Brevet FR2944634A1 — publié le 20101022

PROCEDE DE DETERMINATION DE LA QUANTITE DE CARBURANT EMPORTEE DANS UN AERONEF PERMETTANT LA TENUE D'UNE CONTRAINTE DE TEMPS DE TYPE RTA La présente invention concerne un procédé de détermination de la quantité de carburant emportée dans un aéronef permettant la tenue d'une contrainte de temps de type RTA, selon l'acronyme de l'expression anglo-saxonne "Required Time of Arrivai" ou temps requis d'arrivée. Elle s'applique io notamment au domaine de l'avionique, et plus particulièrement aux dispositifs de gestion de vol embarqués dans les aéronefs. Dans le contexte général du trafic aérien, il est un fait que la densité du trafic augmente d'année en année. Dans le même temps, il est 15 nécessaire que l'impact environnemental du trafic aérien soit réduit. Enfin, il est nécessaire que le taux d'accidents soit maintenu au niveau actuel, voire réduit. Le respect de ces principes et exigences impose notamment aux organismes de contrôle du trafic aérien une maîtrise toujours plus forte des profils de vol des aéronefs évoluant dans l'espace aérien. Dans le même 20 temps, il est nécessaire pour les exploitants de ces aéronefs, de mettre en oeuvre des dispositifs visant à satisfaire les requêtes en provenance des organismes de contrôle du trafic aérien, tout en minimisant leur impact, notamment sur les procédures de pilotage, le plan de vol initial, et le respect des prévisions en termes de coût d'exploitation de l'aéronef. 25 Typiquement, les organismes de contrôle du trafic aérien peuvent imposer aux aéronefs des passages à des points donnés de l'espace aérien, à des heures données, ou RTA. Les RTA permettent aux organismes de contrôle du trafic aérien de garantir un flux lissé, et de gérer un nombre d'avions stable correspondant aux capacités des outils à leur disposition et à 30 la charge maximale acceptable d'un contrôleur aérien. Ces contraintes de temps sont également utilisées pour gérer les fermetures et ouvertures d'espaces aériens, ou d'installations aéroportuaires. En parallèle, les compagnies aériennes ont grand intérêt ajuster au mieux leurs emports, et des fonctions de calcul de l'emport ont été 35 développées, permettant notamment d'ajuster de manière optimale l'emport de carburant. De telles fonctions optimisent le compromis entre les performances de l'aéronef, sa consommation, et la sécurité des vols en respectant les réserves imposées par la réglementation du trafic aérien. A bord des aéronefs, les contraintes de temps de type RTA, ainsi que les calculs d'emport, sont habituellement pris en charge par un système de gestion de vol, habituellement désigné par l'acronyme FMS, selon l'expression anglo-saxonne "Flight Management System". Un FMS est constitué de différents composants fonctionnels qui permettent à l'équipage d'un aéronef de programmer un vol à partir d'une base de données de navigation. Le système calcule alors les profils de trajectoires latérales et verticales permettant à l'aéronef les différents points de cheminement ou Waypoints du plan de vol, souvent désignés par l'abréviation WPT. Ces calculs sont basés sur les caractéristiques de l'aéronef et des données fournies par l'équipage, les différents capteurs embarqués ainsi que les moyens de communication avec l'environnement extérieur. Les fonctions de positionnement et de guidage collaborent alors pour aider l'aéronef à rester sur sa trajectoire. Il existe notamment des procédés connus de l'état de la technique, mis en oeuvre dans des FMS, permettant de déterminer les profils de vitesse les mieux adaptés à la tenue d'une contrainte de temps de type RTA. De tels procédés opèrent sur un ensemble de données d'entrée, comprenant un plan de vol, un niveau de croisière, les contraintes de temps requises, ainsi que la masse de l'aéronef ou "masse avion". Ces procédés génèrent en sortie un critère de vol ou "critère d'optimisation" permettant de déterminer le profil de vitesse de l'aéronef. Le critère de vol peut être un critère lié au coût de fonctionnement de l'aéronef, tel que l'indice de coût, souvent désigné Cl, selon l'acronyme de l'expression anglo-saxonne "Cost Index". Le Cl représente le rapport entre le coût d'un vol en termes de tous les paramètres non liés au carburant, incluant le coût du personnel de bord par exemple, et son coût en terme de carburant. D'autres types de critères de vol peuvent être employés, par exemple des critères liés aux performances du vol. Il existe également des procédés connus de l'état de la technique, souvent désignés selon la terminologie anglo-saxonne "Fuel Planning", permettant de réaliser des prédictions du carburant consommé, et donc de déterminer l'emport optimal de carburant. De tels procédés opèrent sur un ensemble de données d'entrée comprenant un plan de vol, une masse à vide de l'aéronef, un niveau de croisière, ainsi qu'un critère d'optimisation permettant de déterminer le profil de vitesse, tel que le Cl précité. Ces procédés génèrent en sortie un emport de carburant nécessaire, et donc une masse avion. Il apparaît dès lors une relation d'interdépendance partielle entre les procédés de Fuel Planning et les procédés de tenue de RTA. Ainsi, les procédés connus de Fuel Planning ne sont pas compatibles d'un procédé de tenue de RTA. De fait, avec les FMS actuels, lorsqu'une contrainte de type RTA est définie dans un plan de vol, un message de type "Fuel Planning Ignores RTA" est affiché aux pilotes de l'aéronef. Un but de la présente invention est de pallier les inconvénients précités, en proposant une amélioration d'un procédé existant de Fuel Planning, lui permettant d'opérer en présence d'une contrainte temporelle de type RTA. Le nouveau procédé de détermination de quantité de carburant à emporter selon l'invention cherche donc à ajuster l'emport de carburant dans le but de respecter les réserves réglementaires d'une part, et de satisfaire la contrainte de RTA d'autre part. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de détermination de la quantité de carburant à emporter dans un aéronef et d'un critère d'optimisation apte à déterminer un profil de vitesse, le procédé permettant la tenue d'une contrainte temporelle à un critère déterminé près, caractérisé en ce qu'il comprend au moins les étapes suivantes : une étape préalable, calculant via un procédé de détermination de quantité d'emport de carburant, une masse totale de l'aéronef en première itération, et le temps de vol de l'aéronef en résultant, en fonction d'un critère d'optimisation initial et d'une masse à vide, • une étape de comparaison comparant la valeur absolue de la différence entre le temps de vol déterminé à l'itération précédente et la contrainte temporelle au critère, passant à une itération suivante et déclenchant une première étape de calcul lorsque ladite différence est supérieure au critère, ou déclenchant une dernière étape sinon, • la première étape de calcul, déterminant le critère d'optimisation à l'itération courante en fonction de la masse de l'aéronef à l'itération précédente via un procédé de détermination d'un critère d'optimisation pour la tenue d'une contrainte temporelle, puis passant à l'itération suivante, • une seconde étape de calcul suivant la première étape de calcul, déterminant via un procédé de détermination de quantité d'emport de carburant la masse de l'aéronef à l'itération courante en fonction du critère d'optimisation à l'itération précédente et de la masse de l'aéronef à l'itération précédente ainsi que le temps de vol en résultant, la seconde étape de calcul étant suivie de l'étape de comparaison, • la dernière étape déterminant la masse de carburant à emporter égale à la différence entre la masse de l'aéronef à l'itération courante et la masse à vide de l'aéronef, et déterminant le critère de performance égal au critère d'optimisation à l'itération précédente. Dans un mode de réalisation de l'invention, le procédé de 20 détermination de la quantité de carburant à emporter dans un aéronef peut être caractérisé en ce que la première étape de calcul détermine le critère d'optimisation à l'itération courante en fonction de la masse de l'aéronef à l'itération précédente corrigée d'un facteur d'échelle prédéterminé mémorisé. 25 L'invention a également pour objet un procédé de détermination de la quantité de carburant à emporter dans un aéronef et d'un critère d'optimisation apte à déterminer un profil de vitesse, le procédé permettant la tenue d'une contrainte temporelle, caractérisé en ce qu'il comprend au moins les étapes suivantes : 30 • une étape préalable, calculant via un procédé de détermination de quantité d'emport de carburant, une masse totale de l'aéronef en première itération, et le temps de vol de l'aéronef en résultant, en fonction d'un critère 35 d'optimisation initial et d'une masse à vide, 10 15 • une première étape déterminant un premier temps de vol pour une valeur maximale prédéterminée du critère d'optimisation et la masse totale de l'aéronef déterminés à la seconde étape préalable, • une deuxième étape déterminant calculant via un procédé de détermination de quantité d'emport de carburant une masse de l'aéronef correspondant au critère d'optimisation maximal, • une troisième étape déterminant un troisième critère d'optimisation permettant d'obtenir un temps de vol égal audit premier temps de vol, en fonction de la masse de l'aéronef déterminée à la deuxième étape via un procédé de détermination d'un critère d'optimisation pour la tenue d'une contrainte temporelle, • une quatrième étape déterminant un quatrième critère d'optimisation permettant de satisfaire la contrainte temporelle, en fonction de la masse totale de l'aéronef déterminée à la seconde étape préalable, via un procédé de détermination d'un critère d'optimisation pour la tenue d'une contrainte temporelle, • une étape de détermination de la masse de l'aéronef optimale et du critère d'optimisation optimal suivant les relations suivantes : i. GW6 = GW1 - (GW1 - GWMAx) * (CIRTA - CIO) / (CIMAX - 25 Cl0) ; / H. CI6 = (CI4 - CIo) * (GW6 - GW1) / (GWMAX - GW1) + CIO ; GW6 étant la masse de l'aéronef optimale, CI6 le critère d'optimisation optimal, GW1 la masse totale de l'aéronef déterminée à la seconde étape préalable, GWMAx la masse de l'aéronef correspondant 30 au critère d'optimisation maximal déterminée à la deuxième étape, CIRTA le quatrième critère d'optimisation, Clo le critère d'optimisation initial, et CIMAX le critère d'optimisation maximal. Dans un mode de réalisation de l'invention, un procédé de 35 détermination de la quantité de carburant à emporter dans un aéronef tel que décrit ci-dessus peut être caractérisé en ce que le critère d'optimisation est un indice de coût. Dans un mode de réalisation de l'invention, un procédé de 5 détermination de la quantité de carburant à emporter dans un aéronef tel que décrit ci-dessus peut être caractérisé en ce que le critère d'optimisation est un indice de performance. La présente invention a également pour objet un dispositif de gestion 10 de vol d'un aéronef de type FMS, caractérisé en ce qu'il met en oeuvre un procédé de détermination de la quantité de carburant à emporter tel que décrit ci-dessus. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la 15 lecture de la description, donnée à titre d'exemple, faite en regard des dessins ci-annexés qui représentent : la figure 1, par un diagramme synthétique, la structure d'un système de gestion de vol de type FMS, connu de l'état de la 20 technique ; les figures 2a et 2b, des exemples de courbes représentant respectivement le temps de vol et la consommation en carburant, en fonction du Cost Index ; la figure 3, des exemples de courbes, représentées sur un même 25 repère, illustrant la consommation de carburant et le temps de vol, pour différentes masses d'emport de carburant ; la figure 4, un logigramme illustrant le principe du procédé de détermination de la quantité de carburant emportée, selon un mode de réalisation de l'invention ; 30 la figure 5, sur l'exemple des courbes de la figure 3, une illustration d'itérations successives pour la détermination de la quantité d'emport de carburant selon un mode de réalisation de l'invention ; la figure 6, sur l'exemple des courbes de la figure 3, une illustration d'itérations successives pour la détermination de la quantité d'emport de carburant selon un autre mode de réalisation de l'invention. La figure 1 présente un diagramme synthétique illustrant la structure d'un système de gestion de vol de type FMS, connu de l'état de la technique. Un système de type FMS 100 dispose d'une interface homme-machine 120 comprenant par exemple un clavier et un écran d'affichage, ou bien simplement un écran d'affichage tactile, ainsi qu'au moins les fonctions suivantes, décrites dans la norme ARINC 702 précitée : • Navigation (LOCNAV) 101, pour effectuer la localisation optimale de l'aéronef en fonction des moyens de géo-localisation 130 tels que le géo-positionnement par satellite ou GPS, GALILEO, les balises de radionavigation VHF, les centrales inertielles. Ce module communique avec les dispositifs de géo-localisation précités ; • Plan de vol (FPLN) 102, pour saisir les éléments géographiques constituant le squelette de la route à suivre, tels que les points imposés par les procédures de départ et d'arrivée, les waypoints, les couloirs aériens ou airways selon la dénomination anglo-saxonne ; • Base de données de navigation (NAVDB) 103, pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases relatives aux points, balises, legs d'interception ou d'altitude... ; • Base de données de performance, (PRFDB) 104, contenant les 25 paramètres aérodynamiques et moteurs de l'appareil ; • Trajectoire latérale (TRAJ) 105, pour construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances de l'aéronef et les contraintes de confinement (RNP) ; • Prédictions (PRED) 106, pour construire un profil vertical optimisé sur 30 la trajectoire latérale et verticale. Les fonctions faisant l'objet de la présente invention affectent cette partie du calculateur ; • Guidage (GUID) 107, pour guider dans les plans latéraux et verticaux l'aéronef sur sa trajectoire tridimensionnelle, tout en optimisant sa vitesse. Dans un aéronef équipé d'un dispositif de pilotage automatique 110, ce dernier peut échanger des informations avec le module de guidage 107 ; • Liaison de données numériques (DATALINK) 108 pour communiquer 5 avec les centres de contrôle et les autres aéronefs 109. Le plan de vol est entré par le pilote, ou bien par liaison de données, à partir de données contenues dans la base de données de navigation. Un plan de vol consiste typiquement en une succession de segments, habituellement désignés sous le nom de "legs", qui sont formés d'une 10 terminaison et d'une géométrie, par exemple une géométrie de type virage, ou bien de type ligne droite en orthodromie ou en loxodromie. Les différents types de legs sont définis dans la norme internationale ARINC 424. Le pilote saisit ensuite les paramètres de l'aéronef : masse, plan de vol, plage de niveaux de croisière, ainsi que un ou une pluralité de critères 15 d'optimisation, tels que le Cl. Ces entrées permettent aux modules TRAJ 105 et PRED 106 de calculer respectivement la trajectoire latérale et le profil vertical, c'est-à-dire le profil de vol en termes d'altitude et de vitesse, qui par exemple minimise le critère d'optimisation. Le procédé de la présente invention peut s'intégrer dans les modules 20 TRAJ 105 et PRED 106 d'un FMS. Les figures 2a et 2b présentent des exemples de courbes représentant respectivement le temps de vol et la consommation en carburant, en fonction du Cost Index. 25 En référence à la figure 2a, une première courbe 21 représente la consommation en carburant d'un aéronef en fonction du Cl. L'allure générale de la première courbe 21 est une courbe linéaire décroissante. En référence à la figure 2b, en ce qui concerne la seconde courbe 22, 30 d'une manière typique, la consommation en carburant en fonction du Cl est dans un premier temps décroissante, jusqu'à une certaine valeur du Cl pour laquelle la courbe est alors croissante. Il est rappelé que le Cl est un critère d'optimisation entre les coûts horaires, habituellement désignés sous l'acronyme CT dérivé de la terminologie anglo-saxonne "Cost of Time", et les coûts du carburant, habituellement désignés sous l'acronyme CF dérivé de "Cost of Fuel". Le Cl est défini par le rapport CT/CF, et prend des valeurs typiquement comprises entre 0 et 999 ou 0 et 99 selon les constructeurs, en kg/minute par exemple, si le CT est exprimé en $/minute et le CF en $/kg. De manière typique, un indice de coût très faible correspond à une configuration selon laquelle le coût du temps CT est considéré comme négligeable par rapport au coût du carburant CF : la planification du vol consiste alors à chercher des vitesses de vol assez faibles pour que la consommation en carburant soit la plus faible possible, et la durée de vol la plus longue possible. Pour un exploitant d'aéronef, cela correspond à des configurations de type long courrier. Inversement, un indice de coût très élevé correspond à une configuration selon laquelle le coût du carburant CF est considéré comme négligeable par rapport au coût du temps CT : la planification du vol consiste alors à chercher une durée de vol la plus courte possible, même si le vol doit se faire au prix d'une consommation en carburant élevée. Pour un exploitant d'aéronef, cela correspond à des vols de type navette, où l'on recherche plutôt un nombre maximal de rotations, ou encore à assurer une heure d'arrivée plus précoce en cas de retard ou de créneaux d'atterrissage précis. La figure 3 présente des exemples de courbes, représentées sur un même repère, illustrant la consommation de carburant et le temps de vol, pour différentes masses d'emport de carburant. Sur la figure 3, quatre courbes GW1 GW2 GW3 GW4 représentent la consommation en carburant pour quatre différentes masses possibles d'un aéronef. Ces courbes sont situées dans un même repère, dont les axes sont positionnés de manière arbitraire. Une masse GW; est égale à la somme de la masse à vide initiale de l'aéronef ZFW; et de l'emport de carburant FOB;. Plusieurs courbes de temps de vol ATi sont représentées sur la figure, ces courbes correspondent à différentes masses possibles de l'aéronef. Un but de l'invention est de rechercher la masse initiale GW; qui coupe la courbe ATM, GW; et ATM étant tels que : ATM est égal au temps de vol requis, soit la différence entre le RTA et l'heure de décollage, et la différence entre la quantité d'emport de carburant FOB; et le carburant consommé à la destination (en incluant les réserves) est 5 nulle. Cette deuxième condition est illustrée sur la figure 3 par un exemple de courbe "Extra nul'. Dans une zone "Extra positif" située au-dessus de cette courbe, quelles que soient les configurations masse / temps de vol considérées, une quantité de carburant subsiste à destination. A l'opposé, 10 dans une zone "Extra négatif" située au-dessous de cette courbe, il peut être considéré que la quantité de carburant d'emport n'est pas suffisante pour arriver à destination. II est à noter que plus le C.I. tend vers un vol rapide, plus le temps de vol observé est court ; on tend alors vers un critère de temps minimal 15 représenté sur la figure 3 par la référence � Min Time �. De la même manière, un C.I. faible, voire négatif, correspond à un temps de vol plus long ; on tend alors vers un critère de temps maximal représenté sur la figure 3 par la référence � Max Time �. Entre les deux, on observe deux valeurs particulières connues dans la 20 littérature sous les désignations suivantes : o MRC pour � Max Range Cruise � correspondant typiquement à Cl=0 , o LRC pour � Long Range Cruise � correspondant à un C.I. un peu plus élevé que pour le MRC, consommant 1% de carburant de plus 25 mais apportant un gain de temps très significatif. En outre, à une valeur de C.I. donnée, le temps de vol croît quand la masse initiale de l'aéronef croît. La figure 4 présente un logigramme illustrant le principe du procédé 30 de détermination de la quantité de carburant emportée, selon un mode de réalisation de la présente invention. Une première étape préalable 401 comprend la saisie de données de vol initiales. Une seconde étape préalable 402 détermine une première masse de l'aéronef GW1. Une première étape de comparaison 403 compare l'instant d'arrivée prévu au RTA. Si l'instant d'arrivée prévue est suffisamment proche du RTA selon un critère bt prédéterminé, alors la quantité d'emport de carburant et l'indice de coût permettant d'effectuer le vol parvenant à l'arrivée au temps requis, et embarquant une quantité de carburant optimale, sont déterminés et le procédé se termine à la dernière étape 410. Dans le cas contraire, l'indice i est incrémenté et une première étape de calcul 404 détermine un indice de coût CI; permettant une arrivée au RTA requis. L'indice i est alors incrémenté, et une deuxième étape de calcul 405 détermine la quantité d'emport de carburant optimale, et partant une masse de l'aéronef GW;, associée à un nouveau temps de vol ATi. A l'issue de la deuxième étape de calcul 405, le procédé réalise à nouveau l'étape de comparaison 403, et ainsi de suite, jusqu'à ce que la comparaison effectuée à l'étape de 403 aboutisse à la dernière étape 410, c'est-à-dire à la détermination d'une quantité d'emport de carburant optimale pour la réalisation d'un vol dont l'arrivée s'effectue au RTA. A la première étape préalable 401, les données de vol initiales sont par exemple saisies par le pilote via l'interface homme-machine 120 du FMS, et comprennent au moins un indice de coût préconisé par l'exploitant de l'aéronef Clo, ainsi qu'une masse à vide de l'aéronef ZFWo, et le RTA visé. Le calcul produit à la seconde étape préalable 402 peut par exemple être effectué par un procédé de Fuel Planning FP proposé par la plupart des constructeurs de FMS connu de l'état de la technique. Un tel procédé opère par exemple par itérations successives. Le procédé FP détermine une quantité d'emport de carburant û et partant une masse d'aéronef GW1 û ainsi qu'un temps de vol AT1, sur la base d'au moins l'indice de coût Clo et de la masse à vide de l'aéronef ZFW0. II est possible de formuler la seconde étape préalable 402 selon la relation : (GW1 ; AT1) = FP(Clo ; ZFWo). Le même procédé de Fuel Planning FP est employé à la seconde étape de calcul 405. Ainsi, de la même manière, il est possible de formuler la seconde étape de calcul 405 par la relation : (GW; ; ATi) = FP(CI;-1 ; GW;-1). Egalement, le calcul produit à la première étape de calcul 404 peut par exemple être effectué par un procédé RTA connu de l'état de la technique, tel que le procédé décrit dans le brevet américain délivré sous la référence US 5,121,325, pouvant aussi opérer par itérations successives. Le procédé RTA détermine un indice de coût CI (ou un autre critère de vol permettant d'élaborer un profil de vitesse), sur la base d'une masse de l'aéronef GW;. Il est ainsi possible de formuler la première étape de calcul 404 selon la relation : Cl; = RTA(GWi_1). Le critère ôt employé pour la comparaison effectuée à l'étape de comparaison 403 peut par exemple être un critère préétabli par l'exploitant de l'aéronef pour un vol donné, ou bien saisi par le pilote. Le couple de valeurs de masse de l'aéronef et indice de coût déterminé à la dernière étape 410 peut s'écrire (GW; ; CIi_1), ou encore, le couple de valeurs de quantité de carburant à emporter et indice de coût peut s'écrire (FOB; = GW;-ZFW0 ; CIL). La figure 5 présente, sur l'exemple des courbes de la figure 3, une illustration d'itérations successives pour la détermination de la quantité d'emport de carburant selon un mode de réalisation de l'invention. La figure 5 permet une meilleure compréhension de l'invention, sur la base d'un exemple. Dans l'exemple de la figure 5, le temps de vol requis pour respecter la contrainte de type RTA est le temps de vol AT7. Différents points 501 à 505 illustrent dans le repère des courbes 5 itérations successives de la fonction. Partant d'un état initial, avec notamment un indice de coût Clo et une masse à vide de l'aéronef ZFW0 par exemple saisis par le pilote, le procédé, à la seconde étape 402 citée en référence à la figure 4, détermine, sans considération du temps de vol requis, la masse de l'aéronef GW1 permettant d'obtenir un extra nul de carburant : cet état est illustré sur la figure 5 par le premier point 501. Dans l'exemple de la figure, le temps de vol dans cette configuration est alors égal à AT14, plus rapide que le temps de vol requis AT7. En outre, selon l'appréciation réalisée à l'étape de comparaison 403, la différence entre AT14 et AT7 est plus grande, en valeur absolue, que le critère bt, non représenté sur la figure. Le procédé, à la première étape de calcul 404 citée en référence à la figure 4, calcule alors l'indice de coût Cl2, permettant dans cet exemple de ralentir pour que le temps de vol soit ramené à AT7. L'état à l'issue de cette étape est illustré sur la figure 5 par le deuxième point 502. A ce stade, l'emport de carburant, et donc la masse GW1, est trop importante : ce fait est illustré sur la figure 5 par une position du deuxième point 502 dans la zone d'Extra positif, soit au-dessus de la courbe d'Extra Nul. Ainsi le procédé, à la seconde étape de calcul 405 citée en référence à la figure 4, calcule alors la masse GW3 permettant d'optimiser la quantité d'emport de carburant, sur la base de l'indice de coût Cl2 calculée à l'itération précédente. L'état à l'issue de cette étape est illustré par le troisième point 503. Le temps de vol est alors compris entre AT16 et AT7. Néanmoins, selon l'appréciation réalisée à l'étape de comparaison 403, la différence entre ce nouveau temps de vol et AT7 est toujours plus grande, en valeur absolue, que le critère ôt. Le procédé, à la première étape de calcul 404, calcule alors l'indice de coût Cl4, permettant dans cet exemple d'accélérer pour que le temps de vol soit ramené à AT7. A l'issue de cette étape, l'état est illustré par le quatrième point 504. A ce stade, l'emport de carburant, et donc la masse GW3, est trop faible : ce fait est illustré sur la figure 5 par une position du deuxième point 502 dans la zone d'Extra négatif, soit au-dessous de la courbe d'Extra Nul. Le procédé, à la seconde étape de calcul 405, calcule alors la masse GW5 permettant d'optimiser la quantité d'emport de carburant, sur la base de l'indice de coût Cl4 calculé à l'étape précédente. L'état à l'issue de cette étape est illustré par le cinquième point 505. Alors, selon l'appréciation réalisée à l'étape de comparaison 403, le temps de vol est alors suffisamment proche du temps requis AT7, en regard du critère ôt. Ainsi le couple de valeurs (GW5 ; CL) est finalement déterminé par la fonction à la dernière 410, et le FMS ou tout autre dispositif mettant en oeuvre le procédé, peut quitter l'exécution de celui-ci. Avantageusement, il est possible dans un mode de réalisation de l'invention, d'accélérer la convergence du procédé en effectuant une double correction du CI et de la quantité d'emport de carburant. C'est-à-dire qu'il est possible d'optimiser le procédé en calculant à la première étape de calcul 404, le Cl; permettant de tenir une contrainte non plus en se basant sur la masse GW;_,, mais sur la masse GW;_1 corrigée d'un facteur d'échelle dépendant des capacités de l'avion, et par exemple mémorisé dans une table ou d'abaques dans le FMS ou dans tout autre dispositif relié au FMS. Avantageusement, il est encore possible dans un mode de réalisation de l'invention, d'optimiser la vitesse d'exécution de la fonction en se basant essentiellement sur une hypothèse selon laquelle la courbe d'Extra nul est une droite. Ce mode de réalisation est illustré sur la base d'un exemple par la figure 6. La figure 6 présente, sur l'exemple des courbes de la figure 3, une illustration d'itérations successives pour la détermination de la quantité d'emport de carburant selon un autre mode de réalisation de l'invention. Des points 601 à 606 illustrent les différentes étapes d'opération du procédé. Dans l'exemple de la figure 6, le temps de vol requis pour satisfaire la contrainte de RTA est le temps de vol AT9. Partant d'un état initial, avec notamment un indice de coût Clo et une masse à vide de l'aéronef ZFWo par exemple saisis par le pilote, le procédé, à la seconde étape 402 citée en référence à la figure 4, détermine, sans considération du temps de vol requis, la masse de l'aéronef GW1 permettant d'obtenir un extra nul de carburant cet état est illustré sur la figure 6 par le premier point 601. Dans l'exemple de la figure, le temps de vol dans cette configuration est alors égal à AT3, plus lent que le temps de vol requis AT9. En outre, selon l'appréciation réalisée à l'étape de comparaison 403, la différence entre AT14 et \T7 est plus grande, en valeur absolue, que le critère 6t, non représenté sur la figure. Le procédé détermine alors directement un temps de vol, sur la base de la masse GW1 déterminée à l'étape précédente, et de la valeur maximale possible de l'indice de coût, CIMAX. Dans l'exemple de la figure, l'issue de cette étape est illustrée par le deuxième point 602, et le temps de vol est alors AT13. Dans l'exemple, le deuxième point 602 est situé en-dessous de la courbe d'Extra nul, ce qui illustre le fait que la masse GW1, et partant l'emport de carburant, est trop faible. Le procédé calcule alors, via un procédé de Fuel Planning connu, la masse GWMAx permettant d'annuler l'extra de carburant sur la base de l'indice de coût CIMAX. L'issue de cette étape est illustrée sur la figure par le troisième point 603. Sur la base de cette masse GWMAx, le procédé calcule alors l'indice de coût CI4 permettant un temps de vol égal à AT13. L'issue de cette étape est illustrée sur la figure par le quatrième point 604. D'autre part, le procédé calcule, via un procédé RTA connu, l'indice de coût CIRTA permettant de tenir la contrainte de temps AT19 sur la base de la masse GW1 déterminée précédemment. L'issue de cette étape est illustrée sur la figure par le cinquième point 605. Selon l'hypothèse raisonnable que la courbe d'Extra nul est une droite, il est alors possible, à partir du premier point 601, du deuxième point 602, du quatrième point 604 et du cinquième point 605 calculés ci-dessus et du théorème de Thalès, de déterminer le sixième point 606, correspondant à une masse de l'aéronef GW6 et à un indice de coût CI6, de la manière suivante : GW6 = GW1 - (GW1 - GWMAX) * (CIRTA - CIO) / (CIMAX - CIO), CI6 = (CI4 û Cl0) * (GW6 û GW1) / (GWMAx û GW1) + Cl0. Il est à noter que les modes de réalisation de l'invention décrits ci- dessus restent applicables pour des types de critères d'optimisation alternatifs, tels que des critères basés directement sur la vitesse, ou encore divers critères de coût de vol. Bien sûr, les modes de réalisation décrits ci- dessus restent également applicables si la contrainte de temps s'applique à un point du plan de vol intermédiaire entre la position de l'aéronef et l'arrivée. Avantageusement, le procédé de détermination de la quantité de carburant d'emport selon l'un des modes de réalisation décrits ci-dessus peut être employé pour la détermination d'un réapprovisionnement en vol, communément désigné "refuelling" selon la terminologie anglo-saxonne, et/ou de largage de carburant en vol, ou "defuelling", dans des missions où de telles opérations sont effectuées. En ce qui concerne le refuelling, il est par exemple possible d'utiliser comme masse initiale de l'aéronef, la masse prédite au point d'entrée de la procédure de refuelling, et comme RTA l'heure prédite d'arrivée au point d'entrée de la procédure de refuelling. II est alors possible de dérouler les étapes du procédé, telles que présentées dans un des modes de réalisation décrits ci-dessus, dans le but de déterminer la quantité minimale de réapprovisionnement en carburant garantissant un niveau de réserve suffisant à l'arrivée tout en respectant la contrainte de temps. En ce qui concerne le defuelling, il est possible d'utiliser comme masse initiale la masse prédite au point d'entrée de la procédure de defuelling, et comme RTA l'heure prédite d'arrivée au point d'entrée de la procédure de defuelling. II est alors possible de dérouler les étapes du procédé, telles que présentées dans un des modes de réalisation décrits ci-dessus, dans le but de déterminer la quantité maximale de largage de carburant garantissant un niveau de réserve suffisant à l'arrivée tout en respectant la contrainte de temps. Avantageusement, le procédé de détermination de la quantité de carburant d'emport selon l'un des modes de réalisation décrits ci-dessus peut être employé dans le cadre de missions où une pluralité d'opérations de réapprovisionnements et largages de carburant sont nécessaires. Dans un tel mode de réalisation, le procédé peut par exemple s'appliquer portion de vol par portion de vol. La première portion de vol peut être définie comme la portion de vol comprise entre le décollage et la première opération de defuelling ou de refuelling, la deuxième portion de vol peut être définie comme la portion de vol comprise entre la première opération de defuelling ou de refuelling et la seconde opération de defuelling ou de refuelling, et ainsi de suite jusqu'à la dernière portion de vol, comprise entre la dernière opération de refuelling ou de defuelling et l'atterrissage. Plusieurs configurations sont alors à distinguer : - si l'issue de la première portion de vol est une opération de refuelling, alors : o le procédé détermine la quantité d'emport de carburant et le critère d'optimisation permettant d'obtenir les réserves de carburant souhaitées au moment de la première opération de refuelling, sinon si l'issue de la première portion de vol est une opération de defuelling, alors : o si l'issue de la deuxième portion de vol est une opération de refuelling : ^ si la quantité de largage de carburant est connue, alors le procédé détermine la quantité d'emport de carburant et le critère d'optimisation permettant d'obtenir les réserves de carburant souhaitées au moment du refuelling, sinon ^ le procédé détermine la quantité d'emport de carburant et le critère d'optimisation permettant d'obtenir les réserves souhaitées au moment du refuelling, en se basant sur une quantité de largage de carburant par défaut (par exemple 0 ou une autre valeur prédéterminée) ; sinon o si l'issue de la deuxième portion de vol est une opération de defuelling : ^ le même principe que ci-dessus est appliqué, selon l'issue de la troisième portion de vol, et ainsi de suite jusqu'à la dernière portion de vol. Avantageusement, le procédé permet également de calculer des quantités d'emport de carburant minimales permettant de tenir des 20 contraintes de temps de type inégalité, habituellement désignées selon la terminologie anglo-saxonne "AT OR AFTER", "AT OR BEFORE", ou encore "WINDOW". Une contrainte de type "AT OR AFTER" est une contrainte imposant 25 le passage à un point donné à partir d'un instant donné. Une telle contrainte conduit à un profil de vitesse maximale à ne pas dépasser. Le procédé tel que présenté selon un des modes de réalisation décrits ci-dessus, permet de déterminer l'emport de carburant minimal garantissant la réserve à l'arrivée. 30 Une contrainte de type "WINDOW" est une contrainte imposant le passage à un point donné entre deux instants donnés. II est possible, pour ce type de contrainte, d'employer le procédé décrit ci-dessus selon un des modes de réalisation de l'invention, en appliquant deux bornes temporelles délimitant la contrainte, afin d'obtenir la plage de quantité d'emport de 35 carburant nécessaire pour garantir l'arrivée entre les deux temps contraints. 10 15 II est également possible d'utiliser le procédé afin de déterminer la quantité d'emport de carburant permettant d'atteindre le point d'arrivée à l'instant par exemple égal à la moyenne entre les deux bornes de temps de la contrainte de type "WINDOW". Une contrainte de type "AT OR BEFORE" est une contrainte imposant le passage à un point donné à un instant donné ou avant cet instant. Une telle contrainte conduit à un profil de vitesse minimale en-dessous de laquelle l'aéronef ne doit pas voler. Le procédé tel que présenté selon un des modes de réalisation décrits ci-dessus, permet de déterminer la quantité d'emport de carburant maximale garantissant la réserve à l'arrivée.15 REVENDICATIONS1- Procédé de détermination de la quantité de carburant à emporter (FOB;) dans un aéronef et d'un critère d'optimisation (Cl) apte à déterminer un profil de vitesse, le procédé permettant la tenue d'une contrainte temporelle (RTA) à un critère déterminé (ôt) près, caractérisé en ce qu'il comprend au moins les étapes suivantes : • une étape préalable (402), calculant via un procédé (FP) de détermination de quantité d'emport de carburant, une masse totale de l'aéronef (GW1) en première itération, et le temps de vol (AT1) de l'aéronef en résultant, en fonction d'un critère d'optimisation initial (Clo) et d'une masse à vide (ZFWo), • une étape de comparaison (403) comparant la valeur absolue de la différence entre le temps de vol déterminé à l'itération précédente (ATM) et la contrainte temporelle (RTA) au critère (bt), passant à une itération suivante et déclenchant une première étape de calcul (404) lorsque ladite différence est supérieure au critère (bt), ou déclenchant une dernière étape (410) sinon, • la première étape de calcul (404), déterminant le critère d'optimisation à l'itération courante (Cl;) en fonction de la masse de l'aéronef à l'itération précédente (GWi_1) via un procédé de détermination d'un critère d'optimisation pour la tenue d'une contrainte temporelle, puis passant à l'itération suivante, • une seconde étape de calcul (405) suivant la première étape de calcul (404), déterminant via un procédé (FP) de détermination de quantité d'emport de carburant la masse de l'aéronef à l'itération courante (GW;) en fonction du critère d'optimisation à l'itération précédente (CIi_1) et de la masse de l'aéronef à l'itération précédente (GWi_1) et le temps de vol (AT;) en résultant, la seconde étape de calcul (405) étant suivie de l'étape de comparaison (403), • la dernière étape (410) déterminant la masse de carburant à 35 emporter (FOB;) égale à la différence entre la masse del'aéronef à l'itération courante (GW;) et la masse à vide de l'aéronef (ZFWo), et déterminant le critère de performance égal au critère d'optimisation à l'itération précédente (Ci_1). 2- Procédé de détermination de la quantité de carburant à emporter (FOB;) dans un aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première étape de calcul (404) détermine le critère d'optimisation à l'itération courante (CI;) en fonction de la masse de l'aéronef à l'itération précédente (GW;_1) corrigée d'un facteur d'échelle prédéterminé mémorisé. 3- Procédé de détermination de la quantité de carburant à emporter (FOB;) dans un aéronef et d'un critère d'optimisation (CI) apte à déterminer un profil de vitesse, le procédé permettant la tenue d'une contrainte temporelle (RTA), caractérisé en ce qu'il comprend au moins les étapes suivantes : • une étape préalable (402, 601), calculant via un procédé (FP) de détermination de quantité d'emport de carburant, une masse totale de l'aéronef (GW1) en première itération, et le temps de vol (AT;) de l'aéronef en résultant, en fonction d'un critère d'optimisation initial (Clo) et d'une masse à vide (ZFW0), • une première étape (602) déterminant un premier temps de vol pour une valeur maximale prédéterminée du critère d'optimisation (CIMAx) et la masse totale de l'aéronef déterminés à la seconde étape préalable (402, 601), • une deuxième étape (405, 603) déterminant calculant via un procédé (FP) de détermination de quantité d'emport de carburant une masse de l'aéronef (GWMAx) correspondant au critère d'optimisation maximal (CIMAX), • une troisième étape (404, 604) déterminant un troisième critère d'optimisation (C14) permettant d'obtenir un temps de vol égal audit premier temps de vol, en fonction de la masse de l'aéronef (GWMAx) déterminée à la deuxième étape (405, 603) 25 30via un procédé de détermination d'un critère d'optimisation pour la tenue d'une contrainte temporelle, • une quatrième étape (404, 605) déterminant un quatrième critère d'optimisation (CIRTA) permettant de satisfaire la contrainte temporelle (RTA), en fonction de la masse totale de l'aéronef (GW1) déterminée à la seconde étape préalable (402, 601), via un procédé de détermination d'un critère d'optimisation pour la tenue d'une contrainte temporelle, • une étape de détermination de la masse de l'aéronef optimale (GW6) et du critère d'optimisation optimal (CI6) suivant les relations suivantes : I. GW6 = GW1 - (GW1 - GWMAX) * (CIRTA - CIO) / (CIMAX - Clo) ; ii. CI6 = (CI4 ù CIo) * (GW6 ù GW1) / (GWMAx ù GW1) + Clo ; GW6 étant la masse de l'aéronef optimale, CI6 le critère d'optimisation optimal, GW1 la masse totale de l'aéronef déterminée à la seconde étape préalable (402, 601), GWMAx la masse de l'aéronef correspondant au critère d'optimisation maximal (CIMAX) déterminée à la deuxième étape (405, 603), CIRTA le quatrième critère d'optimisation, CIo le critère d'optimisation initial, et CIMAX le critère d'optimisation maximal. 4- Procédé de détermination de la quantité de carburant à emporter (FOB;) dans un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le critère d'optimisation (Cl) est un indice de coût. 5- Procédé de détermination de la quantité de carburant à emporter (FOB;) dans un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le critère d'optimisation (Cl) est un indice de 30 performance. 6- Dispositif de gestion de vol d'un aéronef de type FMS (100), caractérisé en ce qu'il met en oeuvre un procédé de détermination de la quantité de carburant à emporter (FOB;) selon l'une quelconque des 35 revendications précédentes.