Brevet FR2949576A1 — publié le 20110304

Procédé d'aide à la gestion d'un vol en vue de tenir une contrainte de temps L'invention appartient au domaine de l'aéronautique civile et se rapporte aux systèmes de gestion de vol des aéronefs. Plus précisément, l'invention concerne un procédé d'aide à la gestion d'un vol en vue de tenir une contrainte de temps. Les systèmes de gestion du vol plus connus sous l'acronyme anglais de FMS pour � Flight Management System �, équipent aujourd'hui l'ensemble des aéronefs civils. 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 plan de vol à suivre est le plan de vol qui est supposé devoir être suivi par l'aéronef avec des tolérances prédéterminés. II comprend une trajectoire verticale à suivre et une trajectoire latérale à suivre (qui correspondent respectivement à la trajectoire à suivre dans le plan verticale et dans le plan horizontal) et un profil de vitesse à suivre (qui est en réalité l'ensemble des valeurs de la composante de la vitesse à suivre dans le plan horizontal), supposés devoir être suivis par l'aéronef avec des tolérances respectives, permettant à l'aéronef de rejoindre sa destination. Les calculs des plans de vol sont basés sur les caractéristiques de l'aéronef, sur les données fournies par l'équipage et sur l'environnement du système. Les fonctions de positionnement et de guidage collaborent ensuite en vue de permettre à l'aéronef de rester sur les trajectoires définies par le FMS. Les trajectoires à suivre sont construites à partir d'un squelette de trajectoire formé d'une succession de points de passage associés à diverses consignes de vol telles que des consignes d'altitude, de vitesse, de cap etc... Une trajectoire est construite à partir d'un chaînage de segments ou de courbes reliant deux à deux les points de passage depuis le point de départ jusqu'au point de destination. Le profil de vitesse à suivre est une courbe représentant l'évolution de la vitesse supposée devoir être suivie par l'aéronef, le module de guidage compris dans le FMS ayant a priori pour mission de déterminer, à tout instant du vol, une consigne de guidage comprenant un ensemble de commandes des équipements aérodynamiques de l'aéronef pour que celui-ci suive le profil de vitesse, c'est-à-dire pour que la vitesse de l'aéronef ait à chaque instant la vitesse déterminée par le profil. L'invention vise à améliorer les possibilités desdits aéronefs en vue de leur permettre d'atteindre des points particuliers à une heure requise, avec un maximum de précision. Cette nécessité découle de l'augmentation continue du trafic aérien et de la charge de travail correspondante pour les contrôleurs aériens. Ainsi, pour des raisons de sécurité, mais aussi de viabilité économique, il devient indispensable d'imposer aux aéronefs des contraintes de temps, notamment en phases de descente et d'approche succédant la descente. II est ainsi demandé aux aéronefs d'atteindre un point de passage particulier, dit point contraint, de leur plan de vol à une heure requise. Ces points particuliers peuvent être un seuil de piste d'atterrissage, un point de convergence des flux d'aéronefs, des points de croisements particulièrement fréquentés, ...etc. Cela peut permettre, par exemple, de lisser le flux d'aéronefs avant la phase d'approche. Aujourd'hui, le FMS calcule un plan de vol à suivre qui atteint des points particuliers du plan de vol à des heures précises, de la façon la plus efficace possible et, par exemple, de façon économique. Le plan de vol à suivre est calculé de sorte à respecter une heure d'arrivée requise en un point contraint (c'est-à-dire de sorte que l'aéronef atteigne le point contraint à l'heure d'arrivée requise), heure couramment désignée par l'acronyme anglo- saxon RTA pour � Required Time at Arrivai�. Actuellement, le FMS d'un aéronef vérifie régulièrement si l'aéronef suit le plan de vol à suivre. Lorsqu'à une position courante sur la trajectoire latérale, l'aéronef sort du plan de vol à suivre (c'est-à-dire sort des tolérances prédéterminées dans le plan de vol vertical ou dans le profil de vitesse par rapport aux trajectoires respectives dans ces plans), le FMS calcule un nouveau plan de vol, appelé plan de vol de ralliement, supposé devoir être suivi par l'aéronef ayant quitté le plan de vol à suivre, ralliant le plan de vol à suivre. Le plan de vol de ralliement comprend une trajectoire latérale estimée, une trajectoire verticale estimée et un profil de vitesse estimé. Par rallier le plan de vol à suivre, on entend que la trajectoire verticale estimée, la trajectoire latérale estimée et le profil de vitesse estimé se rapprochent respectivement des trajectoires verticale et latérale à suivre et du profil de vitesse du plan de vol à suivre jusqu'à les rallier. Le plan de vol de ralliement est calculé par prédiction à partir d'une position courante de l'aéronef. Lorsque l'aéronef est supposé suivre une trajectoire latérale prédéterminée, le plan de vol de ralliement comprend un profil de vitesse estimé, une trajectoire verticale estimée et la trajectoire latérale. Le profil de vitesse à suivre est la composante horizontale de la vitesse à suivre. Lorsque le profil de vitesse estimé rejoint le profil de vitesse à suivre, c'est donc la composante horizontale de la vitesse estimée qui se rapproche du profil de vitesse. En aéronautique, les grandeurs utilisées pour définir le profil de vitesse sont la CAS (Calibrated Air Speed, ou vitesse indiquée en français, correspondant à la vitesse lue sur les instruments à bord) et le MACH (correspondant au nombre de Mach). La � composante horizontale de la vitesse à suivre � (appelée dans la suite � profil de vitesse à suivre�, correspond donc à une de ces grandeurs. On appellera dans la suite � vitesse horizontale � la composante de la vitesse de l'avion dans le plan horizontale, exprimée dans les unités de ces grandeurs CAS ou MACH. Le plan de vol de ralliement est obtenu par intégration du vecteur état de l'aéronef, à partir d'une position courante P de l'aéronef, le long de la trajectoire latérale à venir (c'est-à-dire à trajectoire latérale constante) en fonction d'une consigne de guidage de ralliement. Un calcul de prédiction effectué pour rallier le plan de vol à suivre correspond à intégrer l'état de l'avion (selon l'équation 1 ci-dessous) sur la base d'une consigne de guidage, appelée consigne de guidage de ralliement, adaptée pour que l'aéronef rallie le plan de vol à suivre. En effet, l'état X de l'avion est classiquement relié à la consigne de guidage U par l'équation suivante : dX/dt = f(X,U) (1) où dX/dt est la dérivée de l'état de l'aéronef par rapport au temps. L'état de l'aéronef est un vecteur comprenant classiquement le coordonnées suivantes : la position de l'aéronef dans le plan horizontal, son altitude, sa vitesse sol (ou vitesse de l'aéronef par rapport au sol), sa vitesse verticale, la vitesse air (ou vitesse dans la masse d'air), le carburant, le temps). La vitesse sol est égale à la vitesse air à laquelle on ajoute le vent (le tout en vecteur, projetés sur le plan horizontal). La vitesse de l'aéronef est le vecteur composé de la vitesse verticale et de la vitesse sol de l'aéronef, en vecteur. Sur les figures la et respectivement 1 b, on a représenté sur une 35 phase de descente et d'approche entre un point de départ PD et un point d'arrivée PA situé à une distance da du départ, des exemples de courbes de variation de l'altitude et respectivement de la vitesse horizontale d'un aéronef en fonction de la distance parcourue sur la trajectoire latérale. Les courbes représentées en traits pleins sur les figures la, respectivement 1 b, la trajectoire verticale à suivre PH et le profil de vitesse à suivre PV. Les courbes représentées en traits pointillés sur les figures la et respectivement 1 b représentent une trajectoire verticale estimée PHE et respectivement un profil de vitesse estimé PVE. Sur les figures la et lb, on constate qu'au point courant P situé à une distance dP du début de la phase de descente sur la trajectoire latérale, l'aéronef présente une vitesse horizontale courante V et altitude courante H. Sur la figure la, l'altitude courante est supérieure à l'altitude h définie par la trajectoire verticale à suivre PH au point courant. La différence d'altitude DH est supérieure, en valeur absolue, à une tolérance en altitude prédéterminée TH non représentée. On intègre l'état de l'aéronef en fonction consigne de guidage de ralliement comprenant entre le point courant P et un point de rejointe en vitesse horizontale RV situé à une distance dv du départ, une consigne de guidage de rejointe. Plus particulièrement entre le point courant P et un premier point P1 situé à une distance dl du départ, une consigne de guidage de rejointe du type accélération en poussée ralenti choisie de sorte la pente FPA (non représentée) formée entre l'aéronef et le sol, soit supérieure à celle qui est défini par la trajectoire verticale à suivre afin de permettre à l'aéronef de se rapprocher de la trajectoire verticale à suivre. Entre le point courant et le point P1, la vitesse horizontale estimée de l'aéronef augmente (et est supérieure à la vitesse horizontale du profil de vitesse à suivre). Une fois que la trajectoire verticale estimée est suffisamment proche de la trajectoire verticale à suivre, ici au point P1, le FMS intègre l'état de l'aéronef en fonction d'une consigne de guidage de rejointe du type ralentissement, afin que la trajectoire verticale estimée rejoigne la trajectoire à suivre (au point de rejointe en altitude RH situé à une distance dh du départ) et la vitesse estimée rejoigne la vitesse à suivre (au point de rejointe en vitesse RV). Pour un aéronef classique où le vecteur U de consignes de guidage comprend deux composantes à savoir l'assiette de l'avion (ou pente FPA) et la poussée des moteurs, on peut utiliser l'assiette pour accélérer (augmenter la poussée) ou ralentir (diminuer l'assiette). La trajectoire verticale estimée PHE comprend une trajectoire verticale estimée de rejointe PHErej s'étendant entre le point courant et le point de rejointe en altitude RH, suivie d'une trajectoire verticale estimée de suivi PHEsuiv confondue, à une tolérance près, avec la trajectoire verticale à suivre. Le profil de vitesse estimé PVE comprend un profil estimé de rejointe PVErej s'étendant entre le point courant et le point de rejointe en vitesse RV, suivi d'un profil de vitesse estimé de suivi PVEsuiv confondue, à une tolérance près, avec le profil de vitesse à suivre. Dés que le profil de vitesse verticale estimé et la trajectoire verticale estimée ont rejoint le profil de vitesse à suivre et respectivement la trajectoire verticale à suivre, c'est-à-dire entre le point de rejointe en vitesse RV et le point d'arrivée PA situé à une distance da du départ, le FMS intègre l'état de l'aéronef le long du plan de vol à suivre. Tout se passe comme si le FMS intégrait l'état de l'aéronef selon une consigne de guidage appelée consigne de guidage de suivi adaptée pour que le profil de vitesse estimé et la trajectoire verticale estimée soient égaux aux tolérances respectives près, au profil de vitesse à suivre et à la trajectoire verticale à suivre. Autrement dit après les points de ralliement respectifs, les profils et trajectoires estimées suivent respectivement les profils et trajectoires à suivre. La consigne de guidage de ralliement comprend donc une consigne de guidage de rejointe suivie d'une consigne de guidage de suivi. Le FMS calcule l'heure d'arrivée estimée au point contraint, à savoir l'heure à laquelle le FMS prévoit que l'aéronef arrivera au point contraint. L'heure d'arrivée estimée est couramment désignée par l'acronyme anglo-saxon ETA pour " Estimated Time of Arrivai". Elle est classiquement calculée en intégrant le vecteur état X de l'aéronef en fonction de la consigne de guidage de ralliement sur la trajectoire latérale à venir. Si l'heure d'arrivée estimée sort d'une tolérance prédéterminée, appelée tolérance absolue T, par rapport à l'heure d'arrivée requise RTA, un nouveau cycle de calculs a lieu, amenant le FMS à redéfinir le plan de vol à suivre en tenant compte de la contrainte de temps à respecter et un plan de vol de ralliement lorsque l'aéronef sort du plan de vol à suivre. L'objectif est de faire converger l'heure d'arrivée estimée calculée à partir de la consigne de guidage sur l'heure d'arrivée requise. La tolérance vis-à-vis de l'heure d'arrivée requise est généralement modélisée sous la forme d'un entonnoir, c'est-à-dire qu'elle est de plus en plus étroite au fur et à mesure que l'aéronef se rapproche du point de contrainte. Pour le calcul du plan de vol de ralliement dans le cas où l'aéronef suit une trajectoire latérale prédéterminée, le FMS ne dispose que de deux degrés de liberté à savoir la poussée et l'assiette pour définir les consignes de guidage de ralliement assurant le ralliement du plan de vol à suivre. Ainsi la consigne de guidage agit sur la vitesse de l'aéronef. L'heure de passage à un point déterminé (ou profil de temps) étant une conséquence du profil de vitesse, à chaque fois que l'aéronef quitte la trajectoire verticale à suivre, la consigne de guidage déterminée par le module de guidage agissant sur la vitesse horizontale de l'aéronef fait échouer la tenue de la contrainte de temps. Une boucle infinie divergente a alors lieu dans le processus d'itération décrit précédemment conduisant généralement au non respect de la contrainte de temps, mais pouvant également avoir un impact négatif sur la tenue des profils d'altitude et de vitesse à suivre. Opérationnellement, le pilote constate qu'immédiatement après le calcul d'un plan de vol à suivre l'aéronef respecte la contrainte de temps mais qu'après la détermination d'une consigne de guidage ramenant l'aéronef sur le plan de vol à suivre, l'avion se met à s'écarter temporellement de la contrainte de temps. Au bout d'un certain temps, l'heure d'arrivée estimée diffère de l'heure d'arrivée requise et un nouveau calcul du profil de vitesse et de la trajectoire verticale à suivre a lieu pour tenter de respecter cette contrainte de temps, entraînant le calcul d'une nouvelle consigne de guidage, différente de la précédente. Du point de vue guidage, cela engendre des sauts, des à coups moteurs si les consignes de guidage assurant la rejointe changent d'une boucle à l'autre. Le guidage avion ne réussissant pas à se stabiliser sur une consigne de guidage qui respecte la contrainte, le système de gestion de vol n'est pas fiable. L'équipage a tendance à terminer sa manoeuvre manuellement. Par ailleurs, les changements de consigne de guidage sont inconfortables pour les passagers. L'instabilité du statut de la contrainte de temps (qui passe de l'état 'réussi' à l'état manqué dans chaque itération) est également contre productives vis-à-vis des autorités de contrôle aérien qui sont généralement à l'origine de la contrainte de temps. Ceux-ci constatent que l'avion ne respecte plus une contrainte de temps et peuvent donc prendre une décision inutile, voire contre productive pour gérer le guidage de l'aéronef. Le but de la présente invention est de pallier les inconvénients précités en proposant un procédé d'aide à la gestion du vol d'un aéronef, permettant de favoriser la tenue d'une contrainte de temps. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé d'aide à la gestion de vol d'un aéronef visant à atteindre un point contraint sur une trajectoire latérale prédéterminée supposée être suivie par l'aéronef, à une heure d'arrivée requise RTA à une tolérance absolue près, ledit procédé comprenant les étapes suivantes: - initialisation d'une heure d'arrivée requise de calcul sur l'heure d'arrivée requise, calcul d'un plan de vol à suivre visant au respect de ladite 15 heure d'arrivée requise au point contraint à une tolérance absolue près, - lorsque l'aéronef sort du plan de vol à suivre : - détermination du plan de vol de ralliement ralliant le plan de vol à suivre, calcul d'une heure d'arrivée estimée au point contraint à 20 partir du plan de vol de ralliement, - calcul d'une différence d'heure d'arrivée entre l'heure d'arrivée estimée et l'heure d'arrivée requise de calcul, - comparaison entre la différence d'heure d'arrivée et la tolérance absolue et lorsque la différence d'heure d'arrivée sort de la 25 tolérance absolue le procédé comprend en outre les étapes suivantes : - calcul d'une nouvelle heure d'arrivée requise de calcul NRTAc dépendant de l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc et d'une fonction f dépendant de la différence entre l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc et l'heure d'arrivée estimée ETA, la nouvelle heure d'arrivée requise 30 de calcul NRTAc étant donnée par la formule suivante : NRTAc =f(RTAc-ETA) + RTAc, - remplacement de l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc par la nouvelle heure d'arrivée requise de calcul NRTAc, - retour à l'étape de calcul d'un plan de vol à suivre. 35 Le procédé selon l'invention comprend avantageusement au moins une des caractéristiques suivantes : - la fonction f est un gain multiplié par la différence entre l'heure d'arrivée requise de calcul et l'heure d'arrivée estimée ETA, le gain étant un nombre réel, - la fonction f dépend de la différence entre l'heure d'arrivée requise de calcul et l'heure d'arrivée estimée est donnée par la formule suivante en fonction d'un premier gain et d'un deuxième gain qui sont des nombres réels : f (RTAc ù ETA) = kl * (RTAc ù ETA) + k2 d (RTAc ù ETA) dt - la fonction f dépend de la consigne de guidage et/ou éventuellement de l'écart de temps entre l'heure d'arrivée au point de rejointe en altitude sur la trajectoire verticale à suivre et de l'heure d'arrivée estimée à ce même point, - l'étape de détection d'un éventuel écart entre l'aéronef, situé à un instant courant à une altitude courante avec une vitesse horizontale courante, et le plan de vol à suivre comprenant une trajectoire verticale à suivre, une trajectoire latérale à suivre et un profil de vitesse à suivre, comprend les étapes suivantes : - une étape de calcul, de la différence d'altitude entre l'altitude courante et l'altitude définie par le profil vertical à suivre au point courant et/ou de la différence de vitesse entre la vitesse horizontale courante et la vitesse horizontale définie par le profil de vitesse à suivre, - une étape de comparaison entre la différence d'altitude et une tolérance d'altitude et/ou entre la différence de vitesse et une tolérance de vitesse, - préalablement à l'étape de calcul d'une nouvelle heure d'arrivée requise de calcul, il comprend une étape de modification d'un premier et/ou d'un deuxième critère d'optimisation vérifiés respectivement par le plan de vol à suivre et le plan de vol de ralliement, - il comprend, après l'étape de calcul d'un plan de vol de ralliement, une étape de vérification d'une condition de passage à l'étape de calcul de l'heure d'arrivée estimée. L'invention a également pour objet un système d'aide à la gestion de vol apte à mettre en oeuvre le procédé selon l'invention. Le procédé selon l'invention permet lorsqu'un aéronef dévie d'un plan de vol à suivre, à la fois d'établir une consigne de guidage qui permette à l'aéronef de rejoindre le plan de vol suivre et de respecter une contrainte de temps. On améliore ainsi la fiabilité du FMS en termes de gestion de vol. Les améliorations par rapport à la situation actuelle touchent à la réduction de la charge de travail des contrôleurs aériens en raison de la diminution du ~o taux de contraintes de temps manquées. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : 15 - les figures la et respectivement 1 b, représentent sur une phase de descente et d'approche, des exemples de courbes de variation de l'altitude et respectivement de la vitesse verticale d'un aéronef en fonction de la distance parcourue sur la trajectoire latérale ainsi qu'une trajectoire verticale estimée et un profil de vitesse vertical estimé d'un plan de vol de 20 ralliement, - la figure 2 représente schématiquement les étapes du procédé de gestion de vol selon l'invention visant à respecter une contrainte de temps en un point contraint. D'une figure à l'autre, les mêmes éléments sont repérés par les 25 mêmes références. L'invention a pour objet un procédé de gestion de vol d'un aéronef dans le but de respecter une contrainte de temps, destiné à être mise en oeuvre en phase de descente ou en phase d'approche. 30 Sur la figure 2, on a représenté schématiquement les étapes du procédé de gestion de vol selon l'invention visant à respecter une contrainte de temps RTA en un point contraint PC présentant un coordonnée pc au sol. L'aéronef est, comme nous l'avons vu précédemment, représenté par un vecteur état X. Le procédé selon un premier mode de réalisation de 35 l'invention comprend classiquement : - une étape 10 d'initialisation d'une heure d'arrivée requise de calcul RTAc à un point contraint PC sur l'heure d'arrivée requise RTA à un point contraint Pc, - une étape 11 de calcul d'un plan de vol à suivre PVL supposé de voir être suivi par l'aéronef. Le plan de vol à suivre vise au respect de ladite heure d'arrivée requise de calcul RTAc au point contraint PC à une tolérance absolue près T. Le plan de vol à suivre comprend une trajectoire verticale à suivre PH dans le plan vertical, une trajectoire latérale à suivre PL dans le plan horizontal et un profil de vitesse à suivre PV. Le profil de vitesse à suivre est classiquement calculé pour vérifier un premier critère. Le premier critère consiste par exemple à limiter le profil de vitesses à un couple CAS/MACH pour la phase comprenant la descente et la rejointe, le couple CAS/MACH étant pris dans un espace délimité par une enveloppe de vitesses que l'aéronef peut physiquement adopter. Le CAS et le MACH sont fonction d'un premier critère d'optimisation économique dit Cost Index, de la masse de l'aéronef, de l'altitude et de la température. L'indice de coût "Cost index" est en fait un critère d'optimisation entre les coûts horaires CT ("Cost of Time") et les coûts du pétrole CF (Cost of Fuel"). L'index de coût est défini par Cl=CT/CF. Le premier critère peut consister à fixer l'index de coût pour les phases de descente et d'approche ou uniquement à contraindre le profil de vitesse à être dans une enveloppe de vitesses prédéterminée délimitant les vitesses entre une courbe inférieure et une courbe supérieure. En variante, le premier critère consiste à prendre en compte d'autres coûts, tels que des coûts de nuisance (bruits, émissions polluantes ...) L'enveloppe de vitesses englobe les vitesses que l'aéronef peut physiquement suivre. Le procédé selon l'invention comprend en outre : - une étape 12 de détection d'un éventuel écart entre l'aéronef, à un instant donné, et ledit plan de vol à suivre PVaS que ledit aéronef est supposé suivre, - lorsqu'il existe un écart entre l'aéronef et ledit plan de vol à suivre, une étape de calcul 13 d'un plan de vol de ralliement PVRa, ralliant ledit plan de vol à suivre, ledit plan de vol de ralliement comprenant une trajectoire verticale estimée et un profil de vitesse estimé. Lorsqu'il n'existe pas d'écart l'aéronef continue à suivre le plan de vol à suivre qui est le plan de vol actif. Le calcul de plan de vol de ralliement PLVRa est classiquement calculé par prédiction en intégrant l'état de l'aéronef depuis le point courant au moyen d'une consigne de guidage de ralliement comprenant une consigne de guidage de rejointe et une consigne de guidage de suivi, comme décrit précédemment. Le plan de vol de ralliement est le plan de vol supposé devoir être suivi par l'aéronef ayant quitté le plan de vol à suivre. Le FMS choisit classiquement des consignes de guidage de rejointe parmi des consignes de guidage de rejointe prédéterminées par l'avionneur agissant sur la poussée et l'assiette de l'aéronef. Il s'agit par exemple de consignes du type SPD/THR lorsque l'aéronef est au dessus du profil ou en survitesse et de consignes du type VS/SPD ou FPAISPD lorsque l'aéronef est sous le profil d'altitude. D'autres modes de guidage sont possibles en fonction du type d'aéronef et du constructeur. Si 2 commandes disponibles sont l'assiette et la poussée, alors le mode SPD/THR est un mode de guidage où la vitesse horizontale (SPD pour Speed) est asservie en utilisant l'assiette de l'aéronef, et où la poussée moteur (THR pour Thrust) est figée. L'évolution verticale de l'appareil est donc une conséquence et non une consigne dans ce cas. Le mode VS/SPD est un mode de guidage où la vitesse verticale (VS pour Vertical Speed) est asservie en utilisant l'assiette de l'aéronef, et où la vitesse horizontale (SPD) est asservie en modulant la poussée moteur. Le mode FPAISPD est un mode de guidage où la pente sol de l'aéronef (FPS pour Flight Path angle) est asservie en utilisant l'assiette de l'aéronef, et où la vitesse horizontale (SPD) est asservie en modulant la poussée moteur. La consigne de guidage de rejointe est de préférence choisie de sorte que le profil de vitesse estimé vérifie un second critère d'optimisation. Le second critère d'optimisation est par exemple, un index de coût visant à fixer un couple CAS/MACH que vérifie la vitesse lors de la phase de rejointe. Le couple CAS/MACH induit de préférence des vitesses situées au sein de l'enveloppe de vitesse prédéterminée, que l'aéronef est physiquement capable d'adopter. On variante, on détermine la consigne de guidage qui permet de rallier le plus rapidement le plan de vol à suivre. A un instant donné, l'aéronef occupe une position courante P située à une distance dP du début de la phase de descente sur la trajectoire latérale, l'aéronef présente une vitesse horizontale courante V et altitude courante de l'aéronef H. Dans le procédé selon l'invention, l'aéronef ne dévie pas de la trajectoire latérale à suivre. Lorsque l'aéronef suit une trajectoire latérale prédéterminée, l'étape de détection, non représentée, d'un éventuel écart entre l'aéronef et ledit plan de vol à suivre comprend classiquement les étapes suivantes : - une étape de calcul, à l'instant donné, de la différence d'altitude DH entre l'altitude courante H et l'altitude définie par le profil vertical à suivre PH au point courant et/ou de la différence de vitesse DV entre la vitesse horizontale courante V et la vitesse horizontale définie par le profil de vitesse à suivre PV audit point courant. - une étape de comparaison entre la différence d'altitude DH et une tolérance d'altitude TH et/ou entre la différence de vitesse DV et une tolérance de vitesse TV. L'aéronef est supposé en dehors du plan de vol si la différence 15 d'altitude DH sort de la tolérance d'altitude TH et/ou la différence de vitesse DV sort de la tolérance de vitesse TV. Le procédé selon l'invention comprend également, lorsque l'aéronef sort du plan de vol à suivre, les étapes suivantes : - calcul 14 d'une heure d'arrivée estimée ETA au point contraint 20 PC à partir du plan de vol de ralliement PLVRa, - calcul 15 d'une différence d'heure d'arrivée DA entre l'heure d'arrivée estimée ETA et l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc, - comparaison 16 entre la différence d'arrivée DA et la tolérance absolue T. 25 Une valeur sort de la tolérance absolue, lorsque sa valeur absolue est supérieure à la tolérance absolue. L'heure d'arrivée estimée ETA est classiquement calculée, comme décrit précédemment, au moyen d'un calcul de prédiction consistant à intégrer l'état de l'aéronef en fonction de la consigne de guidage de ralliement sur la trajectoire latérale à suivre. Lorsque 30 l'heure d'arrivée estimée ne sort pas de la tolérance absolue, l'aéronef suit le plan de vol de ralliement. La demanderesse a constaté qu'en mettant à jour l'heure d'arrivée requise de calcul avant chaque boucle de calcul d'un plan de vol à suivre et d'un plan de vol de ralliement, l'heure d'arrivée estimée converge vers l'heure d'arrivée requise. Autrement dit, le procédé de gestion de vol permet de calculer un plan de vol de ralliement qui satisfait la contrainte de temps. Lorsque l'heure d'arrivée requise ne sort pas de la tolérance absolue, l'aéronef continue à suivre le plan de vol de ralliement. Le procédé de gestion de vol selon l'invention comprend ainsi, lorsque la différence d'heure d'arrivée DA sort de la tolérance absolue T, les étapes suivantes : - calcul 17 d'une nouvelle heure d'arrivée requise de calcul NRTAc dépendant de l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc et d'une fonction f de la différence entre l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc et l'heure d'arrivée estimée ETA, la nouvelle heure d'arrivée requise de calcul NRTAc étant donnée par la formule suivante : NRTAc =f(RTAc - ETA) + RTAc, - remplacement 18 de l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc par la nouvelle heure d'arrivée requise de calcul NRTAc, et retour à l'étape de calcul du plan de vol à suivre. La fonction f est par exemple un gain k multiplié par la différence entre l'heure d'arrivée de calcul et l'heure d'arrivée estimée ETA. Le gain k est un nombre réel dont la valeur peut être réglée selon les techniques classiques de l'ingénieur en science de l'Automatique. On règle la valeur du gain de sorte à équilibrer la vitesse de convergence de la boucle par rapport aux instabilités possibles. En variante, la fonction f est du type : f (RTAc ù ETA) = kl * (RTAc ù ETA) + k2 d (RTAc ù ETA) dt où un premier gain k1 et un deuxième gain k2 sont des nombres réels dont les valeurs sont réglées par les techniques de l'automatique pour assurer une convergence et une stabilité satisfaisantes. d(RTAa ETA) est la t dérivée par rapport au temps de la différence entre l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc et l'heure d'arrivée estimée ETA. La fonction f pourrait en outre dépendre de la consigne de guidage et/ou éventuellement de l'écart de temps entre l'heure d'arrivée au point de rejointe en altitude sur la trajectoire verticale à suivre et de l'heure d'arrivée estimée à ce même point. L'heure d'arrivée estimée est calculée au moyen d'un calcul de prédiction consistant à intégrer l'état de l'avion X en fonction de la consigne de guidage. Le procédé comprend éventuellement, après l'étape de calcul d'un plan de vol de ralliement, une étape de vérification, non représentée sur la figure 2, du respect d'une condition de passage à l'étape 14 de calcul de l'heure d'arrivée estimée. Cette étape consiste à vérifier si les limites physiques de l'aéronef sont atteintes. Lorsqu'elles sont atteintes, on ne passe pas à l'étape 14. Lorsqu'elles ne sont pas atteintes, on calcule l'heure d'arrivée estimée. Les limites physiques de l'aéronef sont atteintes si, par exemple, le profil de vitesse estimée à partir de la consigne de guidage de ralliement se trouve sur l'enveloppe de vitesse prédéterminée (par exemple si la vitesse du profil de vitesse se trouve sur la limite supérieure de l'enveloppe alors que la différence d'heure d'arrivée est négative). D'autres limites physiques peuvent être prises en compte comme par exemple un facteur de charge maximal admissible (accélération dans le plan vertical) garantissant un confort passager par exemple. En variante, le procédé comprend préalablement au retour à l'étape de calcul 11 d'un plan de vol à suivre, une étape de modification du premier et/ou du deuxième critère d'optimisation. L'invention concerne aussi un système de gestion de vol comprenant des moyens de mise en oeuvre du procédé selon l'invention. REVENDICATIONS1. Procédé d'aide à la gestion de vol d'un aéronef visant à atteindre un point contraint (PC) sur une trajectoire latérale prédéterminée supposée être suivie par l'aéronef, à une heure d'arrivée requise RTA à une tolérance absolue près (T), ledit procédé comprenant les étapes suivantes: - initialisation (10) d'une heure d'arrivée requise de calcul RTAc sur l'heure d'arrivée requise RTA, - calcul (11) d'un plan de vol à suivre (PVL) visant au respect de ladite heure d'arrivée requise de calcul RTAc au point contraint (PC) à une tolérance absolue près (T), - lorsque l'aéronef sort du plan de vol à suivre (PLV) : - détermination (13) d'un plan de vol de ralliement (PLVRa), ralliant le plan de vol à suivre (PLV), - calcul (14) d'une heure d'arrivée estimée ETA au point contraint (PC) à partir du plan de vol de ralliement (PLVRa), - calcul (15) d'une différence d'heure d'arrivée (DA) entre l'heure d'arrivée estimée ETA et l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc, - comparaison (16) entre la différence d'arrivée (DA) et la tolérance absolue (T), caractérisé en ce que lorsque la différence d'heure d'arrivée (DA) sort de la tolérance absolue (T) le procédé comprend en outre les étapes suivantes : calcul (17) d'une nouvelle heure d'arrivée requise de calcul NRTAc dépendant de l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc et d'une fonction f dépendant de la différence entre l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc et l'heure d'arrivée estimée ETA, la nouvelle heure d'arrivée requise de calcul NRTAc étant donnée par la formule suivante : NRTAc =f(RTAc- ETA) + RTAc, - remplacement (18) de l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc par la nouvelle heure d'arrivée requise de calcul NRTAc, - retour à l'étape (11) de calcul d'un plan de vol à suivre. 2. Procédé d'aide à la gestion de vol d'un aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la fonction f est un gain (k)multiplié par la différence entre l'heure d'arrivée requise de calcul et l'heure d'arrivée estimée ETA, le gain étant un nombre réel. 3. Procédé d'aide à la gestion de vol d'un aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que la fonction f dépendant de la différence entre l'heure d'arrivée requise de calcul RTAc et l'heure d'arrivée estimée ETA est donnée par la formule suivante, en fonction d'un premier gain k1 et d'un deuxième gain k2 qui sont des nombres réels : f (RTAc - ETA) = kl * (RTAc - ETA) + k2 d(RTAc - ETA) 5. Procédé d'aide à la gestion de vol d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape de détection d'un éventuel écart entre l'aéronef, situé à un instant courant à 20 une altitude courante (H) avec une vitesse horizontale courante (V), et un plan de vol à suivre comprenant un profil de vitesse à suivre (PV) et un profil vertical à suivre (PV) comprend les étapes suivantes : - une étape de calcul, de la différence d'altitude (DH) entre l'altitude courante H et l'altitude définie par le profil vertical à suivre (PH) au point 25 courant et/ou de la différence de vitesse (DV) entre la vitesse horizontale courante (V) et la vitesse horizontale définie par le profil de vitesse à suivre (PV). - une étape de comparaison entre la différence d'altitude (DH) et une tolérance d'altitude (TH) et/ ou entre la différence de vitesse (DV) et une 30 tolérance de vitesse (TV). 6. Procédé d'aide à la gestion de vol d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que préalablement à l'étape de calcul (17) d'une nouvelle heure d'arrivée requise 35 de calcul (NRTAc), il comprend une étape de modification d'un premier et/ou dt 4. Procédé d'aide à la gestion de vol d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la fonction f dépend en outre de la consigne de guidage et/ou éventuellement de l'écart de temps entre l'heure d'arrivée au point de rejointe en altitude sur la trajectoire verticale à suivre et de l'heure d'arrivée estimée à ce même 15 point.d'un deuxième critère d'optimisation vérifiés respectivement par le plan de vol à suivre (PLV) et le plan de vol de ralliement (PLVRa). 7. Procédé d'aide à la gestion de vol d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend, après l'étape de calcul d'un plan de vol de ralliement, une étape de vérification d'une condition de passage à l'étape de calcul de l'heure d'arrivée estimée. 8. Système d'aide à la gestion de vol d'un aéronef apte à mettre en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes.