. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que la durée de l'intervalle de temps (AT) détermine un type d'alarme, chaque type d'alarme correspondant à un couple comportant une durée minimum et une durée maximum. 9. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que les valeurs qu'auront les paramètres de vol (v) de l'aéronef (1) à l'issue de l'intervalle de temps (AT) sont extrapolées en faisant l'hypothèse que la trajectoire 2908533 16 de référence (2) est une suite de segments jointifs (WP1, WP2, WP3, WP4, WP5). 10.Système de surveillance du suivi d'une trajectoire de référence (2) par un 5 aéronef (1) caractérisée en ce qu'il met en ceuvre une méthode selon l'une quelconque des revendications précédentes. 11. Système selon la revendication 10, caractérisée en ce qu'il comporte un sous-module de surveillance à court terme (17) et un sous-module de 10 surveillance à moyen terme (16). 12. Système selon la revendication 11, caractérisé en ce que chacun des sous-modules (16, 17) filtre les évènements sur lesquels il extrapole les valeurs qu'auront les paramètres de vol (v) de l'aéronef (1) à l'issue de 15 l'intervalle de temps (AT), en fonction de leurs perspectives de persistance durant l'intervalle de temps (AT), de façon à limiter les fausses alarmes. 13. Système selon la revendication 11, caractérisé en ce que les 20 extrapolations réalisées par le sous-module de surveillance à moyen terme sont utilisées pour confirmer ou infirmer les extrapolations faites par le sous-module de surveillance à court terme, de façon à limiter les fausses alarmes levées par le sous-module de surveillance à court terme.