Brevet FR3026177A1 — publié le 20160325

Procédé d'adaptation d'un segment de trajectoire d'aéronef à pente sol constante selon au moins un critère de performance DOMAINE DE L'INVENTION [0001] La présente invention concerne le calcul et la prédiction de trajectoires de vol d'aéronef. Plus spécifiquement, elle se rapporte à la construction et l'adaptation de segments de trajectoires prédites à pente constante, en particulier dans le cadre de procédures d'approche en descente. ETAT DE L'ART PRECEDENT [0002] Les procédures d'approche et de descente d'un aéronef sont aujourd'hui utilisées pour déterminer la trajectoire de référence et guider l'aéronef entre sa croisière et l'atterrissage. Dans le cadre de l'aéronautique civile, une procédure d'approche comprend la détermination d'un profil de vol horizontal, des contraintes de temps et d'altitudes liées aux différents points de passage de cette trajectoire horizontale, et la détermination d'un profil vertical associé. [0003] Le profil horizontal est généralement établi selon des procédures spécifiques à chaque aéroport en utilisant des bases de données de navigation. Ainsi, l'aéronef doit survoler successivement des points ou balises de navigation dans un ordre prédéterminé pour atteindre la piste d'atterrissage. Dans le cadre des procédures d'approche prédéfinies, chacun de ces points est généralement associé à une ou plusieurs contraintes, à la fois de temps, d'altitude, de pente ou de vitesse. Ces contraintes sont extrêmement importantes pour la gestion du trafic aérien, puisqu'elles permettent de s'assurer que les aéronefs en approche descendront progressivement jusqu'à l'atterrissage, tout en conservant une distance ou séparation les uns vis-à-vis des autres suffisante pour ne pas compromettre la sécurité. [0004] Les procédures de descente utilisent notamment les contraintes d'altitude suivantes: « AT » indique que l'aéronef doit survoler un point de navigation à une altitude précise ; « AT OR ABOVE » indique que l'aéronef doit survoler un point de navigation à une altitude au moins égale à l'altitude donnée ; « AT OR BELOW » indique que l'aéronef doit survoler un point de navigation à une altitude au plus égale à l'altitude donnée ; « WINDOW » indique que l'aéronef doit survoler le point de navigation à une altitude comprise dans une fenêtre comprise entre une altitude minimum et une altitude maximum. [0005] Une fois les points de navigation et contraintes associées connus, le système de gestion de vol, communément appelé Flight Management System ou FMS, détermine un profil vertical permettant de valider chacun des points de navigation avec les contraintes de temps et d'altitude associées tout en respectant l'enveloppe de vol de l'aéronef et en décélérant progressivement jusqu'à l'atterrissage. [0006] La méthode généralement adoptée dans l'état de l'art est la descente dite « par palier ». Une telle descente consiste à, dès qu'une contrainte d'altitude est atteinte, entamer une phase de descente pour atteindre la prochaine contrainte d'altitude avant même le point de navigation associé, puis voler en « palier » (à altitude constante) jusqu'à ce point, puis entamer une nouvelle phase de descente puis de palier, et ce jusqu'à l'approche finale. L'aéronef utilise alors les phases de palier pour décélérer et se « mettre en configuration », c'est-à-dire adapter sa configuration aérodynamique, par exemple en sortant les becs, volets et trains d'atterrissage, afin d'augmenter progressivement sa capacité de décélération et sa portance à faible vitesse. [0007] Les procédures de descente en palier ont l'avantage de faciliter le calcul de la trajectoire verticale, en séparant les phases de descente des phases de décélération qui s'effectuent en palier. Cependant, la trajectoire verticale produite par ces procédures n'est pas optimale. En effet, la descente en palier induit que l'aéronef vole le plus bas possible par rapport 30 aux contraintes d'altitude auxquelles il est soumis. Les descentes en paliers présentent des inconvénients majeurs : d'une part, la consommation de carburant de l'aéronef est plus forte à faible altitude ; d'autre part le bruit généré par les moteurs et l'écoulement de l'air autour de l'aéronef (bruit aérodynamique) est produit plus près du sol, dans des zones proches des 35 aéroports souvent densément peuplées. De plus, dans ce type de descente l'aéronef décélère plus tôt que nécessaire, et vole donc plus longtemps à basse vitesse. Il est alors obligé, pour maintenir sa portance, de passer en configuration hyper-sustentée, c'est-à-dire voler avec les becs et volets sortis. Ce type de configuration augmente la traînée aérodynamique, et force 5 ainsi à augmenter la poussée moteur, et donc la consommation de carburant. Ainsi, les approches en paliers augmentent à la fois la consommation de carburant de l'aéronef et les nuisances sonores liées à l'approche de l'aéronef. [0008] Afin de pallier ces inconvénients, les procédures de vol dites « CDA » 10 (Continuous Descent Approach, ou Approche en Descente Continue en anglais), « CDO » (Continuous Descent Operations, ou opération de descente continue en anglais) ou encore « OPD » (Optimized Profile Descent, ou profil de descente optimisé en anglais) proposent de construire des segments de vols sans palier pour les procédures d'approche. Ceci 15 permet notamment de voler plus haut avec une poussée minimale, tout en retardant les moments de mise en configuration aérodynamique, c'est-à-dire de sortie d'éléments aérodynamiques améliorant la portance à basse vitesse mais augmentant la tramée de l'aéronef ainsi que le bruit aérodynamique à une vitesse donnée, diminuant ainsi la durée passée à voler en configuration 20 hyper-sustentée. Les segments de vols d'une procédure de vol dite CDA peuvent notamment s'effectuer en mode « FPA/SPEED », c'est-à-dire avec un FPA (Flight Path Angle, ou angle de vol en anglais) constant. Des procédures de descente dites CDA sont notamment décrites dans le brevet US 8126599. 25 [0009] Cependant, une construction de segments de vols optimisés trop simple peut conduire à des trajectoires non volables. En effet, voler le plus haut possible peut induire l'obligation de descendre in fine avec une pente trop forte. Ceci peut se produire en cas d'imprévu (par exemple, un vent arrière supérieur de quelques noeuds à celui initialement prévu), ou tout 30 simplement si l'angle de descente a été calculé pour obtenir un profil très optimisé en consommation, mais non volable, en cas d'écart entre les performances réelles de l'aéronef et leur modélisation par exemple. Dans ce cas, l'aéronef peut ne pas avoir la capacité de décélération suffisante pour tenir les contraintes du plan de vol sans sortir de son enveloppe de vol. Le 35 pilote peut alors se voir contraint d'utiliser les aérofreins ce qui rend l'approche non optimale voire même d'effectuer une remise de gaz tardive, avec des conséquences désastreuses en termes de timing d'atterrissage, de consommation carburant et de nuisance sonore, donc de coût pour la compagnie. [0010] Une solution consiste à appliquer des marges de sécurité pour la construction de la trajectoire à pente sol constante, par rapport à chaque élément pouvant impacter la descente. Par exemple, appliquer une marge par rapport à l'évolution possible du vent arrière, une marge par rapport à la capacité de décélération de l'aéronef, etc... Afin de tenir l'ensemble de ces marges, le FMS sera amené à calculer des instants de mise en configuration anticipés afin de disposer de la capacité de décélération suffisante pour tenir l'ensemble de ces marges. Cette mise en configuration augmentant la traînée de l'aéronef, il sera alors nécessaire d'augmenter la poussée réacteur, ce qui augmentera à la fois la consommation carburant et le bruit en approche. (0011] Un but de la présente invention est l'obtention d'une trajectoire verticale pour des approches de type CDA qui soit la plus optimale possible en termes de consommation carburant donc d'émissions de CO2, de temps de vol et de nuisances sonores, tout en restant volable vis-à-vis des capacités aérodynamiques de l'aéronef ainsi que d'un ensemble de critères de performances et de sécurité et de leurs marges associées. RESUME DE L'INVENTION (0012]A cet effet, l'invention a pour objet un procédé d'adaptation d'un segment de vol en descente d'un aéronef à pente sol constante, comprenant au moins une étape d'acquisition de variables d'état caractérisant l'aéronef, de variables d'environnement caractérisant son environnement, de variables de trajectoire caractérisant sa trajectoire prédite à l'un des points initial et final du segment; une étape de calcul à partir de variables d'état, de variables d'environnement et de variables de trajectoire d'une pente sol limite pour au moins un critère de performance ; une étape de vérification de la validité de la trajectoire initialement prédite par rapport à la pente sol limite la plus contraignante ; lorsque la trajectoire initialement prédite n'est pas valide : une étape de vérification de faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état ; si la faisabilité est vérifiée, une prédiction d'exécution de ladite commande ; à défaut, une prédiction de modification d'un des points initial et final du segment sous réserve de contraintes de plan de vol. [0013] Avantageusement, l'étape de calcul d'une pente sol limite pour au moins un critère de performance comprend une étape de calcul d'une pente air limite pour ledit au moins un critère de performance. [0014] Dans un ensemble de modes de réalisation de l'invention, l'étape de calcul de la pente air limite comprend au moins : une étape de calcul d'une io résultante de poussée moteur ; une étape d'initialisation de la pente air limite à une valeur par défaut ; une étape de calcul d'une résultante de traînée aérodynamique en fonction de la pente air limite et des variables d'état de l'aéronef ; une étape de calcul de la pente air limite en fonction de la résultante de traînée aérodynamique, des variables d'état de l'aéronef et de 15 la résultante de poussée moteur. [0015] Avantageusement, l'étape de calcul de la résultante de traînée aérodynamique et l'étape de calcul de la pente air limite sont effectuées de manière itérative jusqu'à ce qu'un critère d'arrêt soit vérifié. [0016] Avantageusement, le critère d'arrêt est vérifié lorsque les pentes air 20 obtenues lors de deux itérations successives présentent une différence angulaire inférieure en valeur absolue à un seuil prédéfini. [0017] Avantageusement, le seuil prédéfini a une valeur suffisamment petite pour garantir la convergence de l'algorithme. [0018] Dans un ensemble de modes de réalisation de l'invention, le procédé 25 comprend au moins un critère de performance lié à la capacité de décélération de l'aéronef. [0019] Avantageusement, l'étape de vérification de faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état comprend successivement la vérification de la faisabilité d'une ou plusieurs commandes 30 d'un actionneur permettant de moduler la capacité à dissiper l'énergie totale ou mécanique de l'aéronef. [0020] Avantageusement, elle comprend la vérification successive : d'une commande de réduction de la poussée moteur ; d'une commande d'extension des becs et des volets ; d'une commande de sortie du train 35 d'atterrissage ; d'une commande d'extension des aérofreins. [0021] Avantageusement, le procédé comprend une étape de présentation de la trajectoire verticale obtenue au pilote. [0022] Avantageusement, le procédé selon l'invention comprend, lorsque les contraintes de plans de vol ne permettent la modification d'aucun des points 5 initial et final du segment, l'affichage ou l'émission d'une alerte cockpit. [0023] L'invention a également pour objet un dispositif de gestion de vol d'un aéronef, comprenant des moyens de calcul configurés pour exécuter une adaptation d'un segment de vol en descente à pente constante comprenant au moins : une étape d'acquisition de variables d'état io caractérisant l'aéronef, de variables d'environnement caractérisant son environnement, de variables de trajectoire caractérisant sa trajectoire prédite à l'un des points initial et final du segment ; une étape de calcul à partir desdites variables d'état, desdites variables d'environnement et desdites variables de trajectoire d'une pente sol limite pour au moins un critère de 15 performance ; une étape de vérification de la validité de la trajectoire initialement prédite par rapport à la pente sol limite la plus contraignante ; lorsque la trajectoire initialement prédite n'est pas valide : une étape de vérification de faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état ; si la faisabilité est vérifiée, une prédiction d'exécution de 20 ladite commande ; à défaut, une prédiction de modification d'un des points initial et final du segment sous réserve de contraintes de plan de vol. [0024] L'invention a également pour objet un programme d'ordinateur destiné à exécuter, lorsqu'il est chargé en mémoire d'un ordinateur, une adaptation d'un segment de vol à pente constante selon un procédé de 25 l'invention, ledit programme comprenant au moins : des éléments de code informatique configurés pour exécuter une acquisition de variables d'état caractérisant l'aéronef, de variables d'environnement caractérisant son environnement et de variables de trajectoire caractérisant sa trajectoire prédite à l'un des points initial et final du segment ; des éléments de code 30 informatique configurés pour exécuter un calcul à partir desdites variables d'état, desdites variables d'environnement et desdites variables de trajectoire d'une pente sol limite pour au moins un critère de performance ; des éléments de code informatique configurés pour vérifier la validité de la trajectoire initialement prédite par rapport à la pente sol limite la plus 35 contraignante ; des éléments de code informatique configurés pour réaliser les opérations suivantes lorsque la trajectoire initialement prédite n'est pas valide : une vérification de faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état ; si la faisabilité est vérifiée, une prédiction d'exécution de ladite commande ; à défaut, une prédiction de modification d'un des points initial et final du segment sous réserve de contraintes de plan de vol. [0025] Le procédé selon l'invention permet de déterminer des trajectoires de descente et d'approche verticales tout en garantissant que lesdites 10 trajectoires restent volables selon un ensemble de critères. [0026] Le procédé selon l'invention permet de déterminer des trajectoires d'approche verticales optimisées en termes de consommation carburant, de temps de vol et bruit induit par la trajectoire. [0027] Le procédé selon l'invention permet une grande flexibilité dans la 15 détermination des critères de performances et marges associées. [0028] Le procédé selon l'invention permet d'appliquer un ensemble de marges de sécurité à un ensemble de marge de performances, en garantissant l'ensemble de ces marges sans toutefois les cumuler. 20 [0029] La présente invention peut être mise en oeuvre dans un dispositif de gestion de vol de type FMS, mais peut également être mise en oeuvre dans des dispositifs de gestion de vol d'aéronefs disposés au sol, dans des systèmes de contrôle du trafic aérien, des systèmes de gestion de vol des compagnies aériennes, ou dans tout autre système de détermination de 25 segments de plans de vol à pente constante. [0030] Un procédé selon l'invention permet d'appliquer des marges de sécurité via un ensemble de critères de performances, et d'adapter le segment au critère et à la marge les plus contraignants. Ceci permet d'obtenir des trajectoires plus optimisées que selon l'état de l'art, pour lequel 30 les marges liées à chacun des critères sont ajoutées les unes aux autres de façon systématique sans tenir compte par exemple de l'incertitude réelle sur les conditions atmosphériques. [0031] Dans certains modes de réalisation, un procédé selon l'invention permet de tirer le meilleur parti des bases de performances aérodynamiques 35 selon l'état de l'art en calculant une pente air limite en fonction d'une résultante de traînée aérodynamique de manière itérative. LISTE DES FIGURES [0032] D'autres caractéristiques apparaîtront à la lecture de la description 5 détaillée donnée à titre d'exemple et non limitative qui suit faite au regard de dessins annexés qui représentent: la figure 1, un diagramme fonctionnel des différentes capacités d'un Flight Management System (FMS) selon l'état de la technique ; - les figures 2a, 2b, 2c et 2d, respectivement un profil de vitesse 10 possible, un profil de vitesse dit anticipé, un profil de vitesse dit optimisé et une enveloppe de définition du profil de vitesse selon l'état de la technique ; - la figure 3, un exemple d'insertion de l'invention au sein d'un système de type FMS ; 15 la figure 4, un diagramme de flux illustrant un procédé selon l'invention ; la figure 5, un diagramme de flux détaillant une partie d'un exemple de procédé selon un mode de mise en oeuvre de l'invention ; la figure 6, un diagramme de flux détaillant une autre partie d'un 20 procédé selon un mode de mise en oeuvre de l'invention ; les figures 7a, 7b et 7c, trois exemples d'affichage au pilote des trajectoires verticales obtenues par un procédé selon l'invention. - les figures 8a, 8b et 8c, respectivement un exemple de trajectoire verticale comprenant deux contraintes de vitesse manquées suite à un 25 vent arrière imprévu ; une trajectoire verticale comportant des segments de vols modifiés selon l'invention pour tenir la première contrainte; une trajectoire verticale comportant des segments de vols modifiés selon l'invention pour tenir à la fois la première et la deuxième contrainte. 30 [0033] Certains acronymes anglo-saxons couramment utilisés dans le domaine technique de la présente demande pourront être employés au cours de la description. Ces acronymes sont listés dans le tableau ci-dessous, avec notamment leur expression anglo-saxonne et leur signification. 35 Acronyme Expression Signification AOC Aeronautical Operational Control Contrôle Opérationnel Aéronautique. Un ensemble ou sous-ensemble des applications utilisées par un aéronef pour communiquer avec des services au sol. ATC Air Traffic Control Contrôle du Trafic Aérien. Service fourni par des contrôleurs aériens au sol pour diriger un aéronef au sol en sécurité. CAS Calibrated Air Speed Vitesse Air Calibrée. Vitesse air calculée par les instruments de bord. CDA Continuous Descent Approach Approche en Descente Continue. Procédure d'approche présentant uniquement des segments en descente et ne comportant pas ou minimisant les segments en palier contrairement aux procédures d'approche classiques. CDO Continuous Descent Operations Operations en Descente Continue. Autre dénomination des CDA. DB DataBase Base de Données. Conteneur permettant de stocker et retrouver l'intégralité des informations en rapport avec une activité. Se présente généralement sous forme informatisée. EFB Electronic Flight Bag Sac de Vol Electronique. Dispositif de gestion de l'information électronique qui aide les équipages à effectuer les tâches de gestion de vol plus efficacement avec moins de papier. FAF Final Approach Fix Point d'Approche Final. Dernier point fixé d'une trajectoire d'aéronef avant l'atterrissage, à partir duquel il entame généralement le segment de vol d'approche finale. FMD Flight Affichage de Gestion de Vol. Système Display Management d'affichage de vol intégré dans un système FMS FMS Flight Système de Gestion de Vol. Système Management System informatisé permettant de calculer des trajectoires et plans de vol d'aéronef, et de fournir les consignes de guidage adaptées au pilote ou pilote automatique pour suivre la trajectoire calculée. FPLN Flight PLaN Plan de Vol. Ensemble d'éléments géographiques composant le squelette de la trajectoire d'un aéronef. Un plan de vol inclut notamment un aéroport de départ, un aéroport d'arrivée, et des points de passage. FPA Flight Path Angle de la Trajectoire de Vol. Angle formé Angle entre une ligne horizontal et une ligne tangente à la direction de vol d'un aéronef. GPS Global Système de Positionnement Global. Système de positionnement par satellite. System Positionning INR INertial Reference Référence Inertielle. Ensemble des données fournies par une centrale inertielle (position, vitesse latérale, vitesse rotationnelle, etc...). KCCU Keyboard Console Control Unit Unité de Contrôle de Curseur de Clavier. Interface Homme Machine pouvant être intégrée à un cockpit comprenant un clavier afin que le pilote puisse rentrer des informations dans le FMS. MCDU Multifunction Control Display Unit Unité d'Affichage Multifonction. Interface Homme Machine pouvant être intégrée à un cockpit permettant l'affichage et la saisie de nombreuses informations liées au FMS. ND Navigation Display Ecran de Navigation. Elément d'affichage cockpit présentant la trajectoire de vol latérale. OPD Optimized Profile Descent Profil de Descente Optimisé. Autre dénomination des CDA, essentiellement utilisée aux Etats-Unis. PFD Primary Flight Affichage de Vol Primaire. Elément Display d'affichage pouvant être intégré dans un cockpit. TAS True Air Speed Vitesse Air Réelle. Vitesse d'un aéronef au sein d'une masse d'air. VD Vertical Display Affichage Vertical. Elément d'affichage pouvant être intégré dans un cockpit, et affichant la trajectoire verticale de l'aéronef. VFE Vitesse Flaps Vitesse Volets Etendus. Vitesse air maximale pouvant être adoptée par un aéronef pour rester dans son enveloppe de vol dans une Extended configuration dite hyper sustentée, c'est-à- dire une configuration dans laquelle les becs et/ou les volets sont étendus. DESCRIPTION DETAILLEE [0034] Dans la suite de la description, le procédé selon l'invention est illustré par des exemples relatifs à la construction de profils verticaux pour des procédures d'approche CDA, même s'il convient de noter que l'invention peut s'appliquer pour toute opération nécessitant des profils de vols verticaux à pente sol constante, incluant des procédures de montée à pente sol constante. [0035] La figure 1 représente un diagramme fonctionnel de différentes capacités d'un FMS 1 d'un aéronef selon l'état de la technique. Un système de gestion de vol peut être mis en oeuvre par au moins un calculateur embarqué à bord de l'aéronef. Le FMS 1 détermine notamment une géométrie d'un profil de plan de vol suivi par l'aéronef. La trajectoire est calculée en quatre dimensions : trois dimensions spatiales et une dimension temps/profil de vitesse. Le FMS 1 transmet également à un pilote, via une première interface pilote 310, ou à un pilote automatique, des consignes de guidage calculées par le FMS 1 pour suivre le profil de vol. [0036] Un système de gestion de vol peut comporter une ou plusieurs bases de données telles que la base de données PERF DB 150, et la base de 5 données NAV DB 130. Les bases de données PERF DB 150 et NAV DB 130 comportent respectivement des données de performances de l'aéronef et des données de navigation aérienne, comme des routes et des balises. [0037] La gestion d'un plan de vol selon l'état de la technique peut faire appel à des moyens de création/modification de plan de vol par l'équipage de 10 l'aéronef au travers d'une ou plusieurs interfaces homme machine, par exemple : - un MCDU; - un KCCU; - un FMD; 15 - Un ND. - Un VD [0038] Une capacité du FMS 1 peut être une fonction de gestion de plan de vol 110, nommée usuellement FPLN. La capacité FPLN 110 permet notamment une gestion de différents éléments géographiques composant un 20 squelette d'une route à suivre par l'aéronef comportant : un aéroport de départ, des points de passage, des routes aériennes à suivre, un aéroport d'arrivée. La capacité FPLN 110 permet également une gestion de différentes procédures faisant partie d'un plan de vol comme : une procédure de départ, une procédure d'arrivée, une ou des procédures d'attente. La 25 capacité FPLN 110 permet notamment la création, la modification, la suppression d'un plan de vol primaire ou secondaire. [0039] Le plan de vol et ses différentes informations liées notamment à la trajectoire correspondante calculée par le FMS peuvent être affichés pour consultation de la part de l'équipage par des dispositifs d'affichage 310, 30 appelés également interfaces homme-machine, présents dans le cockpit de l'aéronef comme un FMD 310, un ND 310, un VD 310. Le VD 310 affiche notamment un profil de vol vertical. [0040] La capacité FPLN 110 fait appel à des données stockées dans des bases de données PERF DB 150 et NAV DB 130 pour construire un plan de 35 vol et la trajectoire associée. Par exemple, la base de données PERF DB 150 peut comporter des paramètres aérodynamiques de l'aéronef, ou encore des caractéristiques des moteurs de l'aéronef. Elle contient notamment les marges de performances systématiquement appliquées dans l'état de l'art pour garantir des marges de sécurité sur les phases de descente et d'approche. La base de données NAV DB 130 peut par exemple comporter les éléments suivants : des points géographiques, des balises, des routes aériennes, des procédures de départ, des procédures d'arrivée, des contraintes d'altitude, de vitesse ou de pente. [0041] Une capacité 130 du FMS, nommée TRAJ 120 sur la figure 1, permet de calculer une trajectoire latérale pour le plan de vol défini par la capacité FPLN 110. La capacité TRAJ 120 construit notamment une trajectoire continue à partir de points d'un plan de vol initial tout en respectant les performances de l'aéronef fournies par la base de données PERF DB 150. Le plan de vol initial peut être un plan de vol actif, temporaire, secondaire. La trajectoire continue peut être présentée au pilote au moyen d'une des interfaces homme machine 310. [0042] Une capacité du FMS 1 peut être une fonction de prédiction de trajectoire PRED 140. La fonction de prédiction PRED 140 construit notamment un profil vertical optimisé à partir de la trajectoire latérale de l'aéronef, fournie par la fonction TRAJ 120. A cette fin, la fonction de prédiction PRED 140 utilise les données de la première base de données PERF DB 150. Le profil vertical peut être présenté au pilote au moyen par exemple d'un VD 310. [0043] Une capacité du FMS 1 peut être une fonction de localisation, nommée LOCNAV 170 sur la figure 1. La fonction LOCNAV 170 effectue notamment une localisation géographique optimisée, en temps réel, de l'aéronef en fonction de moyens de géolocalisation embarqués à bord de l'aéronef. [0044] Une capacité du FMS 1 peut être une fonction de guidage 200. La fonction de guidage 200 fournit notamment au pilote automatique ou à une des interfaces homme machine 310, des commandes de vol permettant de guider l'aéronef dans des plans géographiques latéral et vertical (altitude et vitesse) pour que ledit aéronef suive la trajectoire prévue dans le plan de vol initial.35 [0045] Les figures 2a, 2b, 2c et 2d représentent respectivement un profil de vitesse possible, un profil de vitesse dit anticipé, un profil de vitesse dit optimisé et une enveloppe de définition du profil de vitesse selon l'état de l'art. [0046] Lors d'une procédure d'approche un système FMS 1 selon l'état de l'art est capable, en connaissant la position de l'aéronef et la liste des points de passage avant l'approche finale, de déterminer la distance horizontale restant à parcourir avant ladite approche finale. Selon l'état de l'art, il est possible, en ajustant les instants de mise en configuration aérodynamique, io c'est-à-dire les instants auxquels l'aéronef modifie la position de ses becs, volets, trains d'atterrissage et aérofreins, de construire un profil de vitesse permettant de décélérer jusqu'à une vitesse d'approche finale sur la distance horizontale restant à parcourir. A cet effet, un FMS selon l'état de l'art contient toutes les informations nécessaires, notamment dans la base de 15 données PERF DB 150, pour déterminer, en fonction de la configuration aérodynamique de l'aéronef et de son environnement, l'évolution de la vitesse de l'aéronef. Il peut inversement, à partir de deux contraintes de vitesse en deux points, déterminer la configuration aérodynamique à adopter pour faire évoluer la vitesse de l'aéronef de manière à valider les contraintes 20 de vitesse. [0047] La figure 2a représente un profil de vitesse possible selon l'art antérieur. Ce profil de vitesse représente la décélération progressive entre une vitesse initiale 210a, qui peut être une vitesse de croisière, et une vitesse d'approche 220a qui est la vitesse devant être atteinte au point de 25 stabilisation 230a, généralement situé à 500 ou 1000 pieds du sol. [0048] Ce profil comporte plusieurs instants dits de mise en configuration 240a, 250a, 260a, 270a et 280a. Ces instants correspondent à des changements de la configuration aérodynamique de l'aéronef induisant des capacités de décélération supplémentaires pour l'aéronef. La figure 2a 30 représente un profil de vitesse pour lequel les configurations aérodynamiques font intervenir les becs et les volets, dans le cadre d'une procédure d'atterrissage classique. Il est à noter que la séquence de mise en configuration suivante est spécifique à l'atterrissage et diffère de celle appliquée au décollage qui consiste à rentrer les becs et volets au lieu de les étendre. A l'atterrissage, on observe notamment les points de mise en configuration suivants : le point 240a représente le point de sortie des becs (« slats » en anglais), généralement appelé « configuration 1 » dans le langage commun aéronautique depuis une configuration dite « lisse » ou « CLEAN » en anglais. Le point «O », généralement appelé ainsi dans le langage commun aéronautique, sur l'axe des vitesses, indique la vitesse minimale à laquelle il est possible de sortir les becs ; le point 250a représente le point de sortie d'une première extension des volets (« flaps » en anglais), généralement appelé « configuration 2 » dans le langage commun aéronautique. Le point « S », généralement appelé ainsi dans le langage commun aéronautique, sur l'axe des vitesses, indique la vitesse minimale à laquelle il est possible de sortir la première extension des volets La sortie des volets induit une augmentation de la traînée aérodynamique, et permet ainsi une décélération plus importante de l'aéronef ; le point 260a représente le point de sortie des trains d'atterrissage. Le point « LG » (pour « Land ing Gear » en anglais), sur l'axe des vitesses, indique la vitesse minimale à laquelle il est possible de sortir les trains d'atterrissage. La sortie des trains d'atterrissage augmente encore la traînée de l'aéronef, et augmente donc encore la capacité de décélération ; le point 270a représente le point de sortie d'une seconde extension des volets, ce qui peut correspondre aux configurations dites « configuration 3 » ou « FULL » dans le langage commun aéronautique. Le point « F », généralement appelé ainsi dans le langage commun aéronautique, sur l'axe des vitesses, indique la vitesse minimale à laquelle il est possible de sortir la seconde extension des volets. La sortie de la seconde extension des volets augmente une nouvelle fois la traînée et la capacité de décélération de l'aéronef. A noter que la numérotation de la configuration dite « configuration x » avec x = 1 ou 2 ou 3 par exemple dépend du nombre de crans de surfaces disponibles lui-même dépendant du porteur ou type d'aéronef. [0049] L'approche de l'aéronef s'opère généralement à poussée réduite, proche de la poussée IDLE, la poussée étant adaptée pour tenir la vitesse souhaitée sur une pente donnée. Dans le profil présenté en figure 2a, les décélérations sont généralement suivies de phases de vitesse constante avant les mises en configuration et décélération suivantes. [0050] II est cependant possible, en modulant les instants de mise en configuration, de modifier le profil de vitesse en descente, la vitesse pour une configuration donnée étant limitée à une vitesse minimale liée à la portance de l'aéronef, de façon à éviter un décrochage. [0051] La figure 2b représente un profil de vitesse dit « anticipé)) selon l'état de l'art antérieur. Dans le cadre de ce profil, chacun des instants de mise en configuration a été avancé pour survenir dès la fin de la phase de décélération provoquée par la configuration aérodynamique précédente. [0052] Dès lors, l'aéronef décélérera au maximum de ses capacités pour 15 parvenir à une vitesse d'approche 220b à un point 210b largement antérieur au point d'approche finale 230b. Le profil est alors dit « anticipé » car chaque instant de mise en configuration est anticipé au maximum. [0053] La figure 2c représente un profil de vitesse dit « optimisé)) selon l'état de l'art. Ce profil a été construit en retardant le plus possible chacun des 20 instants de configuration, et en déterminant itérativement les instants de mise en configuration, du dernier au premier, permettant de décélérer le plus tard possible. Ainsi l'instant de mise en configuration « F » est retardé au point 270a afin de disposer de la distance de décélération juste suffisante, majorée par des marges issues de la PERF DB 150 dans l'état de l'art actuel pour 25 atteindre le point 280a avec la vitesse voulue pour démarrer l'approche finale. De même, l'instant de mise en configuration « LG » 260a est retardé au maximum pour atteindre le point 270a avec la vitesse juste suffisante pour passer en configuration « F » suffisamment tôt pour tenir toutes les vitesses suivantes. Ainsi, en partant du dernier instant de mise en configuration vers 30 le premier, il est possible d'obtenir le profil de vitesse permettant de parcourir la distance jusqu'à l'approche finale avec la vitesse la plus élevée à chaque instant. [0054] Le profil optimisé semble le plus intéressant à voler en termes de consommation carburant, et ce pour plusieurs raisons : - Le profil optimisé 2c est celui pour lequel la vitesse de l'aéronef est la plus importante, en chaque point de la trajectoire d'approche. La distance parcourue étant constante, c'est donc celui pour lequel le temps de parcours sera le plus faible. De plus, c'est celui pour lequel le temps de parcours en configuration hyper-sustentée, donc à traînée aérodynamique et poussée forte sera le plus faible. Il s'agit donc de la trajectoire la plus économe en carburant. [0055] De plus, le profil optimisé 2c est celui pour lequel l'aéronef vole le plus haut, ce qui permet de diminuer les nuisances sonores dans les zones généralement densément peuplées aux abords des aéroports. Dans le cadre des procédures d'approche, à chacun des points de passage suivis par l'aéronef peut être associé des contraintes d'altitude, de vitesse, de pente ou de temps. Les contraintes verticales définissent une altitude, ou éventuellement des altitudes minimale et maximale, auxquelles l'aéronef devra survoler chacun des points de passage. Connaissant la distance horizontale des différents points de passage avant l'approche finale, un système FMS 1 selon l'état de l'art sera alors en mesure de calculer, à partir des configurations aérodynamiques et profils de vitesse 2a, 2b ou 2c, une trajectoire d'approche comprenant la position horizontale, altitude, configuration aérodynamique et vitesse de l'aéronef à chaque instant. [0056] Un inconvénient majeur de cette méthode est qu'il est impossible de construire à priori un profil de vitesse garantissant que la trajectoire construite sera volable. En effet, les contraintes d'altitudes induisant des pentes de descente, il est à priori impossible de déterminer si l'ensemble configuration aérodynamique, pente de descente, vitesse est compris dans l'enveloppe de vol de l'aéronef pour l'ensemble d'une trajectoire. Il est alors de la responsabilité du pilote de s'assurer que la trajectoire calculée est bien volable, et de prendre les mesures de correction nécessaires le cas échéant. [0057] Dans le cas d'un profil de vitesse dit optimisé 2c, le pilote n'aura aucune liberté pour ajuster les instants de mise en configuration aérodynamique. En effet, si un instant de mise en configuration a été trop retardé par rapport aux capacités de décélération de l'aéronef, le pilote ne disposera plus d'aucun levier pour augmenter la décélération. Un tel profil de vitesse optimisé (calculé sans marge) 2c est également peu robuste face à des événements imprévus. Par exemple, en cas de vent arrière légèrement plus fort que prévu, l'aéronef sera amené à être légèrement en avance sur la trajectoire prévue. La décélération progressive jusqu'au point de début d'approche ne sera donc plus valable. Dans un cas comme dans l'autre, le pilote peut être forcé à utiliser ses aérofreins voire à procéder à une remise des gaz tardive, avec des conséquences désastreuses en termes de consommation carburant et de nuisances sonores. [0058] Selon l'état de l'art, la procédure classique pour éviter une sortie des aérofreins voire une remise des gaz tardive est donc d'appliquer différentes marges par rapport à la capacité de décélération de l'aéronef et d'anticiper les instants de mise en configuration de l'aéronef, afin de laisser la possibilité au pilote de moduler la configuration de l'aéronef en cas d'élément imprévu. Ceci conduit l'aéronef à adopter une trajectoire d'approche non optimale en termes de consommation. Un système FMS 1 selon l'état de l'art est en revanche incapable de déterminer à priori un profil de vitesse compris dans l'enveloppe de définition du profil de vitesse 2d, étant le plus optimisé possible tout en garantissant la trajectoire construite soit volable en chaque point. [0059] La figure 3 représente un exemple d'insertion de l'invention au sein d'un système de type FMS. Cette figure est donnée à titre d'exemple seulement et il convient de noter que l'invention peut également s'appliquer à tout système traitant de calcul de segments de trajectoire d'aéronef à pente sol constante. En particulier, elle est susceptible de s'appliquer à un système calculant une trajectoire d'aéronef au sol et transmettant ladite trajectoire à l'aéronef pour exécution. [0060] Dans le cadre de ce système FMS selon l'invention, le module FPLN 110 construit une liste de points de passage pour la descente, notamment à l'aide des données de navigation contenues dans le module NAV DB 130. Cette liste de points de passage est alors transmises aux modules TRAJ 120 et PRED 140. L'invention peut notamment être implémentée au sein de ces modules TRAJ 120 et PRED 140, en permettant de construire une trajectoire la plus optimisée possible, tout en s'assurant de respecter les capacités de vol de l'aéronef définies au sein d'une base de données de performance de l'aéronef PERF DB 150. [0061] Selon certains modes de réalisation, la trajectoire est présentée au pilote via un système d'interface homme-machine 310. [0062] La figure 4 représente un diagramme de flux d'un procédé selon l'invention. [0063] Le procédé s'applique à un segment de trajectoire à pente sol constante. Ledit segment de plan de vol peut avoir été préalablement initialisé par une méthode de création de trajectoire selon l'état de l'art. Il peut également être défini, à au moins l'une de ses extrémités, par une condition aux limites de rejointe d'un second segment de trajectoire selon l'invention. [0064] Un procédé selon l'invention comprend notamment un calcul de pente sol limite. On entend par pente sol limite une pente sol limitant le domaine considéré comme volable par l'aéronef. Dans de nombreux cas, la pente sol limite est une pente minimale (au sens ou la pente sol d'un aéronef est négative en descente) permettant à un aéronef de valider un critère de performance tout en demeurant dans son enveloppe de vol. Dans certains cas, il s'agit d'une pente maximale. Par exemple, une pente sol maximale peut être obtenue pour éviter une zone aérienne ou un obstacle sol. Quelques exemples de pente sol limite seront développés dans la suite de la description. [0065] Un procédé selon l'invention comprend notamment les étapes suivantes : Une étape 400 d'acquisition de variables d'état caractérisant l'aéronef, de variables d'environnement caractérisant son environnement, de variables de trajectoire caractérisant sa trajectoire prédite à l'un des points initial et final du segment; Une étape 410 de calcul à partir desdites variables d'état, desdites variables d'environnement et desdites variables de trajectoire d'une pente sol limite pour au moins un critère de performance; Une étape 420 de validation de la pente sol du segment par rapport à la pente sol limite obtenue à l'étape 410; Une étape 430 de vérification de faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état ; Si la faisabilité est vérifiée, une étape 440 de prédiction d'exécution de ladite commande, suivie d'un nouveau calcul de pente sol limite selon les nouvelles variables d'état ; Si la faisabilité n'est pas vérifiée, une étape 450 de prédiction de modification d'un des points initial et final du segment sous réserve de contraintes de plan de vol. [0066] L'étape 400 d'acquisition des variables d'état, des variables d'environnement et des variables de trajectoire comprend l'acquisition de l'ensemble des variables permettant de prédire le comportement de l'aéronef lors du parcours du segment de trajectoire. Cet ensemble de variables comprend notamment : des variables d'état liées à l'aéronef, par exemple masse de l'aéronef, position du centre de gravité, altitude de l'aéronef, vitesses sol et air de l'aéronef, pente air, la configuration aérodynamique de l'aéronef, la position de la manette des gaz, le statut du système anti-ice, le facteur de charge vertical, ou encore les différentes commandes qui sont susceptibles d'être fournies à l'aéronef lors du parcours du segment de vol ; des variables d'environnement caractérisant l'environnement de l'aéronef, par exemple la température, la pression atmosphérique, ou encore les intensités et directions du vent ; des variables de trajectoire caractérisant la trajectoire prédite de l'aéronef, par exemple la pente sol prédite, l'altitude des points initial et final du segment, ou encore la date prévue de passage auxdits points initial et final du segment. [0067] L'acquisition des variables d'état, des variables d'environnement et des variables de trajectoire liées à l'aéronef s'effectue au moins à l'un des points initial et final du segment. Selon un ensemble de modes de réalisation de l'invention, l'état de l'aéronef est connu au point initial du segment. Il est alors possible de prédire, à l'aide de l'ensemble des variables d'état, d'environnement et de trajectoire acquises et d'une base de performances aérodynamiques telle que la PERF DB 150, l'évolution de l'état de l'aéronef sur l'ensemble du segment. Ce mode de prédiction est appelé « forward » selon la terminologie anglo-saxonne, en ce qu'il permet, à partir d'un état connu en début de trajectoire, de connaître les différents états de l'aéronef en des points suivants de la trajectoire. Selon d'autres modes de réalisation de l'invention, l'état de l'aéronef est connu au point final du segment. Il est alors possible de calculer, à l'aide de l'ensemble des variables d'état, d'environnement et de trajectoire acquises et d'une base de performances 5 aérodynamiques telle que la PERF DB 150, quelle doit être l'état de l'aéronef au point initial du segment pour atteindre l'état final fixé. Ce mode de prédiction est appelé « backward » selon la terminologie anglo-saxonne, en ce qu'il permet, à partir d'un état connu en fin de trajectoire, de « remonter » vers le début de la trajectoire et de déterminer successivement les états de 10 l'aéronef dans les différents points de la trajectoire. [0068] L'étape 410 consiste à calculer une pente sol limite permettant de valider au moins un critère de performance, à partir des variables d'état, d'environnement et de trajectoire acquises à l'étape 400. Elle permet notamment de s'assurer que le segment de trajectoire est volable en 15 respectant ledit critère de performance, tout en restant dans le domaine de vol admissible fourni par une base de données aérodynamique telle que la PERF DB 150. Il est possible d'appliquer cette étape pour chacun des critères retenus pour la construction de la trajectoire. On peut notamment calculer une pente sol limite validant les critères de performance suivants : 20 Des critères opérationnels, par exemple une contrainte d'altitude ou un temps de passage ; Des critères assurant que la trajectoire est volable, par exemple la capacité de décélération de l'aéronef, la vitesse verticale, ou l'arrivé d'événements imprévus ; 25 Des critères de confort, par exemple la limitation du jerk en cabine ; Des critères de sécurité par rapport à des événements imprévus dégradant les performances de l'aéronef, ou « what if » selon la terminologie anglo-saxonne, par exemple une panne moteur, l'activation du système anti-ice, ou un vent arrière imprévu. 30 [0069] De manière plus générale, ce calcul de pente sol limite peut s'appliquer à n'importe quel critère de performance ayant un impact sur la validation de contraintes opérationnelles, la sécurité de l'aéronef, le fait que la trajectoire soit volable, le confort de passager ou la survenue 35 d'événements imprévus altérant les performances de l'aéronef. Il est possible, pour chacun de ces critères, d'appliquer une marge au calcul. Par exemple, si l'on souhaite calculer la pente sol limite permettant de valider un critère lié au non dépassement d'une valeur de jerk limite, il est possible d'appliquer une marge de confort en réduisant la valeur de jerk limite, et en appliquant le calcul de la pente sol limite pour cette nouvelle valeur. De même, si l'on souhaite calculer la pente sol limite permettant de valider un critère de décélération limite, il est possible d'appliquer une marge de sécurité en augmentant la valeur de décélération, puis en calculant la pente sol limite pour cette nouvelle valeur. [0070] Un procédé selon l'invention permet donc, à l'issue de l'étape 410, d'obtenir au moins une pente sol limite, pour au moins un critère de performance, tout en ayant intégré des marges éventuelles dans le calcul desdites pentes limites. La pente sol sera alors validée selon le critère de performance le plus contraignant, ce qui permet de s'assurer que l'ensemble des critères de performances et marges associées sont respectées, sans cumuler de manière inutile les marges de sécurité et sur-contraindre la pente sol calculée. [0071] L'étape 420 consiste à comparer la pente sol prédite/calculée du segment à chacune des pentes sol limites pour chacun des critères de performance afin de vérifier si les critères de performance sont validés. Dans un mode de mise en oeuvre de l'invention, la comparaison est validée si la pente sol prédite du segment est inférieure ou égale en valeur absolue à chacune des pentes sol pour chacun des critères de performance retenus. Si la pente sol est validée, le segment de vol et l'exécution prédite des commandes de vol ne sont pas modifiés. Dans le cas contraire, les étapes suivantes permettent de modifier la trajectoire prédite afin de valider les critères de performances. [0072] L'étape 430 permet de vérifier la faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état. Dans un mode de mise en oeuvre préféré, cette étape vérifie la possibilité de modifier des variables d'état impactant les performances de vol de l'aéronef, par exemple les variables d'état suivantes : - la résultante de poussée moteur ; - l'extension des becs et volets ; - la sortie du train d'atterrissage ; - l'extension des aérofreins ; [0073] D'une manière plus générale, la faisabilité d'une commande de modification d'une variable d'état peut être évaluée pour tout actionneur permettant de moduler la dissipation d'énergie totale ou d'énergie mécanique de l'appareil, en fonction du design de celui-ci. Dans un ensemble de modes de mise en oeuvre de l'invention, l'étape 430 vérifie successivement, pour chacune des variables d'état impactant les performances de l'aéronef, si une commande de modification de cette variable permet d'augmenter la capacité de décélération de l'aéronef ; dès qu'une telle commande est identifiée, la prédiction d'ajustement de cette commande est effectuée à l'étape 440; si aucune commande permettant d'augmenter la capacité de décélération de l'aéronef n'est identifiée, l'étape 450, vérifiant la possibilité de modifier le segment de vol est activée. [0074] Dans un mode préféré de réalisation de l'invention, les commandes 15 de modification des variables d'état sont testées dans l'ordre suivant : 1. Une commande de réduction de la poussée moteur. Si la poussée moteur est supérieure à la poussée réduite dite « IDLE », l'étape 430 vérifie la possibilité de réduire celle-ci. Il convient cependant de noter que celle-ci sera dans un grand nombre de cas impossible, la poussée 20 moteur étant généralement déjà réduite au minimum pour des procédures de type CDA ; 2. Une commande d'extension des becs et volets. Dans un mode de réalisation de l'invention, l'étape 430 vérifie la possibilité d'étendre les becs et volets selon des configurations prédéfinies. Selon un 25 ensemble de modes de réalisation, des configurations prédéfinies sont testées. De nombreuses configurations prédéfinies sont possibles. Par exemple, il est possible d'adopter successivement une configuration nommée « lisse », plusieurs « configurations intermédiaires » puis une « configuration d'atterrissage ». Les « configurations intermédiaires» 30 et « configuration d'atterrissage » sont obtenues par la sortie progressive d'actionneurs destinés à moduler la dissipation d'énergie totale ou d'énergie mécanique de l'aéronef. L'étape 430 vérifie successivement la possibilité d'étendre les becs et volets selon un pas d'extension prédéfini. Dans un mode de réalisation de l'invention 35 l'étape 430 vérifie si la condition VFEnext_conf CASÉ; est vérifiée, au sein de laquelle VFEnext_conf représente la vitesse maximale de la configuration hyper-sustentée après extension des becs et volets, et CAS; représente la vitesse air calibrée de l'aéronef au point considéré. On appelle configuration hyper-sustentée une configuration pour laquelle les becs et/ou volets sont sortis. Cette configuration permet d'augmenter la portance de l'aéronef à faible vitesse, par exemple à l'atterrissage. Ces configurations ne sont cependant volables que jusqu'à une vitesse air dite VFE$ Propre à chaque configuration et inférieure à la vitesse de croisière de l'aéronef. La vérification de cette inégalité signifie que, à la vitesse air du point considéré, l'aéronef demeure dans son domaine de vol après extension des becs et volets, et donc que cette extension est possible sans danger. 3. Une commande de sortie du train d'atterrissage. Dans un ensemble de modes de mise en oeuvre de l'invention, on considère que la sortie du train d'atterrissage est possible si ledit train n'est pas déjà sorti et la condition VL0 k CAS; est vérifiée. Au sein de cette expression VLO , de l'anglais Landing gear Operation, représente la vitesse air maximale à laquelle il est possible de sortir les trains d'atterrissage sans danger, et CAS; la vitesse air calibrée au point de vol considéré ; 4. Une commande d'extension des aérofreins. Dans un mode de réalisation de cette partie de l'invention, l'étape 430 vérifie la possibilité d'étendre les aérofreins d'une position dite « nulle » vers une position dite « demi-extension », puis de la position « demi-extension » vers une position dite « pleine extension ». Dans un autre mode de réalisation de l'invention, l'étape 430 vérifie la possibilité d'étendre les aérofreins selon des pas d'extension ayant une valeur p rédéfin ie. [0075] D'autres ordres sont cependant possibles pour les tests de 30 commande de vol. Par exemple, il est possible de tester l'extension des aérofreins avant l'extension des becs et volets. [0076] Lorsque la faisabilité d'une commande de modification d'une variable d'état est vérifiée à l'étape 430, l'étape 440 prédit l'exécution de ladite commande. Selon un mode de réalisation de l'invention, cette prédiction 35 d'exécution consiste à modifier ladite variable d'état en fonction de ladite commande, puis à ré-exécuter les étapes 400 et 410 en fonction des variables d'état modifiées. [0077] Lorsqu'aucune commande de modification de variable d'état n'est identifiée comme possible à l'étape 430, l'étape 450 de prédiction de modification d'un des points initial et final du segment de vol est effectuée, sous réserve des contraintes de plan de vol et de continuité de la trajectoire. Dans un mode de réalisation de l'invention, l'étape 450 détermine dans un premier temps une pente sol pour le segment comme étant la pente la plus proche du sol parmi la pente sol prédite initialement et chacune des pentes 10 sol limites pour chacun des critères de performance testés. Cette nouvelle pente sol prédite peut notamment être déterminée par la formule FPAfpin = max(FPAFPLN, Ysoli)1 = 1 à n, au sein de laquelle FPAfon représente la pente sol constante pour le segment de vol considéré, et Ysoii la pente sol limite pour le critère i, n le nombre de critères de performances testés. Dans les exemples 15 traitant de procédures de descentes les pentes sol sont exprimées avec un angle négatif, ce qui signifie que la pente « maximale » parmi un ensemble de pentes sera en réalité celle dont la valeur absolue est la plus faible, et donc la plus proche du sol. [0078] La détermination de la pente sol permet, si un point du segment est 20 fixé, de déterminer l'altitude de chacun des points du segment et de valider que chaque contrainte d'altitude sur le segment est vérifiée. En particulier, cela permet de valider que des contraintes de type AT, AT OR ABOVE, AT OR BELOW ou WINDOW sont bien validées par la pente sol déterminée. Les pentes sols peuvent notamment être modifiées dans le cadre de 25 contraintes WINDOW amenées à remplacer les contraintes AT pour les procédures d'approche de type CDA. [0079] Dans un mode de réalisation de cette partie de l'invention, une prédiction de type « forward » fixe le point initial du segment de vol, par exemple en assurant la continuité avec le segment de vol précédent. La 30 détermination de la pente sol permet alors de déterminer l'altitude de chacun des points du segment de vol, et de déterminer si d'éventuelles contraintes d'altitude présentes au sein du segment sont validées ou non, notamment au point final du segment. Dans un second mode de réalisation, une prédiction de type « backward » fixe le point final du segment de vol, par exemple en 35 assurant la continuité avec le segment de vol suivant. La détermination de la pente sol permet alors de déterminer l'altitude de chacun des points du segment de vol, et de déterminer si d'éventuelles contraintes d'altitudes présentes au sein du segment sont validées ou non, notamment au point initial du segment. [0080] Si toutes les contraintes d'altitude sont validées, l'étape 450 modifie le segment de vol en modifiant l'altitude d'un des points de vol initial ou final du segment, et le segment est validé vis-à-vis des critères de performances considérés. Dans le cas contraire, les critères de performances ne sont pas validés et il n'est possible d'ajuster le segment de vol ni par une commande de modification du vecteur d'état de l'aéronef, ni en modifiant l'un des points initial et final du segment de vol. Il est alors nécessaire de redéfinir les critères de performances et / ou d'avertir l'équipage de l'impossibilité de modifier le segment de vol pour assurer la tenue de ceux-ci. [0081] La figure 5 un diagramme de flux détaillant une partie d'un procédé selon un mode de mise en oeuvre de l'invention. [0082] Cet exemple de procédé comprend, outre les étapes 400, 420, 430, 440 et 450, un ensemble de sous-étapes pour l'étape 410 de calcul de la pente air limite pour chacun des critères de performances : Une étape 500 de calcul de la résultante de poussée moteur ; Une étape 510 d'initialisation de la pente air limite à une valeur par défaut ; - Une étape 520 de calcul d'une résultante de traînée aérodynamique en fonction de la pente air limite et des variables d'état de l'aéronef ; Une étape 530 de calcul de la pente air limite en fonction de la résultante de traînée aérodynamique, des variables d'état de l'aéronef et de la résultante de poussée moteur ; Une étape 540 de vérification d'un critère d'arrêt ; - Une étape 550 de calcul d'une pente sol limite à partir de la pente air limite. [0083] Dans ce mode de réalisation de l'invention, une fois les variables d'état, les variables d'environnement et les variables de trajectoire acquises à l'étape 400, l'étape de calcul de la pente sol limite comprend, pour chacun des critères de performances sélectionnés, en premier lieu le calcul de la résultante de poussée moteur à l'étape 500, puis l'initialisation d'une pente air limite à l'étape 510. La pente air limite est ensuite obtenue en calculant de manière itérative la résultante de traînée aérodynamique en fonction de la pente air limite à l'étape 520, et la pente air limite en fonction de la résultante de traînée aérodynamique à l'étape 530, jusqu'à ce qu'un critère d'arrêt soit validé à l'étape 540. Cette procédure itérative permet de tirer le meilleur parti des bases de données de performances aérodynamiques PERF DB 150 selon l'état de l'art, puisque ces bases de données permettent de déterminer, à partir d'abaques de performance de l'aéronef, une pente air à partir d'une résultante de traînée et de l'ensemble des variables d'état de l'aéronef, et une résultante de traînée en fonction d'une pente air et de l'ensemble des variables d'état de l'aéronef, mais ne permettent pas de déterminer les deux de manière conjointe. Une fois le critère d'arrêt validé, l'étape 550 permet de déterminer la pente sol limite directement en fonction de la pente air limite. [0084] L'étape 500 de calcul de résultante de poussée moteur est connue de l'état de l'art. Il est ainsi possible, dans un système FMS 1 selon l'état de l'art, d'extraire une résultante de poussée moteur d'une base de performances aérodynamiques PERF DB 150 à partir des variables d'état liées à l'aéronef et des variables liées à son environnement, par exemple l'altitude de l'aéronef, la vitesse MACH de celui-ci, la configuration aérodynamique de l'aéronef, la position de la manette des gaz, le statut du système anti-ice, le nombre de moteurs opérationnels, ou la température, ou tout autre valeur représentative de l'aéronef ou de son environnement. [0085] L'étape 510 consiste à initialiser la pente air, également notée Vair, à une valeur par défaut afin d'initialiser le calcul itératif de la pente air limite. Dans un mode de réalisation de l'invention, la pente air limite est initialisée à une valeur courante pour les procédures de type CDA, par exemple -3°. Dans un second mode de réalisation de l'invention, la valeur d'initialisation dépend des caractéristiques aérodynamiques de l'aéronef et du niveau de décélération souhaité. La valeur d'initialisation peut par exemple être pré- calculée dans une table prenant en entrée la configuration aérodynamique de l'aéronef et la valeur de décélération souhaitée et en sortie la pente d'initialisation. Elle peut également être calculée à l'aide des variables d'état de l'aéronef et de la PERF DB 150. [0086] L'étape 520 de calcul de la résultante de traînée aérodynamique est 35 connue de l'état de l'art. Elle consiste, à partir d'une base de données de performances aérodynamiques telle que la PERF DB 150, à calculer la résultante de traînée aérodynamique à partir des variables d'état liées à l'aéronef ou des variables liées à son environnement, par exemple la masse de l'aéronef, la position du centre de gravité de l'aéronef, la vitesse air réelle ou TAS de l'aéronef, la pente air Vair, la configuration aérodynamique de l'aéronef, la position de la manette des gaz, le statut du système anti-ice, le nombre de moteurs opérationnels, le facteur de charge vertical, la température, ou tout autre donnée représentative de l'aéronef ou de son environnement. [0087] L'étape 530 de calcul de la pente air limite consiste à calculer la valeur de la pente air limite en fonction de la résultante de traînée aérodynamique calculée à l'étape 520, d'un ensemble de variables d'état liées à l'aéronef et de variables liées à son environnement, ainsi que d'un critère de performance. [0088] A titre d'exemple, on peut calculer la pente air limite en fonction d'une valeur limite de décélération de l'aéronef dCAS, ou CAS représente la dt vitesse air, selon l'acronyme anglo-saxon Calibrated Air Speed. Selon l'état de l'art, il est possible de déterminer la pente air d'un aéronef en phase de décélération : yrn, = arcsin ( F - D TAS dCAS\ m CAS dt TAS [g+ g] 2RT Au sein de laquelle : F représente la poussée moteur, exprimée en N; D représente la traînée aérodynamique (D représentant l'initiale du mot anglo-saxon Drag), exprimée en N ; M représente la masse prédite de l'aéronef, exprimée en kg ; TAS représente la vitesse air réelle de l'aéronef, ou True Air Speed, exprimée en nn.s-1 ; CAS représente la vitesse air calibrée, ou Calibrated Air Speed, exprimée en m.s-1 ; dCAS représente la valeur limite de décélération utilisée pour le critère dt de performance, en m.s-2 ; g représente l'accélération de la pesanteur au point de vol considéré, et est exprimée en m.s-2 ; R représente la constante des gaz parfait, et est exprimée en J.kg-1.K- T représente la température, et est exprimée en K. [0089] Dans un mode de réalisation de l'invention, la décélération est fixée par une contrainte pour un point donnée. Par exemple, il est possible de fixer une valeur d'accélération inférieure ou égale à 0 au passage du FAF, de façon à garantir que l'aéronef a la capacité de décélérer sur son segment final d'approche. Il est également possible, par exemple, pour les procédures d'approche finale de fixer une capacité de décélération de 0,5 noeuds par seconde au point de stabilisation de l'énergie cinétique. [0090] Dans un autre mode de réalisation, la valeur limite de décélération est fixée en un point du segment considéré comme le plus contraignant, par exemple le point initial. Dans un autre mode de réalisation, la valeur limite de décélération est fixée en fonction de la vitesse courante et d'une prochaine contrainte de vitesse. On peut dans ce mode de réalisation déterminer la valeur limite de décélération à atteindre par l'équation : dCAS CAS, -CASwpT CSTRT dt ti- t WPT CSTRT Au sein de laquelle : CAS; représente la vitesse air calibrée prédite de l'aéronef en un point de vol t; représente l'heure de passage prédite au point de vol considéré ; CASwpLcs-riu représente la prochaine contrainte de vitesse prédite de l'aéronef ; twpT_CSTR représente l'heure prédite au point de vol de la prochaine contrainte de vitesse. [0091] II convient de noter que, lors d'une phase de descente, la configuration aérodynamique de l'aéronef évolue, avec la sortie progressive des becs, volets, trains et éventuellement aérofreins, vers une capacité de décélération de plus en plus importante. Ainsi, une capacité de décélération limite est conservative et ne peut qu'augmenter au cours du temps, pour une météo supposée stable, et il est possible de calculer la capacité de décélération d'un aéronef en un point i, en considérant que la capacité de décélération de l'aéronef sur un segment de vol ayant i pour point initial sera au moins égale à la capacité de décélération dudit aéronef au point i. [0092] Dans un ensemble de modes de réalisation de l'invention, il est possible d'appliquer des marges pour les critères de sécurité de l'aéronef à 5 l'étape 530. Par exemple, afin d'appliquer une marge de sécurité pour la capacité de décélération de l'aéronef, il est possible de modifier la valeur de décélération dCAS, par exemple en la multipliant par un coefficient dt multiplicateur de sécurité, puis en utilisant cette valeur pour le calcul de la pente air limite. La pente air limite calculée ainsi intègre donc la marge de 10 sécurité voulue. [0093] L'étape 540 consiste à valider ou non un critère d'arrêt pour l'itération des étapes 520 et 530. Dans un mode de réalisation de l'invention, le critère d'arrêt porte sur la différence entre la pente air initialement prédite pour le calcul de l'étape 520, et la pente air calculée à l'étape 530. Si ces deux 15 valeurs de pente air sont suffisamment proches, la pente air est validée et est utilisée pour le calcul de l'étape 550. Dans le cas contraire, au moins une itération supplémentaire est nécessaire pour faire converger la valeur de la pente air et la valeur de la pente air calculée à l'étape 530 est réutilisée pour une nouvelle itération de calcul 520. Dans un ensemble de modes de 20 réalisation de l'invention, le critère d'arrêt est validé lorsque les pentes air obtenues lors de deux itérations successives présentent une différence angulaire inférieure en valeur absolue à un seuil prédéfini. Ce seuil prédéfini peut notamment avoir une valeur considérée comme suffisamment petite pour garantir la convergence de l'algorithme. A titre d'exemple, on peut 25 considérer que le critère d'arrêt est validé lorsque les deux pentes sont différentes de moins de 0,001°. [0094] L'étape 550 consiste à calculer la pente sol limite à partir de la pente air limite. Ce calcul est connu de l'état de l'art, et la pente sol limite ysol est obtenu par : VGND VWx 30 7501 arctan tan( Tan.) VGND OÙ VGND représente la vitesse sol de l'aéronef (de l'anglais GrouND), et peut être calculée par l'équation : - (TAS2 Vwy2 .COS(rair) VWx VGND [0095] Au sein de ces deux équations, Vwx et Vwy représentent la vitesse du vent respectivement projetée sur les axes x et y de l'aéronef. [0096] La figure 6 un diagramme de flux détaillant une autre partie d'un 5 procédé selon un mode de mise en oeuvre de l'invention. [0097] Ce mode de réalisation est donné à titre d'exemple non limitatif et comprend, outre les étapes 400, 410, 420, 430, 440 et 450 décrites précédemment : - Une étape 600 de vérification de la possibilité de modifier l'un des 10 points initial et final du segment de vol ; - Une étape 610 d'alerte cockpit ; - Une étape 620 d'affichage de la trajectoire prédite. [0098] L'étape 600 de vérification de la possibilité de modifier l'un des points initial et final du segment est activée si la pente sol du segment de vol étudié 15 ne satisfait pas au moins un des critères de performances retenus, et s'il a été déterminé à l'étape 430 qu'aucune commande de modification des variables d'état de l'aéronef n'est admissible. [0099] Cette étape détermine dans un premier temps la pente sol maximale parmi l'ensemble de pentes sol limites déterminées par l'étape 410. Elle 20 détermine ensuite, à partir d'un point dont l'altitude est fixée au sein du segment et de la pente sol, les altitudes de chacun des points du segment. Enfin elle vérifie, pour chaque contrainte d'altitude active sur le segment de vol, si cette contrainte est respectée ou non. [00100] Lorsque l'ensemble des contraintes d'altitude s'appliquant au 25 segment de vol est vérifié, l'un des points initial et final de la trajectoire prédite est modifié à l'étape 450 pour limiter la pente sol selon la plus grande des pentes sol limites calculées à l'étape 410. [00101] Une étape 620 d'affichage de la trajectoire prédite ou du segment de vol peut alors être activée, afin de présenter au pilote la trajectoire obtenue. 30 Cette étape peut également être activée à l'issue de l'étape 420, si la pente sol du segment de vol considéré est plus grande que les pentes sol limites associées à chacun des critères de performance étudiés. [00102] L'étape 620 d'affichage de la trajectoire au pilote peut comprendre l'affichage d'information sur des systèmes adaptés au sein du cockpit, selon leur disponibilité. Par exemple, elle peut comprendre indépendamment ou communément un affichage sur : un FMD; un ND; un VD; un PFD; De manière plus générale, cet affichage peut s'effectuer sur tout système permettant de présenter à un pilote le résultat de l'application d'au moins un critère de performance sur la trajectoire de l'aéronef en phase de descente 10 ou d'approche. [00103] Dans un mode préféré de réalisation, toute modification de la trajectoire ou de la configuration aérodynamique de l'aéronef est indiquée dans le cockpit. De préférence, une modification indiquée dans le cockpit est facilement identifiable par les pilotes. En particulier, la phase d'affichage peut 15 indiquer clairement si la trajectoire calculée est volable ou pas, et si elle est « facilement » volable, c'est-à-dire si l'aéronef est proche ou non de la limite de ses performances réelles en considérant les conditions environnementales associées à cette trajectoire. [00104] Lorsqu'à l'étape 600 au moins une contrainte d'altitude n'est pas 20 respectée, une étape 610 d'alerte cockpit est activée. Cette étape comprend un affichage d'informations dans un cockpit d'aéronef selon les mêmes moyens que l'étape 610. En revanche, un pilote de l'aéronef doit être clairement informé que la trajectoire n'est pas volable en respectant l'ensemble des critères de performance et contraintes de trajectoire. 25 [00105] L'étape 610 peut comprendre des moyens d'alerter le pilote, mais également des moyens de modifications du jeu de contraintes et critères de performance, afin de permettre à un pilote d'ajuster les critères et contraintes de performances s'appliquant à l'aéronef, et de recalculer une trajectoire d'approche. 30 [00106] Les figures 7a, 7b et 7c représentent trois exemples d'affichage au pilote des trajectoires verticales obtenues par un procédé selon l'invention. [00107] La figure 7a représente un exemple d'affichage d'une trajectoire verticale produite selon l'invention sur un équipement de type VD ou tout 35 autre moyen de visualisation de la trajectoire verticale. [00108] La trajectoire verticale comprend 4 segments 710a, 711a, 712a, 713a. Dans l'exemple, un jeu de couleurs indique la « facilité » avec laquelle chacun des segments peut être volé : les segments 710a et 711a, sont considérés comme « facilement » volables, et pourront par exemple être colorés en vert lors de leur présentation au pilote. Le segment 712a, est considéré comme « difficilement » volable, et pourra par exemple être indiqué en orange lors de sa présentation au pilote. Enfin, le segment 713a, est considéré comme non volable, et pourra être indiqué en rouge lors de sa présentation au pilote. Cet affichage indique aussi les contraintes d'altitude 10 720a, 721a, 722a, 723a et 724a présentes sur cette trajectoire. Les contraintes 721a, 723a et 724a sont de type « AT », alors que les contraintes 720a et 722a sont de type « WINDOW ». [00109] Les points « 1 », « 2 », « 3 », « L » et « F » représentent les points successifs de changement de configuration aérodynamique, avec l'extension 15 d'actionneurs de type becs, volets ou trains d'atterrissage destinés à moduler l'énergie totale ou l'énergie mécanique dissipée par l'appareil. [00110] La figure 7b représente un exemple d'affichage d'une trajectoire verticale selon l'invention sur un équipement de type EFB. Cet affichage est donné à titre d'exemple, et peut être utilisé de manière séparé ou conjointe 20 avec l'affichage 7a. L'affichage 7b comprend notamment un affichage de la trajectoire verticale avec les contraintes d'altitude associées 710b, l'affichage de l'évolution de la vitesse en fonction de la distance au sein de l'enveloppe d'évolution des vitesses possibles 720b, ainsi que l'évolution des critères de performances, associées aux limites affectées à ceux-ci 730b. Cet affichage 25 permet au pilote, pour chacun des critères de performances de vol, de vérifier en chaque point de vol si le critère est largement validé, juste validé, ou non validé. Les moyens à mettre en oeuvre pour garantir un profil volable peuvent être affichés en surimpression sur l'afficheur 7b. [00111] La figure 7c représente un exemple d'affichage d'un segment de 30 trajectoire verticale sur un équipement de type VD, et peut être utilisé séparément ou de manière conjointe aux modes d'affichage 7a et 7b. Cet exemple d'affichage comprend l'affichage 700c de la pente sol du segment de trajectoire de vol étudié, ainsi que les pentes sol limites 710c, 711c et 712c associées respectivement à trois critères de performances. Un affichage de ce type permet à un pilote d'aéronef d'identifier les marges de sécurité par rapport à différents critères. [00112] Ces méthodes d'affichage sont données à titre d'exemple. D'autres modes d'affichage des trajectoires obtenues sont également possibles, 5 notamment lorsque la trajectoire de l'aéronef est calculée au sol, et transmise à l'aéronef. [00113] Les figures 8a, 8b et 8c représentent respectivement un exemple de trajectoire verticale comprenant deux contraintes de vitesse manquées suite 10 à un vent arrière imprévu ; une trajectoire verticale comportant des segments de vols modifiés selon l'invention pour tenir la première contrainte; une trajectoire verticale comportant des segments de vols modifiés selon l'invention pour tenir à la fois la première et la deuxième contrainte. [00114] Ces figures sont données à titre d'exemple non limitatif d'adaptation 15 de deux segments de trajectoire verticale par un procédé selon l'invention. Dans cet exemple, un aéronef en phase d'atterrissage selon une procédure CDA avec des contraintes d'altitude et de vitesse est confronté à un vent arrière non prévu, à cause duquel il ne respecte pas ses contraintes de vitesse. La figure 8a représente un profil vertical en approche, en altitude et 20 en vitesse de l'aéronef. Le graphe 80a représente le profil en altitude de cette descente, c'est-à-dire l'évolution de l'altitude de l'aéronef en fonction de la distance parcourue. Ce graphe comporte un axe vertical 801a indiquant l'altitude de l'aéronef et un axe horizontal 802a représentant la distance parcourue. Le graphe 81a représente l'évolution de la vitesse de l'aéronef en 25 fonction de la distance parcourue. Il comprend un axe vertical 811a indiquant la vitesse de l'aéronef et un axe horizontal 812a indiquant la distance parcourue. La trajectoire verticale comporte deux segments 803a et 804a, contraints par 3 points A, B et C. Chaque point A, B et C est associé à des contraintes d'altitudes, respectivement hA, hB et tic. Les points B et C sont 30 associés à des contraintes de vitesse VA et Vc. Les contraintes d'altitude hA et hC sont de type « WINDOW », alors que la contrainte hB est de type « AT ». [00115] L'axe 812a représente la distance par rapport à la position courante de l'aéronef, alors que l'axe 811a représente la vitesse de l'aéronef au point 35 considéré. Les points VB et VC représentent les contraintes de vitesse aux points B et C. L'ensemble de la figure 8a représente donc la descente et décélération progressive de l'aéronef jusqu'à l'atterrissage. [00116] Au point A, l'aéronef est dans l'état suivant : poussée moteur IDLE (minimale) ; configuration aérodynamique 2 (becs et volets sortis) ; train d'atterrissage sorti ; pas d'aérofrein. Le point 815a représente le point de sortie estimé d'une configuration aérodynamique 3 prévue pour l'atterrissage, comprenant une extension supérieure des becs et des volets. Suite à un vent arrière non prévu, l'aéronef n'est plus capable de tenir les contraintes vitesse VB et VC : les segments en vitesse 813a et 814a sont situés au-dessus des contraintes VB et VC sur la figure 8a. [00117] Un procédé selon l'invention est alors utilisé pour adapter les deux segments de vol 803a et 804a afin de tenir l'ensemble des contraintes en altitude et vitesse. Dans un premier temps, le procédé est appliqué au segment de vol 803a afin de valider la contrainte de vitesse VB. Un critère unique lié à la décélération est appliqué au point A, pour lequel la capacité de décélération est donnée par : dCASI _CAS B -CAS A dt ) A tB tA dCAS Ou représente la décélération au point A, cASB la contrainte de dt A vitesse air au point B, CASA la vitesse initiale au point A, tB le temps de passage au point B et tA le temps de passage au point A. La capacité de décélération de l'aéronef étant insuffisante pour tenir la pente initialement prédite avec le vent arrière, la pente limite calculée pour ce critère de performance à l'étape 410 est plus petite, en valeur absolue, que la pente du segment de vol 803a initialement prévue. Le critère de performance retenu n'est donc pas validé à l'étape 420. [00118] A l'étape 430, le procédé vérifie si une commande est possible pour valider le critère de performance. Dans sa configuration initiale, l'aéronef décélère en-dessous de la vitesse dite VFE (ou Vitesse Flaps Extended) liée à la configuration 3 au point 816a. Cette vitesse représente une vitesse maximale dans la position hyper-sustentée liée à la configuration 3, c'est-à-dire la vitesse maximale en-dessous de laquelle la configuration 3 est utilisable. Le point 816a étant situé au sein du segment de vol 803a, il est possible d'appliquer une commande de vol pour passer en configuration 3 à partir de ce point. L'étape 430 identifie donc une capacité d'application d'une commande de vol au sein du segment de vol 803a pour passer en configuration 3. Il est possible, de manière itérative, de déterminer l'instant 5 optimal de passage en configuration 3 à partir du point B. Dans le cas présent, cet instant correspond au passage de la VFE liée à la configuration 3, au point 816a. [00119] La prédiction d'exécution de la commande de passage en configuration 3 est effectuée à l'étape 440, puis une nouvelle pente limite est 10 calculée à l'étape 410, prenant en compte la nouvelle capacité de décélération de l'aéronef. Cette pente est égale à celle du segment de vol 803a, le critère de performance est donc validé à l'étape 420, et le segment de vol 803a incluant l'anticipation du passage en configuration 3 validé. [00120] La figure 8b représente la trajectoire prédite à l'issue de l'adaptation 15 du segment de vol 803a. Les profils en altitude 80b et en vitesse 81b sont organisés selon les mêmes axes que les profils 80a et 81a: l'axe 801b représente l'altitude de l'aéronef, l'axe 811b sa vitesse, et les axes 802b et 812b la distance parcourue par l'aéronef depuis sa position courante. Les segments de vols 803b et 804b correspondent aux segments 803a et 804a 20 adaptés. (00121] Après l'anticipation du passage en configuration aérodynamique 3 au point 815b, le profil de vitesse 813b sur le premier segment de vol 803b décélère plus rapidement. La contrainte de vitesse VB est ainsi respectée. En revanche, la seconde contrainte de vitesse VC à la fin du second 25 segment de vol 804b n'est pas respectée, le profil en vitesse 814b ayant une vitesse trop élevée en ce point. [00122] Un procédé selon l'invention est alors appliqué sur le second segment 814b, en conservant un critère de performance sur la capacité de décélération de l'aéronef. A l'étape 410, une pente sol limite est calculée par 30 rapport à la décélération nécessaire pour passer de la contrainte de vitesse VB à la contrainte de vitesse VC en un temps (tc - tB). La pente obtenue est plus petite, en valeur absolue, que la pente effective du segment 804b. Le critère de performance n'est donc pas validé à l'étape 420. [00123] A l'étape 430, aucune commande de vol permettant d'augmenter la 35 capacité de décélération de l'aéronef n'est identifiée : la poussée moteur est déjà au régime réduit « IDLE », les aérofreins sont proscrits car induisant trop de vibrations, et la configuration aérodynamique de l'aéronef, déjà en configuration maximale, ne peut plus évoluer. [00124] L'étape 450 du procédé est alors activée, pour tenter de modifier l'un 5 des points initial et final du segment. Dans le cadre du segment 804b, l'altitude du point B est fixée par continuité avec le segment précédent. La pente limite calculée à l'étape 410 est alors appliquée au segment 804b, à partir du point B, ce qui permet en particulier d'augmenter l'altitude de l'aéronef au point C. L'ensemble des contraintes d'altitude présentes sur ce 10 segment sont ensuite évaluées. La contrainte d'altitude hB est toujours vérifiée, et la contrainte hC, de type « WINDOW », permet un ajustement de l'altitude au point C suffisant pour valider l'adaptation du segment de vol. [00125] La figure 8c représente la trajectoire verticale à l'issue du procédé. Les profils en altitude 80c et en vitesse 81c sont organisés selon les mêmes 15 axes que les profils 80b et 81b: l'axe 801c représente l'altitude de l'aéronef, l'axe 811c sa vitesse, et les axes 802c et 812c la distance parcourue par l'aéronef depuis sa position courante. Les segments de vols 803c et 804c correspondent aux segments 803b et 804b adaptés. [00126] Sur cette trajectoire finale, l'ensemble des contraintes hA, hB, hC, 20 VB et VC sont respectées. La capacité de décélération 814c permettant de décélérer de la vitesse VB à la vitesse VC a pu être obtenue en adaptant la pente du segment de vol 804b afin d'obtenir le segment 804c. la contrainte hC étant de type « WINDOW », la contrainte d'altitude hC demeure néanmoins respectée. 25 [00127] Les exemples ci-dessus démontrent la capacité d'un procédé selon l'invention à adapter et optimiser des segments de vol à pente constante. Ils ne sont cependant donnés qu'à titre d'exemple et ne limitent en aucun cas la portée de l'invention, définie dans les revendications ci-dessous. 30 REVENDICATIONS1. Procédé d'adaptation d'un segment de vol en descente d'un aéronef à pente sol constante, comprenant au moins: Une étape d'acquisition de variables d'état caractérisant l'aéronef, de variables d'environnement caractérisant son environnement et de variables de trajectoire caractérisant sa trajectoire prédite à l'un des points initial et final du segment (400) ; Une étape de calcul à partir desdites variables d'état, desdites variables d'environnement et desdites variables de trajectoire d'une pente sol limite pour au moins un critère de performance (410) ; Une étape de vérification de la validité de la trajectoire initialement prédite par rapport à la pente sol limite la plus contraignante (420) ; Lorsque la trajectoire initialement prédite n'est pas valide : o Une étape de vérification de faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état (430) ; o Si la faisabilité est vérifiée, une prédiction d'exécution de ladite commande (440) ; o A défaut, une prédiction de modification d'un des points initial et final du segment sous réserve de contraintes de plan de vol (450). 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'étape de calcul d'une pente sol limite pour au moins un critère de performance comprend une étape de calcul d'une pente air limite pour ledit au moins un critère de performance (530) ; 3. Procédé selon la revendication 2, dans lequel l'étape de calcul de la pente air limite comprend au moins : - Une étape de calcul d'une résultante de poussée moteur (500) ; - Une étape d'initialisation de la pente air limite à une valeur par défaut (510) ;Une étape de calcul d'une résultante de traînée aérodynamique en fonction de la pente air limite et des variables d'état de l'aéronef (520) ; Une étape de calcul de la pente air limite en fonction de la résultante de traînée aérodynamique, des variables d'état de l'aéronef et de la résultante de poussée moteur (530). 4. Procédé selon la revendication 3, dans lequel l'étape de calcul de la résultante de traînée aérodynamique et l'étape de calcul de la pente air limite sont effectuées de manière itérative jusqu'à ce qu'un critère d'arrêt soit vérifié (540). 5. Procédé selon la revendication 4, dans lequel le critère d'arrêt est vérifié lorsque les pentes air obtenues lors de deux itérations successives présentent une différence angulaire inférieure en valeur absolue à un seuil prédéfini. 6. Procédé selon la revendication 5, dans lequel le seuil prédéfini a une valeur suffisamment petite pour garantir la convergence de l'algorithme. 7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 6, comprenant au moins un critère de performance lié à la capacité de décélération de l'aéronef. 8. Procédé selon l'une des revendications 1 à 7, dans lequel l'étape de vérification de faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état comprend successivement la vérification de la faisabilité d'une ou plusieurs commandes d'un actionneur permettant de moduler la capacité à dissiper l'énergie totale ou mécanique de l'aéronef 9. Procédé selon la revendication 8, comprenant la vérification successive : - d'une commande de réduction de la poussée moteur ; - d'une commande d'extension des becs et des volets ; d'une commande de sortie du train d'atterrissage ; d'une commande d'extension des aérofreins ; 10. Procédé selon l'une des revendications 1 à 9, comprenant une étape de présentation de la trajectoire verticale obtenue au pilote (620) 11. Procédé selon l'une des revendications 1 à 9, comprenant, lorsque les contraintes de plans de vol ne permettent la modification d'aucun des points initial et final du segment (600), l'affichage ou l'émission d'une alerte cockpit (610). 12. Dispositif de gestion de vol d'un aéronef, comprenant des moyens de calcul configurés pour exécuter une adaptation d'un segment de vol en descente à pente constante comprenant au moins: - Une étape d'acquisition de variables d'état caractérisant l'aéronef, de variables d'environnement caractérisant son environnement et de variables de trajectoire caractérisant sa trajectoire prédite à l'un des points initial et final du segment (400) ; Une étape de calcul à partir desdites variables d'état, desdites variables d'environnement et desdites variables de trajectoire d'une pente sol limite pour au moins un critère de performance (410) ; Une étape de vérification de la validité de la trajectoire initialement prédite par rapport à la pente sol limite la plus contraignante (420) ; - Lorsque la trajectoire initialement prédite n'est pas valide : o Une étape de vérification de faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état (430) ; o Si la faisabilité est vérifiée, une prédiction d'exécution de ladite commande (440) ; o A défaut, une prédiction de modification d'un des points initial et final du segment sous réserve de contraintes de plan de vol (450). 13.Programme d'ordinateur destiné à exécuter, lorsqu'il est chargé en mémoire d'un ordinateur, une adaptation d'un segment de vol à pente constante d'un aéronef selon l'une des revendications 1 à 11, ledit programme comprenant au moins: - Des éléments de code informatique configurés pour exécuter une acquisition de variables d'état caractérisant l'aéronef, de variablesd'environnement caractérisant son environnement, de variables de trajectoire caractérisant sa trajectoire prédite à l'un des points initial et final du segment (400) ; Des éléments de code informatique configurés pour exécuter un calcul à partir desdites variables d'état, desdites variables d'environnement et desdites variables de trajectoire d'une pente sol limite pour au moins un critère de performance (410) ; Des éléments de code informatique configurés pour vérifier la validité de la trajectoire initialement prédite par rapport à la pente sol limite la plus contraignante (420) ; Des éléments de code informatique configurés pour réaliser les opérations suivantes lorsque la trajectoire initialement prédite n'est pas valide: o une vérification de faisabilité d'une commande de modification d'au moins une variable d'état (430) ; o Si la faisabilité est vérifiée, une prédiction d'exécution de ladite commande (440) ; o A défaut, une prédiction de modification d'un des points initial et final du segment sous réserve de contraintes de plan de vol (450).