Brevet FR2916074A1 — publié le 20081114

La présente invention concerne la commande automatique de vol pour aéronef et plus particulièrement un procédé et un dispositif de détection de bruit sur un signal de guidage de type LOC reçu par un aéronef. Il existe des systèmes d'aide au pilote pour l'atterrissage des avions dans de mauvaises conditions de visibilité. De tels systèmes sont 10 communément appelés ILS (Instrument Landing System). Un système ILS est en général constitué d'une partie au sol et d'une partie embarquée dans les avions. La partie au sol comprend généralement des émetteurs radio fréquence permettant de matérialiser un axe imaginaire d'approche de la piste à l'aide d'un faisceau radio horizontal et d'un faisceau 15 radio vertical. Le faisceau radio horizontal, appelé Localizer ou LOC, matérialise l'axe de la piste tandis que le faisceau radio vertical, appelé Glide Siope ou GS, matérialise la pente de descente de l'avion jusqu'au seuil de la piste. Le LOC émet un signal VHF (Very High Frequency) dans la bande de fréquence 108- 20 118 MHz. Le GS émet un signal UHF (Ultra High Frequency) dans la bande de fréquence 329-335 MHz. Ainsi, le signal LOC est utilisé pour déterminer un écart entre l'axe de déplacement de l'avion et l'axe de la piste et le signal GS pour déterminer un écart entre l'axe de déplacement de l'avion et la pente. nominale d'approche. Les faisceaux LOC et GS sont étroits et sensibles aux 25 perturbations. Différents incidents rencontrés par les compagnies aériennes ou lors d'essais en vol effectués par les constructeurs mettent en évidence des perturbations du faisceau LOC. Les conséquences de telles perturbations pour les commandes automatiques du vol sont notamment des alarmes 30 intempestives de déviation excessive, un engagement prématuré dans un mode de capture LOC, des excursions plus ou moins importantes des paramètres de l'avion (par exemple angle de roulis ou vitesse de lacet), près du sol si le pilote automatique est déjà dans un mode de tenu du faisceau LOC, ou une excursion en trajectoire latérale si l'avion est en phase de roulage automatique au sol. Ces perturbations peuvent se produire dans des situations très diverses et parfois imprévisibles. Par exemple, ces perturbations peuvent intervenir lors d'une panne non détectée et non traitée du récepteur LOC, lors d'une panne non détectée d'un émetteur LOC ou lors de perturbations de l'émetteur, notamment lorsqu'un avion survole, au décollage, l'émetteur LOC ou stationne devant l'émetteur LOC sur la piste. Dans tous ces cas, les réflexions de signaux provoquent des perturbations alors que l'avion en atterrissage automatique peut être à basse altitude ou au sol. Le problème est accentué par la diversité des profils de bruits (fréquence multiple) et par le fait que les compagnies aériennes ont tendance à généraliser l'utilisation de l'atterrissage automatique, y compris par bonne visibilité. Il existe donc un besoin pour détecter les perturbations du signal LOC, en particulier lorsque l'avion est au sol. L'invention permet de résoudre au moins un des problèmes exposés précédemment. L'invention a ainsi pour objet un procédé dans un aéronef pour détecter la présence de bruit dans un signal de type LOC, ce procédé 20 comprenant les étapes suivantes, -estimation d'une première vitesse latérale dudit aéronef selon un premier jeu de paramètres ; - estimation d'au moins une seconde vitesse latérale dudit aéronef selon au moins un second jeu de paramètres dont au moins un paramètre est 25 de nature différente de chaque paramètre dudit premier jeu de paramètres ; - comparaison de ladite première vitesse latérale et de ladite au moins une seconde vitesse latérale selon un seuil ; -détection de la présence de bruit dans ledit signal de type LOC si la différence entre ladite première vitesse latérale et ladite au moins une 30 seconde vitesse latérale est supérieure audit seuil. Le procédé selon l'invention permet ainsi de réduire aisément les effets liés aux perturbations dues au bruit présent sur un signal de guidage de type LOC reçu par un aéronef à l'aide de données disponibles dans l'aéronef. Selon un mode de réalisation particulier, le procédé comprend en outre une étape de validation de ladite détection de la présence de bruit dans ledit signal de type LOC, ladite étape de validation pouvant être basée sur au moins un paramètre d'état dudit aéronef. L'étape de validation permet de contrôler les mesures à prendre lorsque du bruit est détecté sur un signal de guidage de type LOC et de ne pas prendre de mesure intempestive. Avantageusement, le procédé comprend en outre une étape de validation relative desdites estimations desdites première et au moins une seconde vitesses latérales pour estimer leur cohérence. Selon un mode de réalisation particulier ledit premier jeu de paramètre comprend des paramètres de type inertiel. Toujours selon un mode de réalisation particulier, ledit au moins un second jeu de paramètre comprend des paramètres de type guidage déterminés à partir de données issues d'une source extérieur audit aéronef telles que des données déterminées à partir d'un signal de type LOC. Selon un mode de réalisation particulier, le procédé comprend en outre une étape de désactivation d'un dispositif de contrôle automatique dudit aéronef pour réduire les écarts de trajectoire de l'aéronef. L'invention a également pour objet un dispositif comprenant des moyens adaptés à la mise en oeuvre de chacune des étapes du procédé décrit précédemment ainsi qu'un aéronef comportant un tel dispositif. L'invention a aussi pour objet un programme d'ordinateur comprenant des instructions adaptées à la mise en oeuvre de chacune des étapes du procédé décrit précédemment. D'autres avantages, buts et caractéristiques de la présente invention ressortent de la description détaillée qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif, 30 au regard des dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 représente schématiquement le dispositif selon l'invention ; - la figure 2 illustre les notations utilisées pour le calcul de l'estimation inertielle de la vitesse latérale d'un avion ; - la figure 3 présente schématiquement le module d'estimation de la vitesse latérale à l'aide de paramètres issus de données de guidage ; - la figure 4 illustre le contenu fréquentiel de la vitesse latérale estimée selon le module représenté sur la figure 3 ; - la figure 5 représente schématiquement le module de détection de bruit sur un signal de type LOC ; et, - la figure 6 illustre schématiquement un exemple de module de mise en oeuvre d'une action correctrice lorsque la présence de bruit sur un signal de type LOC est détectée. Le système selon l'invention est embarqué dans l'avion pour détecter la présence d'un bruit sur le signal de guidage LOC lorsque le pilote automatique est engagé. Si du bruit est détecté sur le signal de guidage LOC, cette information est consolidée puis traitée pour réduire les effets de ce bruit sur la trajectoire de l'avion, notamment lorsque l'avion est au sol en phase de roulage. Le procédé selon l'invention comprend de préférence les trois phases suivante: l'estimation de la vitesse latérale de l'avion selon au moins deux modes de calcul différents, la détection de bruit sur le signal LOC et la réduction des effets du bruit détecté. La réduction du bruit détecté consiste, par exemple, à déconnecter le pilote automatique. Une telle action de reprise du guidage de l'avion au sol par le pilote peut être considérée comme la plus appropriée pour réduire les écarts de trajectoire de l'avion. Selon l'invention, la détection de bruit est basée sur un écart de vitesses latérales de l'avion par rapport à la piste, les vitesses latérales étant élaborées à partir de deux sources de données indépendantes. La figure 1 illustre le schéma global du dispositif 100 selon l'invention. Les éléments représentés par des ellipses pointillées sont généralement déjà présents dans les avions. Comme illustré, le dispositif 100 comprend un module 105 d'estimation inertielle de la vitesse latérale de l'avion par rapport à l'axe de la piste dont les entrées sont liées à la centrale inertielle 110 de l'avion (ADIRS, Air Data Inertial Reference System) et au calculateur de commande de vol automatique 115 (FMGEC, Flight Management and Guidance Enveloppe Computer). Le dispositif 100 comprend également un module 120 d'estimation de la vitesse latérale déterminée à partir des informations de guidage du signal LOC, appelée vitesse latérale ILS. Les entrées du module 120 sont liées à la centrale inertielle 110, au récepteur multi-mode 125 (MMR, Multi-Mode Receiver) et au calculateur de commande de vol automatique 115. Un module 130 de détection de bruit sur le signal de guidage LOC est relié aux modules 105 et 120 ainsi qu'aux modules 110, 115 et 125 tandis qu'un module de décision, par exemple un module 135 de dégagement du pilote automatique est relié au module 130 de détection de bruit, au module 115 et à un calculateur 140 de gestion des informations du train d'atterrissage (LGCIU, Landing Gear Control Interface Unit). Le fonctionnement des modules 105, 120, 130 et 135 est décrit ci- dessous. Le module 105 d'estimation inertielle de la vitesse latérale de l'avion par rapport à l'axe de la piste, appelé VYinertiel, utilise des données issues de calculateurs généralement présents dans l'avion. L'estimation de la vitesse latérale inertielle de l'avion par rapport à l'axe de la piste est de préférence établie selon la relation suivante, VY,nertier = k x GND x (TTRK û QFUestiniate)+ 1, x YAWrate où GND représente la composante de la vitesse par rapport au sol de l'avion dans le plan horizontal (exprimée par exemple en noeuds, kts) ; TTRK représente l'angle de route vrai de l'avion, défini par le vecteur vitesse de l'avion, dans le plan X-Y du sol (exprimé par exemple en radians, rd); YAWrate représente la vitesse de lacet de l'avion (exprimé par exemple en radians par seconde, rd/s) ; Il est la distance algébrique entre l'IRS (Inertial Reference System), c'est-à-dire la centrale inertielle de l'avion, et l'antenne LOC (exprimé par exemple en mètres, m) ; 6 QFUestimate représente la valeur estimée du QFU de la piste en axes géographiques, c'est-à-dire le cap géographique de la piste (exprimé par exemple en radians, rd) ; et, k est une variable de conversion d'unité permettant de convertir, par 5 exemple, des noeuds (kts) en mètres par seconde (mis). Les valeurs de GND, TTRK et YAWrate sont fournies par la centrale inertielle. La valeur QFUestimate peut être calculée de façon récursive selon la formule suivante, 10 QFUestimate(n)=TTRK(n)+(QFUestimate(nù1)ùTTRK(n))x n n+1 L'algorithme de calcul de la valeur QFUestimate est avantageusement initialisé à une hauteur radio-altimétrique de 400 pieds (environ 122 mètres), lorsque le pilote automatique est engagé. La figure 2 illustre les notations utilisées pour le calcul de l'estimation 15 inertielle de la vitesse latérale d'un avion. Lorsqu'un avion 200 approche d'une piste 205 pour atterrir, il détecte un signal de guidage LOC d'un émetteur 210 s'il se trouve dans l'enveloppe du signal de guidage LOC 215 émis. Le signal de guidage LOC permet d'aligner le vecteur vitesse de l'avion sur l'axe LOC. La route moyenne de l'avion constitue donc une bonne estimation de l'axe LOC et 20 de l'axe de la piste, d'autant plus précise que le pilote automatique est engagé. La référence 220 matérialise l'orientation estimée de piste, la variable QFUestimate représentant l'angle entre cette orientation et le nord géographique. L'axe de l'avion est matérialisé par la référence 225, le cap de l'avion (HDG) représentant l'angle entre cet axe et le nord géographique. Cet axe peut être 25 utilisé pour déterminer l'angle 230, généralement appelé HDG-QFUestimate, formé entre l'axe de l'avion et l'axe de la piste déterminé par la valeur QFUestimate matérialisant l'orientation de la piste. De même, l'axe de déplacement de l'avion, déterminé par le vecteur vitesse GND de l'avion et référencé 235, permet d'évaluer l'angle 240 formé entre l'axe de déplacement 30 de l'avion 235 et l'axe de la piste. Cet angle est égal à la différence entre la route vraie de l'avion (TTRK) et QFUestimate. Parallèlement, une seconde estimation de la vitesse latérale de l'avion par rapport à la piste est déterminée par le module 120 à partir du signal LOC et de paramètres IRS. La figure 3 représente schématiquement le module 120. Un premier calcul est effectué dans le sous module 300 pour déterminer une vitesse latérale VYIRS à partir des données VNSIRS, VEOIRS et YAWrate issues de la centrale inertielle 110 et des données QFU fournies par le calculateur de commande automatique de vol 115. La vitesse latérale VYIRS est calculée selon la relation suivante, VYIIs =VNSI xsin(QFU)ûVEOIP xcos(QFU)+12 xYAWra1e où : VNSIRS représente la composante de la vitesse sol de l'avion sur l'axe Nord-Sud géographique (exprimée par exemple en mètres par seconde, m/s) ; VEOIRS représente la composante de la vitesse sol de l'avion sur l'axe Est-Ouest géographique (exprimée par exemple en mètres par seconde, m/s) ; 12 est la distance algébrique entre l'IRS, c'est-à-dire la centrale inertielle de l'avion, et l'antenne LOC (exprimé par exemple en mètres, m), Il = 12 ; et, YAWrate est la vitesse de lacet de l'avion (exprimé par exemple en radians par seconde, radis). Simultanément, le signal LOC représentant l'écart entre l'axe du faisceau radio LOC et la position de l'antenne réceptrice de l'avion est combiné avec le signal SENS représentant la sensibilité du faisceau radio LOC dans le multiplieur 305. Le signal LOC peut être exprimé, par exemple, en microampères tandis que le signal SENS peut être exprimé en mètres par microampères. Le signal LOC est issu du récepteur multi-mode 125 tandis que le signal SENS est fourni par le calculateur de commande automatique de vol 115. Un filtre passe-bas 310 ayant une constante de temps 13 est appliqué sur le signal issu du multiplieur 305. Un gain 1/t1 est alors appliqué sur le signal filtré dans le sous module 315 avant que celui-ci ne soit ajouté à la vitesse latérale VYIRS dans l'additionneur 320. Le signal issu de l'additionneur 320 est filtré dans un filtre passe-haut 325 ayant la constante de temps La sortie du filtre passe-haut 325 représente une dérivée filtrée de la position latérale de l'antenne réceptrice LOC de l'avion VYIRS, correspondant à une première estimation de la vitesse latérale ILS (VY,Ls). De même, un gain 1/i2 est appliqué au signal filtré par le filtre passe-bas 310 dans le sous module 330 avant que celui-ci ne soit ajouté au signal issu du filtre passe-haut 325 dans l'additionneur 335. Le signal issu de l'additionneur 335 est filtré dans un filtre passe-haut 340 ayant la constante de temps 'r2 pour former le signal de vitesse latérale VYILs. Les deux filtres passe-haut 325 et 340 associés aux deux sous-modules 315 et 330 sont des filtres complémentaires, montés en cascade, pour estimer la vitesse latérale ILS. Les valeurs des constantes de temps ti2 et i3 sont de préférence optimisées pour que la vitesse latérale VYILs soit représentative, en fréquence, de la réponse de l'avion guidé au sol par le pilote automatique La vitesse latérale VYILs ainsi calculée est donc le résultat de deux filtres complémentaires appliqués sur des données inertielles et sur des informations en provenance du récepteur multi-mode. Comme illustré sur la figure 4 qui montre une représentation de principe, il convient de noter ici qu'à basse fréquence, la vitesse latérale VY,Ls est équivalente à la dérivée du signal LOC tandis qu'à haute fréquence, la vitesse latérale VYILs se comporte comme une vitesse latérale inertielle (i représente une variable de synthèse liée aux constantes de temps i2 et i3). Le module 130 de détection de bruit compare algébriquement les deux valeurs de vitesse latérale obtenues dans les modules 105 et 120. La différence algébrique de ces vitesses latérales est comparée à un seuil prédéterminé, typiquement un seuil fixé à 1 mètre par seconde. Si l'écart est supérieur ou égal au seuil prédéterminé, une première condition de détection d'un bruit sur le signal LOC est réalisée. Cette condition est de préférence validée par un mécanisme complémentaire tel que décrit ci-dessous. Il convient de noter ici que ce seuil est le résultat d'un compromis entre d'une part le besoin de devoir détecter des niveaux de bruits sur le signal LOC qui ont des effets sur la trajectoire de l'avion en phase de roulement automatique pouvant le conduire à sortir de la piste et d'autre part l'exigence de ne pas dégager le pilote automatique intempestivement. Avantageusement, la détection de bruit n'est validée que si la phase d'approche de l'avion a été réalisée avec un pilote automatique engagé suffisamment tôt (la convergence et la précision du calcul du QFU de la piste nécessitent que la route moyenne de l'avion soit proche de QFU) et si les données nécessaires au calcul des vitesses latérales inertielles et ILS sont valides, c'est-à-dire sont suffisamment précises et cohérentes entre elles. En particulier, la précision des paramètres TTRK se dégradant à basse vitesse, la détection du bruit LOC est de préférence inhibée pour les vitesses GND inférieures à 80 noeuds soit environ 150 kilomètres par heure. La figure 5 illustre l'algorithme mis en oeuvre dans le module 130 de détection du bruit. Un sous module 500 est utilisé pour calculer la différence algébrique entre les deux vitesses latérales estimées et pour comparer cette différence avec un seuil prédéterminé. Parallèlement, le sous module 505 vérifie à l'aide des données issues du calculateur de commande de vol automatique 115 que le pilote automatique est engagé depuis un temps suffisant, par exemple depuis plus de 40 secondes avant que la phase de guidage LANDTRK, correspondant à une hauteur radio altimétrique inférieure à 400 pieds (environ 122 mètres), ne s'enclenche. De même, le sous module 510 vérifie à l'aide des données issues du récepteur multi-mode 125 et de la centrale inertielle de l'avion que les vitesses latérales estimées sont cohérentes. Par exemple, le sous module 510 contrôle l'écart dans le temps des vitesses latérales estimées et invalide leur valeur lorsque la vitesse GND de l'avion est inférieur à 80 noeuds (environ 150 kilomètres par heure). Si les trois conditions déterminées par les sous modules 500, 505 et 510 sont vérifiées, par exemple à l'aide d'un ET logique 515 sur les signaux issus de ces sous modules, une indication selon laquelle un bruit sur le signal LOC est détecté est émise par le sous module 520. Selon un mode de réalisation particulier, l'indication selon laquelle un bruit sur le signal LOC est détecté est utilisée pour dégager le pilote automatique. Cette déconnection ne peut intervenir, de préférence, que si l'avion est au sol en position 3 points, c'est-à-dire que le train principal et le train de roulette avant sont en position compressés. Cette condition permet d'assurer une reprise en main de l'avion par le pilote dans une configuration confortable. La figure 6 illustre schématiquement l'algorithme du module 135 de commande du dégagement du pilote automatique. Comme illustré, un sous module 600 vérifie que l'action liée à la détection d'un bruit sur le signal LOC peut être effectuée. Le sous module 600 vérifie ici que l'avion est posé au sol et plus particulièrement que le train principal et le train de roulette avant sont posés au sol depuis plus d'une seconde à l'aide de données issues du calculateur 140 de gestion des informations liées au train d'atterrissage. Si un bruit a été détecté sur le signal LOC dans le module 130 et si l'avion est posé au sol, l'action liée à la détection d'un bruit sur le signal LOC peut être effectuée. Cette vérification peut être effectuée à l'aide du ET logique 605. Si les conditions sont vérifiées, l'action est alors effectuée. Ici, une commande de dégagement du pilote automatique est générée par le sous module 610. Le dispositif selon l'invention permet ainsi de détecter les bruits sur le faisceau de guidage LOC lorsque le pilote automatique est engagé pour réduire les effets durant la phase de roulement. De plus, le dispositif selon l'invention permet d'obtenir un taux de nuisance faible, c'est à dire qu'il ne détecte pas indûment un bruit, ce qui aurait pour conséquence de déconnecter le pilote automatique intempestivement durant la phase de roulement. De même, le dispositif selon l'invention permet d'obtenir un taux de disponibilité suffisant compte tenu des conditions du système inhibant le détecteur de bruit. Bien que le système de détection de bruit sur le signal LOC tel que décrit ci-dessus agit sur le pilote automatique en commandant sa déconnexion, il est possible d'utiliser l'information d'écart de vitesses latérales à d'autres fins, notamment pour modifier les ordres de guidage du pilote automatique, pour afficher l'information correspondante ou pour prévenir l'équipage à l'aide d'une alarme spécifique. II convient également de noter que le calcul de la vitesse latérale inertielle peut être effectué différemment. En particulier, l'estimation du QFU de la piste peut être réalisée par un autre algorithme ou provenir d'une autre source de l'avion. De même, le calcul de la vitesse latérale ILS peut être effectué différemment. En particulier, les informations en provenance des centrales inertielles peuvent ne pas être utilisées. II est également possible de mettre en oeuvre une logique différente de détection du bruit sur le signal LOC. En particulier, la valeur de seuil utilisée pour comparer les vitesses latérales peut être variable et peut dépendre de paramètres liés à l'avion. De façon similaire, la logique de dégagement du pilote automatique peut être différente. En particulier la durée de confirmation de l'information selon laquelle l'avion est au sol en position 3 points peut ne pas être fixe mais dépendre de paramètres liés à l'avion. D'autres conditions peuvent être rajoutées, notamment la vitesse des roues des trains d'atterrissage. Naturellement, pour satisfaire des besoins spécifiques, une personne compétente dans le domaine de l'invention pourra appliquer des modifications dans la description précédente. REVENDICATIONS 1. Procédé dans un aéronef pour détecter la présence de bruit dans un signal de type LOC, ce procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes, - estimation d'une première vitesse latérale (105) dudit aéronef selon un premier jeu de paramètres ; - estimation d'au moins une seconde vitesse latérale (120) dudit aéronef selon au moins un second jeu de paramètres dont au moins un paramètre est de nature différente de chaque paramètre dudit premier jeu de paramètres ; - comparaison de ladite première vitesse latérale et de ladite au moins une seconde vitesse latérale selon un seuil (500) ; - détection de la présence de bruit dans ledit signal de type LOC si la différence entre ladite première vitesse latérale et ladite au moins une seconde vitesse latérale est supérieure audit seuil. 2. Procédé selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il 20 comprend en outre une étape de validation (505, 510) de ladite détection de la présence de bruit dans ledit signal de type LOC. 3. Procédé selon la revendication 2 caractérisé en ce que ladite étape de validation (505) est basée sur au moins un paramètre d'état dudit aéronef. 25 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape de validation relative (510) desdites estimations desdites première et au moins une seconde vitesses latérales. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes 30 caractérisé en ce que ledit premier jeu de paramètre comprend des paramètres de type inertiel. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que ledit au moins un second jeu de paramètre comprend des paramètres de type guidage déterminés à partir de données issues d'une source extérieur audit aéronef. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape de désactivation (610) d'un dispositif de contrôle automatique dudit aéronef. 8. Dispositif comprenant des moyens adaptés à la mise en oeuvre de chacune des étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes. 9. Programme d'ordinateur comprenant des instructions adaptées à la mise en oeuvre de chacune des étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7. 10. Aéronef caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif selon la revendication 8.