Brevet FR2925710A1 — publié le 20090626

La présente invention concerne un procédé et un dispositif de modification d'une trajectoire de vol pour un aéronef, dit aéronef suiveur, en particulier un avion de transport, qui permet à cet aéronef suiveur de passer à un point de convergence de la trajectoire de vol avec un espacement requis par rapport à un aéronef, dit aéronef suivi, qui le précède. Elle concerne également une méthode et un système de guidage automatique utilisant une trajectoire de vol ainsi modifiée. On estime qu'avec l'accroissement constant du trafic aérien, ce dernier va tripler dans les vingt prochaines années. Aussi, de nouvelles 1 o méthodes sont recherchées pour éviter la saturation des plates-formes aéroportuaires les plus chargées. L'une de ces méthodes consiste à déléguer à un aéronef (aéronef suiveur), en particulier un avion de transport, la réalisation automatique d'une manoeuvre d'espacement par rapport à un autre aéronef (aéronef suivi) qui vole devant lui, dans les zones terminales 15 du contrôle aérien. Avec une telle méthode, un contrôleur aérien indique à l'aéronef suiveur, à l'aide d'un système de radiocommunication usuel, quel aéronef il doit suivre, le type de manoeuvre à réaliser, et la valeur de l'espacement à respecter, qui est généralement donné en valeur de temps. L'aéronef suiveur va alors, de façon automatique, acquérir puis maintenir 20 l'espacement requis, en appliquant des commandes de poussées successives, qui sont calculées en fonction de la position relative de l'aéronef suiveur par rapport à l'aéronef suivi. La réalisation d'une telle manoeuvre d'espacement automatique permet d'augmenter les capacités d'atterrissage et de décollage des pistes d'un aéroport, en optimisant les 25 distances entre les aéronefs (à l'atterrissage et au décollage). 2 Une manoeuvre d'espacement possible consiste à espacer deux aéronefs qui présentent la capacité de se guider automatiquement sur une trajectoire de vol et qui suivent la même trajectoire de vol à partir d'un point particulier, dit point de convergence dans le cadre de la présente invention. Dans ce cas, l'aéronef suiveur doit être capable de réguler sa vitesse pour arriver au point de convergence avec l'espacement requis, puis de maintenir cet espacement requis (par la suite) le long de la trajectoire de vol commune. Toutefois, il peut arriver que l'aéronef suiveur ne soit pas en me- sure de ralentir suffisamment pour acquérir l'espacement requis audit point de convergence. Dans une telle situation, il doit effectuer un éloignement en cap par rapport à la trajectoire de vol initialement prévue dans son plan de vol, afin de perdre du temps sur l'aéronef suivi, avant de retourner sur la trajectoire de vol initiale. Or, l'aéronef suiveur a un besoin d'informations pour réaliser un éloignement qui soit adapté à la manoeuvre d'espacement à mettre en oeuvre. En effet : un éloignement qui est réalisé sur une distance trop courte, risque de ne pas lui faire perdre suffisamment de temps pour arriver avec l'espacement requis au point de convergence de sorte que la manoeuvre d'espace ne peut alors pas être mise en oeuvre ; et un éloignement trop important risque d'empêcher l'aéronef suiveur d'arriver à temps audit point de convergence pour pouvoir acquérir l'espacement requis, ce qui entraîne une distance trop grande et donc non optimale entre les deux aéronefs. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé de modification d'une trajectoire de vol pour un aéronef, dit aéronef suiveur, destiné à engendrer une trajectoire de vol modifiée qui permet à l'aéronef suiveur de passer à un point de 3 convergence avec un espacement requis par rapport à un aéronef, dit aéronef suivi, qui le précède. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que : a) on détermine une première date à laquelle l'aéronef suivi passe audit point de convergence (à partir duquel les trajectoires de vol des deux aéronefs suivi et suiveur sont identiques) ; b) à l'aide de cette première date, on détermine une seconde date à la-quelle l'aéronef suiveur doit passer audit point de convergence pour 1 o respecter ledit espacement requis ; c) on détermine une distance de vol nécessaire dans le plan horizontal à l'aéronef suiveur pour atteindre ledit point de convergence à ladite seconde date en volant à une vitesse constante (dans le plan horizontal) ; d) à partir de cette distance de vol, on calcule les coordonnées d'un point 15 de virage permettant de former un tronçon de trajectoire comprenant un segment d'éloignement (de la position actuelle de l'aéronef suiveur au-dit point de virage) et un segment de capture (dudit point de virage au-dit point de convergence) ; et e) on intègre ledit tronçon de trajectoire dans la trajectoire de vol (initiale) 20 de manière à obtenir une trajectoire de vol modifiée. Ainsi, grâce à l'invention, on obtient une trajectoire de vol modifiée (qui présente jusqu'audit point de convergence une distance plus importante, en raison de l'éloignement engendré par ledit tronçon de trajectoire, que la trajectoire de vol initiale) qui permet de faire perdre à 25 l'aéronef suiveur du temps pour qu'il arrive audit point de convergence à ladite seconde date, c'est-à-dire avec l'espacement requis par rapport à l'aéronef suivi qui le précède (s'il vole à une vitesse constante particulière, précisée ci-dessous). Dans le cadre de la présente invention, on entend par date un instant qui est défini précisément dans une échelle de temps (en heures, minutes et secondes par exemple). De façon avantageuse, à l'étape a) : si, à la date actuelle, c'est-à-dire à l'instant présent, l'aéronef suivi est déjà passé au point de convergence, on prend en compte, comme première date, la date de passage effectif audit point de convergence, qui a été mesurée et enregistrée ; et si, à la date actuelle, l'aéronef suivi n'est pas encore passé audit point ~o de convergence, on réalise une estimation de ladite première date. En outre, avantageusement, à l'étape c), on détermine la vitesse sol actuelle de l'aéronef suiveur que l'on utilise comme vitesse constante pour calculer la distance de vol. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, à l'étape d) : 15 ù on détermine les longueurs IX et XF desdits segments d'éloignement et de capture, à l'aide des relations suivantes : XF' = IF' + IX' ù 2.I F.IX. cos a IXF = IX + XF dans lesquelles : • IXF est ladite distance de vol ; 20 • IF est la distance dans le plan horizontal entre la position actuelle de l'aéronef suiveur et ledit point de convergence ; • cos représente le cosinus ; et • a est un cap d'éloignement requis ; à l'aide desdites longueurs IX et XF, on détermine l'angle 13 entre les 25 segments d'éloignement et de capture, en utilisant l'expression sui-vante : IF' = XF' + IX' ù 2.XF.IX.cosfi ; et û on détermine les coordonnées dudit point de virage, à l'aide de ladite distance IX, dudit cap a et dudit angle R. En outre, avantageusement, à l'étape d), on détermine, de plus, un virage à rayon constant que l'on intègre dans ledit tronçon de trajectoire 5 audit point de virage. Ceci permet d'affiner ledit tronçon de trajectoire, puisqu'un aéronef ne peut pas voler le long d'un angle formé par l'enchaînement de deux segments de droite, mais il réalise un virage audit point de virage dudit tronçon de trajectoire. La présente invention concerne également une méthode de gui-dage automatique d'un aéronef suiveur qui doit suivre un aéronef suivi avec un espacement requis au moins à partir d'un point de convergence. Selon l'invention, cette méthode est remarquable en ce que : A) en mettant en oeuvre un procédé tel que celui précité, on détermine une trajectoire de vol modifiée qui est formée de manière à permettre audit aéronef suiveur de passer audit point de convergence avec ledit espacement requis par rapport audit aéronef suivi ; B) on guide l'aéronef suiveur le long de ladite trajectoire de vol modifiée à une vitesse de guidage correspondant à ladite vitesse constante ; et C) on ajuste cette vitesse de guidage pendant ce guidage (le long de ladite trajectoire de vol modifiée), au moins pour compenser, le cas échéant, des erreurs dues à des approximations précisées ci-dessous. La présente invention concerne également un dispositif de modification d'une trajectoire de vol pour un aéronef suiveur, en particulier un avion de transport, civil ou militaire, qui permet à cet aéronef suiveur de passer à un point de convergence de la trajectoire de vol avec un espace- ment requis par rapport à un aéronef suivi qui le précède. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il com-porte : des moyens pour déterminer une première date à laquelle l'aéronef suivi passe audit point de convergence ; des moyens pour déterminer, à l'aide de cette première date, une seconde date à laquelle l'aéronef suiveur doit passer audit point de convergence pour respecter ledit espacement requis ; des moyens pour déterminer une distance de vol nécessaire dans le plan horizontal à l'aéronef suiveur pour atteindre ledit point de convergence à ladite seconde date en volant à une vitesse constante ; des moyens pour calculer, à partir de cette distance de vol, les coordon- nées d'un point de virage permettant de former un tronçon de trajectoire comprenant un segment d'éloignement, de la position actuelle de l'aéronef suiveur audit point de virage, et un segment de capture, dudit point de virage audit point de convergence ; et des moyens pour intégrer ledit tronçon de trajectoire dans la trajectoire de vol de manière à obtenir une trajectoire de vol modifiée. Ce dispositif peut faire partie d'un système de guidage automati- que d'un aéronef suiveur qui comporte, en plus du dispositif : des moyens de guidage pour guider automatiquement l'aéronef suiveur le long de ladite trajectoire de vol modifiée à une vitesse de guidage correspondant à la vitesse constante utilisée par ledit dispositif ; et des moyens d'asservissement pour ajuster automatiquement cette vitesse de guidage tout au long du guidage, au moins pour compenser, le cas échéant, des erreurs dues à des approximations. La présente invention concerne également un aéronef qui corn- porte un dispositif et/ou un système tels que ceux précités. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être représentée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. 7 La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. La figure 2 illustre schématiquement la convergence de deux aéronefs en un point de convergence à partir duquel ils suivent une même tra- jectoire en respectant un espacement particulier. La figure 3 illustre une situation semblable à celle de la figure 2, pour laquelle un éloignement conforme à l'invention de l'aéronef suiveur est nécessaire. La figure 4 est un graphique permettant d'expliquer une méthode préférée de calcul d'un point de virage qui est utilisé, selon l'invention, pour construire une trajectoire de vol modifiée. La figure 5 illustre un graphique similaire à celui de la figure 4 sur lequel ont été mises en évidence la trajectoire de vol construite et celle réellement suivie par l'aéronef suiveur. La figure 6 est le schéma synoptique d'un système de guidage automatique, comprenant un dispositif conforme à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à construire une trajectoire de vol TV1 pour un aéronef Al dit aéronef suiveur, sur lequel est monté ledit disposi- tif 1. Cette trajectoire de vol TV1 construite par le dispositif 1 doit per-mettre à l'aéronef suiveur A1, si elle est suivie par ce dernier, de passer à un point de convergence PC avec un espacement requis par rapport à un aéronef A2 dit aéronef suivi, qui le précède. A partir de ce point de convergence PC, les deux aéronefs Al et A2 suivent un même tronçon de trajectoire TRO, comme représenté sur les figures 2 et 3. De plus, à partir dudit point de convergence PC, l'aéronef Al devra suivre l'aéronef A2, le long dudit tronçon de trajectoire TRO (par exemple jusqu'à un atterrissage sur une piste d'aéroport), avec un espacement particulier, conformément à une manoeuvre d'espacement. L'es- 8 pacement requis qui est généralement exprimé en valeur de temps peut également être exprimé en valeur de distance (les deux valeurs pouvant être déduites l'une de l'autre si on considère une vitesse de vol cons-tante). Sur l'exemple des figures 2 et 3, cet espacement requis vaut D2. Or, dans l'exemple de la figure 2, si les aéronefs Al et A2 volent suivant les tronçons de trajectoire TRI et TR2 prévus initialement, à partir de leurs positions actuelles respectives B1 et B2 jusqu'au point de convergence PC commun, l'aéronef suiveur Al sera séparé audit point de convergence PC d'un espacement D1 par rapport à l'aéronef suivi A2 (qui volera alors à un point B3). Or, cet espacement Dl est plus petit que l'espacement requis D2. L'aéronef suiveur Al se trouvera donc trop près de l'aéronef suivi A2 audit point de convergence PC, ce qui empêchera la mise en oeuvre d'une manoeuvre d'espacement. Aussi, au lieu de faire voler l'aéronef suiveur Al directement de la position actuelle B1 audit point de convergence PC se- Ion ledit tronçon TRI, on va le faire voler, selon l'invention, suivant un tronçon TR3 plus long, comme représenté sur la figure 3. En suivant ce tronçon TR3, il faudra plus de temps à l'aéronef suiveur Al que le long du tronçon TRI (avec une même vitesse horizontale qui est supposée cons-tante) pour arriver au point de convergence PC de manière à présenter au- dit point de convergence PC, avec un tronçon TR3 de longueur appropriée, un espacement D2 qui correspond à l'espacement requis par rapport à l'aéronef suivi A2 (qui se trouvera alors à un point B4). Aussi, le dispositif 1 conforme à l'invention a pour objet de modifier la trajectoire de vol initiale TVO (de l'aéronef suiveur Al) qui com- prend le tronçon TRI de la position actuelle B1 au point de convergence PC et le tronçon TRO à partir du point de convergence PC de manière à obtenir une trajectoire de vol modifiée TV1 qui comprend le tronçon TR3 de la position actuelle B1 au point de convergence PC et le tronçon TRO à 9 partir du point de convergence PC. Pour ce faire, selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte : des moyens 2 pour déterminer une première date à laquelle l'aéronef suivi A2 passe audit point de convergence PC. Dans le cadre de la pré- sente invention, on entend par date un instant qui est défini précisé-ment dans une échelle de temps (en heures, minutes et secondes par exemple) ; des moyens (par exemple les moyens 2 ou des moyens 3) qui sont formés de manière à déterminer, à l'aide de ladite première date, une se- conde date à laquelle l'aéronef suiveur Al doit passer audit point de convergence PC pour respecter ledit espacement requis (qui est ex-primé, de préférence, en temps et qui est, par exemple, reçu d'un contrôleur aérien) ; des moyens 3 qui déterminent la distance de vol IXF nécessaire dans le plan horizontal à l'aéronef suiveur Al pour atteindre ledit point de convergence PC à ladite seconde date, et ceci en volant à une vitesse constante précisée ci-dessous ; des moyens 4 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 5 auxdits moyens 3 et qui sont formés de manière à calculer, à partir de cette distance de vol IXF, les coordonnées (dans le plan horizontal) d'un point de virage X permettant de former un tronçon de trajectoire TR3 comprenant un segment d'éloignement S1, de la position actuelle B1 de l'aéronef Al audit point de virage X, et un segment de capture S2, du-dit point de virage X audit point de convergence PC, comme représenté sur la figure 4 ; et des moyens 6 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 7 auxdits moyens 4 et qui sont formés de manière à intégrer ledit tronçon de trajectoire TR3 dans la trajectoire de vol initiale TVO (qui est déterminée 10 usuellement) de manière à obtenir ladite trajectoire de vol modifiée TV1 (qui comprend donc les tronçons TR3 et TRO). Ainsi, le dispositif 1 conforme à l'invention construit une trajectoire de vol modifiée TV1 qui permet à l'aéronef suiveur Al de passer au- dit point de convergence PC avec l'espacement D2 requis par rapport à l'aéronef suivi A2 qui le précède, s'il vole à une vitesse constante particulière, précisée ci-dessous. Par conséquent, cette trajectoire de vol modifiée TV1 (qui présente, jusqu'audit point de convergence PC, une distance plus importante, en raison de l'éloignement engendré par ledit tronçon de trajectoire TR3, que la trajectoire de vol initiale TVO) permet de faire perdre à l'aéronef A1, le temps nécessaire pour arriver audit point de convergence PC à ladite seconde date précitée. Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 3, 4 et 6 font partie d'une unité de calcul 8 qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 9 auxdits moyens 2 et qui est susceptible de transmettre la trajectoire de vol construite, c'est-à-dire ladite trajectoire de vol modifiée TV1 engendrée par les moyens 6, par l'intermédiaire d'une liaison 10. En outre ledit dispositif 1 comporte, de plus, un ensemble 11 de sources d'informations, qui peut être relié par l'intermédiaire d'une liaison 12 à ladite unité de calcul 8 et qui est destiné à fournir des informations, telles que la trajectoire de vol initiale TVO, le cap d'éloignement requis ou la position actuelle B1. L'aéronef suiveur Al peut ainsi, en suivant ladite trajectoire de vol modifiée TV1, acquérir l'espacement requis audit point de convergence PC en volant à ladite vitesse constante. Aussi, à partir dudit point de convergence PC, l'aéronef suiveur Al peut mettre en oeuvre une manoeuvre d'espacement usuelle pour laquelle il vole selon la même trajectoire TRO que l'aéronef suivi A2, en respectant ledit espacement D2 requis. Cette manoeuvre d'espacement permet, notamment, d'augmenter les capacités 11 d'atterrissage et de décollage des pistes d'un aéroport, en optimisant ainsi les distances entre les aéronefs Al et A2. En outre, lesdits moyens 2 comportent une unité de réception d'informations 13 qui peut recevoir des informations d'un élément exté- rieur, et notamment dudit aéronef suivi A2 et/ou d'un contrôleur aérien, en particulier sous forme d'ondes électromagnétiques 0E. De plus, lesdits moyens 2 comportent : des moyens 14 pour enregistrer une date de passage qui correspond à la date de passage effectif au point de convergence PC de l'aéronef 1 o suivi A2. Cette date de passage (qui représente la première date précitée) est, de préférence, reçue dudit aéronef suivi A2 à l'aide de ladite unité de réception d'informations 13 ; et des moyens 15 pour estimer une première date correspondant à un pas-sage futur estimé de l'aéronef suivi A2 audit point de convergence PC. 15 Cette première date correspond à la somme de la date actuelle et d'une valeur auxiliaire (représentant le rapport entre la distance de la position de l'aéronef suivi A2 au point de convergence PC et la vitesse sol de cet aéronef suivi A2). Par conséquent, lesdits moyens 2 prennent en compte comme 20 première date : si, à la date actuelle, c'est-à-dire à l'instant présent, l'aéronef suivi A2 est déjà passé au point de convergence PC, la date de passage effectif audit point de convergence PC, qui a été mesurée et enregistrée par lesdits moyens 14 ; et 25 si, à la date actuelle, l'aéronef suivi A2 n'est pas encore passé audit point de convergence PC, une estimation de ladite première date, qui est engendrée par lesdits moyens 15. En outre, lesdits moyens 3 utilisent la vitesse sol GS actuelle de l'aéronef suiveur Al, qui est calculée par lesdits moyens 3 ou par un 12 moyen de calcul faisant partie dudit ensemble 11. La vitesse sol GS est calculée à partir d'une vitesse air actuelle connue, par exemple une vitesse corrigée de type VCAS ("Calibrated Airspeed" en anglais) ou une vitesse vraie de type VTAS ("True Airspeed" en anglais), ainsi qu'à partir d'une estimation du vecteur W du vent. La vitesse air et le vecteur W sont dé-terminés de façon usuelle. Plus précisément, la vitesse sol GS est obtenue à partir des relations suivantes : GS = VTAS + VW VTAS = VCAS x (1 +0, 00002 x Z) dans lesquelles : les vitesses VTAS et VCAS sont exprimées en noeuds ; Z est l'altitude de segment maximum en pieds ; et VW est la magnitude de la vitesse du vent en noeuds. Lesdits moyens 3 utilisent cette vitesse sol actuelle comme vitesse constante pour déterminer la distance de vol IXF. A cet effet, la distance de vol IXF vérifie la relation suivante : IXF = (tf-tO).GS dans laquelle : tf représente ladite seconde date à laquelle l'aéronef suiveur Al doit passer audit point de convergence PC ; t0 correspond à la date actuelle, c'est-à-dire sensiblement à l'instant de la mise en oeuvre des traitements réalisés par ladite unité de calcul 8 ; et GS représente ladite vitesse sol actuelle. La distance IXF correspond à la somme des longueurs IX et XF respectivement du segment d'éloignement S1 et du segment de capture S2, comme représenté sur la figure 4. Sur cette figure 4 qui aide à expliquer la méthode de calcul mise en oeuvre par les moyens 4, on a égale-ment représenté : 13 - le point de virage X ; - un point I correspondant à la position actuelle B1 ; ù un point F correspondant au point de convergence PC ; - un vecteur Cm représentant le cap magnétique de l'aéronef suiveur Al, c'est-à-dire le cap de l'aéronef Al à suivre pour effectuer la manoeuvre donnée par rapport au nord magnétique ; ù un vecteur Tm représentant la route magnétique de l'aéronef suiveur Al, c'est-à-dire la route de l'aéronef Al à suivre pour effectuer la manoeuvre par rapport au nord magnétique ; et ù un vecteur TO représentant la route magnétique initiale de l'aéronef suiveur Al . Pour déterminer les coordonnées du point de virage X, lesdits moyens 4 comportent des éléments intégrés (non représentés), pour réaliser les opérations suivantes : déterminer les longueurs IX et XF respectivement du segment d'éloignement S1 et du segment de capture S2, à l'aide des relations suivantes : XF2 = IF2 + IX2 ù 2.IF.IX.cos a (1) IXF = IX + XF dans lesquelles : • la relation (1) représente la relation de Al-Kashi ; • IXF est ladite distance de vol, c'est-à-dire la somme des longueurs IX et XF des segments S1 et S2 ; • IF est la distance (directe) dans le plan horizontal entre la position actuelle B1 de l'aéronef Al et ledit point de convergence PC ; • cos représente le cosinus ; et • a est un cap d'éloignement requis ; déterminer, à l'aide desdites longueurs IX et XF, l'angle R entre les segments d'éloignement et de capture, en utilisant l'expression suivante : 14 IF2 = XF2 + IX2 û 2.XF.IX.cosl3 ; et û déterminer de façon usuelle les coordonnées dudit point de virage X, à l'aide de ladite distance IX et desdits angles a et [3, en utilisant les équations de Sodano qui sont bien connues. Par conséquent, selon l'invention, pour effectuer le calcul, la route suivie au sol par l'aéronef Al sur le segment d'éloignement S1 est calculée en tenant en compte de l'effet du vent et de la déclinaison magnétique. La relation d'Al-Kashi permet alors de déterminer la longueur des côtés du seul triangle qui respecte à la fois la direction prise par l'aéronef Al au cours de son éloignement et la distance de vol IXF nécessaire pour acquérir l'espacement requis. La prédiction W du vent est utilisée pour cal-culer la route correspondant au cap requis. Lesdits moyens 6 intègrent le tronçon TR3 calculé par lesdits moyens 4 dans la trajectoire de vol initiale TVO de manière à former la tra- jectoire de vol modifiée TV1 qui sera transmise par la liaison 10. Le calcul de la trajectoire de vol initiale TVO est un calcul usuel qui n'est pas décrit davantage dans la présente description. Le tronçon de trajectoire TR4 réellement suivi par l'aéronef Al pour rejoindre le point de convergence PC diffère du tronçon TR3 ainsi calculé. En effet, l'aéronef suiveur Al ne peut pas voler l'angle formé par l'enchaînement des deux segments S1 et S2, comme représenté sur la figure 5. Aussi, dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 4 ou lesdits moyens 6 déterminent, de plus, un virage VR à rayon constant qu'ils intègrent dans ledit tronçon de trajectoire TR3 audit point de virage X. Pour ce faire, le rayon R de ce virage VR peut satisfaire la relation sui- vante : R = GS2 I (g.tg(p) dans laquelle : û g est l'accélération de la pesanteur ; 15 - GS est la vitesse sol ; û tg représente la tangente ; et û cp représente un angle de roulis nominal en rotation. De préférence, cp est sensiblement égal à 20 degrés. Dans une application préférée de l'invention, ledit dispositif 1 peut faire partie d'un système 17 de guidage automatique d'un aéronef suiveur A1, tel que représenté sur la figure 6. Ce dispositif 17 qui est embarqué sur l'aéronef suiveur Al comporte, en plus dudit dispositif 1 qui est destiné à déterminer automatique-ment une trajectoire de vol modifiée TV1 (qui permet audit aéronef suiveur Al de passer audit point de convergence PC avec ledit espacement requis D2 par rapport audit aéronef suivi A2), des moyens de guidage 18 pour guider automatiquement l'aéronef suiveur Al : latéralement, le long de ladite trajectoire de vol modifiée TV1 reçue du 15 dispositif 1 par la liaison 10 ; et longitudinalement, à une vitesse de guidage qui correspond à la vitesse constante précitée utilisée par ledit dispositif 1. Ledit système de guidage automatique 17 comporte, de plus : un ensemble 19 de sources d'informations qui fournissent des informa- 20 tions (mesurées, calculées ou entrées par le pilote) destinées, de façon usuelle, au guidage automatique de l'aéronef Al ; et des moyens d'asservissement 20 pour ajuster automatiquement la vitesse de guidage lors du guidage le long du tronçon TR3 de la trajectoire de vol TV1, au moins pour compenser, si nécessaire, des erreurs 25 dues à des approximations. En effet, le calcul et le suivi de la trajectoire de vol modifiée TV1 utilisent des approximations qui peuvent entraîner des erreurs, et en particulier : 16 une erreur due à l'estimation par les moyens 15 de la date de survol (première date précitée) du point de convergence PC par l'aéronef suivi Al ; - une erreur due à l'hypothèse de maintien d'une vitesse constante sur la trajectoire de vol modifiée TV1 ; - une erreur due à la précision des formules de calcul (précitées) utilisées ; et une erreur due au fait que la trajectoire réellement suivie par l'aéronef suiveur Al diffère de ladite trajectoire de vol modifiée calculée. Ainsi, grâce auxdits moyens d'asservissement 20, la vitesse de l'aéronef suiveur Al est ajustée tout au long du guidage sur la trajectoire de vol modifiée TV1, pour compenser en temps réel les erreurs précédentes et arriver à ladite seconde date audit point de convergence PC. Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens de guidage 18 comportent : une unité de calcul 21 qui est reliée audit dispositif 1 et audit ensemble 19 par l'intermédiaire de liaisons 10 et 22 et qui réalise, de façon usuelle, le calcul des ordres de guidage permettant à l'aéronef suiveur Al de voler le long de ladite trajectoire de vol modifiée TV1 à ladite vi- tesse constante. Cette unité de calcul 21 comprend, par exemple, les-dits moyens d'asservissement 20 ; - un ensemble 23 de moyens commandés, tels que, notamment, des gouvernes ou des moteurs de l'aéronef suiveur Al, qui permettent d'agir sur les mouvements latéraux et longitudinaux dudit aéronef sui- veur Al ; et un ensemble 24 de moyens d'actionnement qui reçoivent les ordres de guidage de ladite unité de calcul 21 par l'intermédiaire d'une liaison 25 et qui appliquent ces ordres de guidage auxdits éléments commandés de l'ensemble 23, comme illustré par une liaison 26 en traits mixtes. 17 Ainsi, grâce au système 17, l'aéronef suiveur Al est en mesure d'acquérir de façon automatique l'espacement requis au point de convergence PC, en réalisant un vol à vitesse constante le long de la trajectoire de vol modifiée TV1 (calculée automatiquement). Ledit système 17 est également formé de manière à maintenir automatiquement l'espacement requis, à partir dudit point de convergence PC, en appliquant notamment des commandes en poussées successives, qui sont calculées en fonction de la distance relative de l'aéronef suiveur Al par rapport à l'aéronef suivi A2. Une telle manoeuvre d'espacement 1 o automatique permet, notamment, d'augmenter les capacités d'atterrissage et de décollage sur des pistes d'aéroport. REVENDICATIONS 1. Procédé de modification d'une trajectoire de vol pour un aéronef (Al), dit aéronef suiveur, qui permet à cet aéronef suiveur (Al) de passer à un point de convergence (PC) de la trajectoire de vol avec un espace- ment requis (D2) par rapport à un aéronef (A2), dit aéronef suivi, qui le précède, caractérisé en ce que : a) on détermine une première date à laquelle l'aéronef suivi (A2) passe audit point de convergence (PC) ; b) à l'aide de cette première date, on détermine une seconde date à la- quelle l'aéronef suiveur (Al) doit passer audit point de convergence (PC) pour respecter ledit espacement requis (D2) ; c) on détermine une distance de vol nécessaire dans le plan horizontal à l'aéronef suiveur (Al) pour atteindre ledit point de convergence (PC) à ladite seconde date en volant à une vitesse constante ; d) à partir de cette distance de vol, on calcule les coordonnées d'un point de virage (X) permettant de former un tronçon de trajectoire (TR3) comprenant un segment d'éloignement (Si), de la position actuelle (B1) de l'aéronef suiveur (Al) audit point de virage (X), et un segment de capture (S2), dudit point de virage (X) audit point de convergence (PC) ; et e) on intègre ledit tronçon de trajectoire (TR3) dans la trajectoire de vol de manière à obtenir une trajectoire de vol modifiée (TV1). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape a) : ù si, à la date actuelle, l'aéronef suivi (A2) est déjà passé au point de convergence (PC), on prend en compte, comme première date, la date de passage effectif audit point de convergence (PC), qui a été mesurée et enregistrée ; et 19 ù si, à la date actuelle, l'aéronef suivi (A2) n'est pas encore passé audit point de convergence (PC), on réalise une estimation de ladite première date. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape c), on détermine la vitesse sol actuelle de l'aéronef suiveur (Al), que l'on utilise comme vitesse constante pour cal-culer la distance de vol. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'à l'étape d) : ù on détermine les longueurs IX et XF desdits segments d'éloignement et de capture, à l'aide des relations suivantes : XF2 = IF2 + IX2 ù 2.IF.IX. cos a IXF = IX + XF dans lesquelles : • IXF est ladite distance de vol ; ^ IF est la distance dans le plan horizontal entre la position actuelle (B1) de l'aéronef suiveur (Al) et ledit point de convergence (PC) ; • cos représente le cosinus ; et • a est un cap d'éloignement requis ; à l'aide desdites longueurs IX et XF, on détermine l'angle entre les segments d'éloignement et de capture, en utilisant l'expression sui-vante : IF2 = XF2 + IX2 ù 2.XF.IX.cos(3 ; et on détermine les coordonnées dudit point de virage (X), à l'aide de la-dite distance IX, dudit cap a et dudit angle R.25 20 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape d), on détermine, de plus, un virage (VR) à rayon constant que l'on intègre dans ledit tronçon de trajectoire audit point de virage (X). 6. Méthode de guidage automatique d'un aéronef suiveur (Al) qui doit suivre un aéronef suivi (A2) avec un espacement requis (D2) au moins à partir d'un point de convergence (PC), caractérisée en ce que l'on réalise, de façon automatique, les opérations suivantes : ~o A) en mettant en oeuvre un procédé tel que celui spécifié sous l'une quel-conque des revendications 1 à 5, on détermine une trajectoire de vol modifiée (TV1) qui est formée de manière à permettre audit aéronef suiveur (Al) de passer audit point de convergence (PC) avec ledit espacement requis (D2) par rapport audit aéronef suivi (A2) ; 15 B) on guide l'aéronef suiveur (Al) le long de ladite trajectoire de vol modifiée (TV1) à une vitesse de guidage correspondant à ladite vitesse cons-tante ; et C) on ajuste cette vitesse de guidage tout au long du guidage, au moins pour compenser, le cas échéant, des erreurs dues à des approxima-20 tions. 7. Dispositif de modification d'une trajectoire de vol pour un aéronef (Al), dit aéronef suiveur, qui permet à cet aéronef suiveur (Al) de passer à un point de convergence (A) de la trajectoire de vol avec un espacement requis (D2) par rapport à un aéronef (A2), dit aéronef suivi, qui 25 le précède, caractérisé en ce qu'il comporte : û des moyens (2) pour déterminer une première date à laquelle l'aéronef suivi (A2) passe audit point de convergence (PC) ; 21 des moyens pour déterminer, à l'aide de cette première date, une seconde date à laquelle l'aéronef suiveur (Al) doit passer audit point de convergence (PC) pour respecter ledit espacement requis (D2) ; des moyens (3) pour déterminer une distance de vol nécessaire dans le plan horizontal à l'aéronef suiveur (Al) pour atteindre ledit point de convergence (PC) à ladite seconde date en volant à une vitesse cons-tante ; des moyens (4) pour calculer, à partir de cette distance de vol, les coordonnées d'un point de virage (X) permettant de former un tronçon de 1 o trajectoire (TR3) comprenant un segment d'éloignement (S 1), de la position actuelle (B1) de l'aéronef suiveur (Al) audit point de virage (X), et un segment de capture (S2), dudit point de virage (X) audit point de convergence (PC) ; et des moyens (6) pour intégrer ledit tronçon de trajectoire (TR3) dans la 15 trajectoire de vol de manière à obtenir une trajectoire de vol modifiée (TV1). 8. Système de guidage automatique d'un aéronef suiveur (Al) qui doit suivre un aéronef suivi (A2) avec un espacement requis (D2) au moins à partir d'un point de convergence (PC), 20 caractérisé en ce qu'il comporte : ù un dispositif (1) tel que celui spécifié sous la revendication 7, pour déterminer automatiquement une trajectoire de vol modifiée (TV1) qui est formée de manière à permettre audit aéronef suiveur (Al) de passer audit point de convergence (PC) avec ledit espacement (D2) requis par 25 rapport audit aéronef suivi (A2) ; des moyens de guidage (18) pour guider automatiquement l'aéronef suiveur (Al) le long de ladite trajectoire de vol modifiée (TV1) à une vitesse de guidage correspondant à une vitesse constante utilisée par le-dit dispositif (1) ; et 22 ù des moyens d'asservissement (20) pour ajuster automatiquement cette vitesse de guidage tout au long du guidage, au moins pour compenser, le cas échéant, des erreurs dues à des approximations. 9. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous la revendication 7. 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un système (17) tel que celui spécifié sous la revendication 8.