Brevet FR3027722A1 — publié le 20160429

GESTION DE L'ENERGIE EN TRAJECTOIRE D'APPROCHE Domaine de l'invention L'invention concerne des procédés et des systèmes de gestion du vol d'un aéronef, notamment en matière de détermination ou de prédiction de trajectoires. Etat de la Technique Lors d'une trajectoire d'approche en vue d'un atterrissage (qu'elle soit qualifiée de "non-précision", c'est-à-dire avec absence de rejointe du seuil de piste, ou en approche visuelle ou bien encore en manoeuvre à vue libre ou manoeuvre à vue imposée), aucune aide n'est proposée au pilote pour déterminer si l'avion va parvenir à rejoindre le seuil de piste d'une manière suffisamment stabilisée pour réaliser son atterrissage. En particulier, aucune trajectoire entre le point dit "MAP" (selon la balise VOR ou DME) et le point de seuil de piste n'est disponible La procédure est généralement "volée à vue" depuis le MAP. Il en de même pour les approche de "non-précision" qui s'arrêtent à la balise et non au seuil de piste, le reste de la procédure est volée à vue par le pilote. En outre, pour les trajectoires d'approche approches qui mènent au seuil de piste, lorsque la navigation aérienne fournie ses consignes ("clearances"), ces dernières ne correspondent pas toujours aux paramètres latéraux et/ou verticaux correspondant à la trajectoire d'approche sélectionnée par le pilote. Ce dernier doit donc juger de la situation de manière autonome par rapport à la trajectoire fournie par le FMS. Pour les approches visuelles, la trajectoire d'approche n'est généralement pas optimisée puisqu'elle ne fournit pas de rejointe du point dit "Final Fix". Pour les approche de "précision" et de "non-précision" qui mènent au seuil de piste, par exemple en cas de "radar vectoring" par la navigation aérienne (e.g. l'avion ne vole donc pas la procédure telle que référencée dans la base de données de navigation ), le pilote ne reçoit pas d'aide pour situer l'aéronef (notamment de manière verticale par rapport à un éventuel faisceau ILS et pour déterminer à quel moment il doit réaliser son virage pour être correctement placé par rapport au seuil de piste). Les systèmes actuels se caractérisent généralement par une absence de possibilité de construire la manoeuvre d'approche (e.g. pas de stockage : dans les NAVDB; difficultés pour les systèmes de gestion de vol FMS existants pour gérer une arrivée via une star/VIA sur une piste, et à chaîner cette procédure avec une autre piste d'atterrissage ou "runway" que celle liée à la procédure)/ Par ailleurs, les solutions actuelles ne permettent pas de calculer la dissipation d'énergie sur la trajectoire qui sera réellement volée, ce qui 15 résulte généralement en de fausses alertes (i.e. trop d'énergie pour l'atterrissage, alertes qui n'ont pas lieu d'être). L'état de la technique décrit généralement des procédés de calcul de distance nécessaire pour atterrir sur la piste ("Required Distance to Land" ou RDTL) mais cette distance est généralement déterminée par une 20 distance directe vers la piste et par 1"énergie à dissiper avant d'atteindre la piste. Cette approche comporte des limitations. Par exemple, le document de brevet US6438469 intitulé "FLIGHT CONTROL SYSTEM AND METHOD FOR AN AIRCRAFT CIRCLE-TO-LAND MANEUVER" décrit un système pour le calcul d'une trajectoire dans le contexte d'une 25 approche visuelle. Cette approche comporte également des limitations. La présente invention divulgue plusieurs modes de réalisation présentant des avantages en rapport avec les limitations mentionnées ci-dessus. Résumé de l'invention Il est divulgué un procédé pour déterminer une trajectoire d'approche optimisée latéralement (par exemple en fonction de la capacité avion et de la visibilité dont dispose le pilote) sans possibilité d'asservissement sur ladite trajectoire. Selon un aspect de l'invention, un avertissement fondé sur le calcul de la trajectoire ainsi déterminée peut tenir compte de l'énergie à dissiper avant l'atterrissage. Selon un aspect de l'invention, le procédé vise à déterminer une ou plusieurs trajectoires d'approche appropriées afin de permettre au pilote de poser son appareil dans des conditions optimales, c'est à dire avec une distance suffisante pour éliminer son énergie en vue de l'atterrissage et selon une trajectoire adaptée lui permettant de réaliser une approche respectant les règles en usage. En d'autres termes, la solution technique proposée consiste notamment à proposer au pilote une trajectoire lui permettant de réaliser son approche dans les conditions réglementaires (e.g. respect des zones autorisées) et les conditions pratiques du vol (par exemple visualisation de la piste, virage pas trop serré, etc) tout en s'assurant que l'énergie devant être résorbé pour l'atterrissage (énergie potentielle et cinétique) pourra l'être selon cette trajectoire. Quant aux approches de "non-précision" (avec non rejointe du seuil de piste), en visuel ou en "Circle to Land", le procédé selon l'invention détermine une trajectoire optimisée en termes de capacités de l'aéronef et de gestion de l'énergie pour une arrivée stabilisée sur la piste, sans 25 possibilité d'asservissement sur cette trajectoire. Selon un mode de réalisation optionnel un avertissement visuel peut être affiché en cas de "non-stabilité" sur l'arrivée au seuil de piste. En matière d'approches de "précision" (type xLS) et de "non précision" qui mènent au seuil de piste, les mêmes étapes de détermination peuvent être proposées au pilote si l'approche est volée manuellement d'un point de vue latéral, c'est à dire si elle n'est pas volée de manière automatique le long de la trajectoire (i.e. LAT MAN) Avantageusement, le procédé selon l'invention propose au pilote une 5 trajectoire optimisée fondée sur les paramètres courant de l'avion. Avantageusement, le procédé selon l'invention permet au pilote de déterminer en fonction de la situation de l'aéronef si un atterrissage est réalisable sans remise de gaz (calcul de la dissipation d'énergie) sur la trajectoire proposée. 10 Avantageusement, le procédé selon l'invention permet au pilote d'être averti rapidement ou en temps réel de la capacité de l'avion à rejoindre le seuil de piste (e.g. rebouclage & recalcul de la trajectoire et de l'énergie dissipée le long de celle-ci). La présente invention s'implémentera avantageusement dans tous les 15 environnements avioniques (e.g. avion, hélicoptère, etc), y compris en matière de drones télé-pilotés ou autonomes. Description des figures Différents aspects et avantages de l'invention vont apparaitre en appui de 20 la description d'un mode préféré d'implémentation de l'invention mais non limitatif, avec référence aux figures ci-dessous : La figure 1 illustre l'environnement technique global de l'invention; La figure 2 illustre schématiquement la structure et les fonctions d'un système de gestion de vol de type FMS connu; 25 La figure 3 illustre des exemples de trajectoire d'approche selon différents modes de réalisation du procédé selon l'invention; La figure 4 illustre un développement du procédé pour la gestion des frontières de zones; La figure 5 illustre la détermination de l'énergie pouvant être dissipée pour une trajectoire d'approche; Les figures 6 et 7 illustrent des exemples de détermination de trajectoires d'approche optimisées en termes "énergétiques"; La figure 8 illustre des exemples d'étapes du procédé selon l'invention. Description détaillée de l'invention Certains termes et environnements techniques sont définis ci-après. Le pilote d'un aéronef ou avion utilise les informations de plan de vol dans plusieurs contextes: au sein des équipements avioniques au moyen du FMS (Flight Management System) et/ou au moyen d'un "EFB" (Electronic Flight Bag), par exemple de type tablette. L'acronyme ou sigle EFB correspond à la terminologie anglaise "Electronic Flight Bag" et désigne des librairies électroniques embarquées. Généralement traduit par "sac de vol électronique" ou "sacoche de vol électronique" ou "tablette de vol électronique", un EFB est un appareil électronique portable et utilisé par le personnel navigant (par exemple pilotes, maintenance, cabine..). Différentes classes de matériel EFB existent. Les EFB de classe 1 sont des appareils électroniques portatifs (PED), qui ne sont normalement pas utilisés durant le décollage et les opérations de débarquement. Cette classe d'appareil ne nécessite pas un processus administratif de certification ou d'autorisation particulière. Les appareils EFB de classe 2 sont normalement disposés dans le cockpit, e.g. montés dans une position où ils sont utilisés durant toutes les phases de vol. Cette classe d'appareils nécessite une autorisation d'utilisation préalable. Les appareils de classe 1 et 2 sont considérés comme des appareils électroniques portatifs. Des installations fixes de classe 3, telles que des supports informatiques ou des stations d'accueil fixes installées dans le cockpit des aéronefs exigent généralement l'approbation et une certification de la part du régulateur. L'acronyme ou sigle FMS correspond à la terminologie anglaise "Flight Management System" et désigne les systèmes de gestion de vol des aéronefs. Lors de la préparation d'un vol ou lors d'un déroutement, l'équipage procède à la saisie de différentes informations relatives au déroulement du vol, typiquement en utilisant un dispositif de gestion de vol d'un aéronef FMS. Un FMS comprend des moyens de saisie et des moyens d'affichage, ainsi que des moyens de calcul. Un opérateur, par exemple le pilote ou le copilote, peut saisir via les moyens de saisie des informations telles que des RTA, ou "waypoints ", associés à des points de cheminement, c'est-à-dire des points à la verticale desquels l'aéronef doit passer. Les moyens de calcul permettent notamment de calculer, à partir du plan de vol comprenant la liste des waypoints, la trajectoire de l'aéronef, en fonction de la géométrie entre les waypoints et/ou des conditions d'altitude et de vitesse. L'acronyme IHM correspond à Interface Homme-Machine (HMI en anglais, Human Machine Interface). La saisie des informations, et l'affichage des informations saisies ou calculées par les moyens d'affichage, constituent une telle interface homme-machine. De manière générale, les moyens IHM permettent la saisie et la consultation des informations de plan de vol, des données de pilotage, etc. Une "transition" ("step" en anglais) correspond à un changement de niveaux de vol (FL pour « Flight Level » en anglais). Les niveaux de vol sont discrets et ceux qui sont autorisés pour la croisière sont imposés par le contrôle de la navigation aérienne. Les niveaux de vol se mesurent en multiples de 100 pieds (feets). Classiquement, les niveaux de vol autorisés en haute altitude, sont des multiples de 1000, 2000 ou 4000 pieds (ft). Par exemple dans certaines zones, les niveaux de vol impairs (29.000 pieds/FL290, 31.000 pieds/FL310, etc) sont autorisés sans le sens Ouest vers Est et les niveaux de vol pairs (30.000ft/FL300, 32.000ft/ FL320, etc) sont autorisés dans le sens Est vers Ouest. Une "route" comprend en particulier une liste d'identifiants non géoréférencés permettant de décrire la trajectoire de l'aéronef. Un "plan de vol" comprend notamment une liste d'objets géo-référencés associés aux identifiants de la route. Un plan de vol peut généralement être représenté graphiquement par une succession (pas nécessairement continue) de "segments" (ou "portions de vol" ou "éléments de trajectoire"). Une "trajectoire" est généralement définie comme un chemin continu, décrit en 3 dimensions ou plus (dimensions spatiales quant aux positions, mais aussi vitesses, temps, masse, etc.), correspondant à un ensemble de données décrivant l'évolution d'une pluralité de paramètres physiques de l'avion, ainsi que de leur dynamique à mesure ou en fonction du plan de vol. La "trajectoire de référence" correspond en particulier à la trajectoire initialement calculée. La "trajectoire active" est celle sur laquelle est 20 asservi l'avion. Une "trajectoire candidate" est issue d'une optimisation, par exemple déterminée selon l'invention, e.g. éventuellement calculée sous contraintes, mais qui n'est pas encore activée. La "trajectoire optimale" est issue d'une optimisation sans aucune contrainte. Un profil vertical de vol correspond à la projection en altitude sur un plan 25 vertical de la trajectoire telle que définie ci-avant. Un palier est une portion de trajectoire (ou segment) réalisé (i.e. volé) à altitude (substantiellement) constante. Un "changement de niveau de vol" (ou "transition" ou "transition entre paliers" ou "step" en anglais) est une portion de trajectoire décrivant le changement d'un palier réalisé à un niveau de vol donné vers le suivant (e.g. qui peut être au-dessus ou au-dessous du niveau de vol courant ou actuel) Il est divulgué un procédé mis en oeuvre par ordinateur de calcul d'une trajectoire latérale d'approche d'un aéronef, comprenant les étapes consistant à recevoir sélection d'une piste d'atterrissage; déterminer une zone Z1, ladite zone définissant des limites de trajectoire permettant de réaliser un dernier virage en vue de l'atterrissage sur la piste indiquée; recevoir indication d'un point de trajectoire FF, ledit point définissant un point d'alignement de l'aéronef en vue de l'atterrissage sur la piste d'atterrissage sélectionnée; et déterminer une trajectoire de rejointe vers un point FAF2 différent du point FF, la trajectoire de rejointe allant de l'aéronef au point FAF2 puis au point FF puis à la piste d'atterrissage indiquée sans traverser la zone Zl. La piste d'atterrissage est sélectionnée par le pilote et/ou indiquée par la navigation aérienne. Le point FF (ou "Final Fix" en anglais) est connu de l'état de la technique: il est reçu et fonction de l'aéronef et de normes 20 publiées. La zone Z1 est calculée ou déterminée par le procédé selon l'invention. L'aire Z1 360 représente les limites inferieures d'une aire permettant à l'aéronef en fonction de ces capacités de manoeuvrabilité et des 25 conditions extérieures (notamment de visibilité et quant à la force du vent) d'effectuer son dernier virage avant atterrissage. En d'autres termes, la zone Z1 est une zone à éviter par l'aéronef. Avantageusement, si l'aéronef n'évolue pas dans la zone Z1, il lui sera possible de survoler la piste et d'effectuer un dernier virage afin d'atterrir face au vent. La 30 détermination de la zone Z1 est en particulier fonction des caractéristiques de l'aéronef (i.e. ses capacités) et/ou de normes publiées. Généralement le rayon de Z1 est associé à la distance minimale de l'aéronef à l'axe de piste permettant de réaliser un virage à 1800 avec un roulis optimal. Le point FAF2 n'est pas connu de l'état de la technique. Le point FAF2 selon l'invention correspond à un point permettant d'éviter la zone Z1 telle que déterminée par l'invention. Le point FAF2 étant déterminé, une ou plusieurs trajectoires de rejointe sont déterminées (enveloppes de trajectoires). Une trajectoire de rejointe est généralement déterminée par le contournement d'une aire Z1 (respectivement Z2 définie ci-après). Ce contournement est notamment fonction de la zone (ZG ou ZD) où se situe 15 l'avion vis à vis de l'axe déterminé par la position du point FF. La zone ZG correspond à la zone située du côté opposé du point d'atterrissage de l'avion de l'axe FF où l'avion doit déterminer sa trajectoire latérale en fonction de Z1 (et de Z2 le cas échéant). 20 La zone ZD correspond à la zone située du côté adjacent du point d'atterrissage vis de l'axe FF, dans ce cas l'avion doit déterminer sa trajectoire latérale en fonction de Z1 seulement. Dans certains modes de réalisation de l'invention, l'aire Z1 est équivalente à un demi-cercle de rayon qui est fonction d'une distance dite Dmin. Dans 25 un mode de réalisation particulier, le rayon de Z1 est égal à Dmin/2. La valeur de Dmin 340 est déterminée par la distance minimale à l'axe de piste permettant de réaliser un virage à 180° avec un roulis maximum (dans l'enveloppe de vol de l'avion, permettant de conserver un "visuel" sur la piste, i.e. c'est-à-dire une visibilité supérieure à un ou plusieurs seuils ou conditions prédéfinis). Dans un cas particulier, la valeur Dmin est conforme aux volumes publiés pour effectuer un manoeuvre en cas d'approche CTL (cette distance est donc fournie pour ce type d'approche voir ARINC424-20 et 5.292 Category Distance. Dans un développement, le procédé comprend en outre des étapes consistant à déterminer une zone Z2 délimitée par des frontières F1 et F2, la zone Z2 définissant une zone associée à des conditions de visibilité de la piste d'atterrissage, la frontière F1 étant associée à une longueur d'intégration en vent arrière et la frontière F2 étant associée à la longueur de la piste d'atterrissage; et modifier la trajectoire de rejointe de manière à faire passer ladite trajectoire de rejointe par l'une ou l'autre des frontières F1 ou F2. La zone Z2 est la zone à respecter pour assurer une bonne visualisation de la piste, selon des critères prédéfinis, configurés ou configurables (par le pilote ou la compagnie aérienne ou les règles aéronautiques). En d'autres termes, cette zone Z2 représente les limites inferieures d'une aire permettant au pilote de conserver une bonne visualisation de la piste. L'aire Z2 370 est une zone ou aire qui n'est considérée que lorsque que l'aéronef se trouve dans la zone ZG. Les dimensions de cette zone Z2 dans certains modes de réalisation sont définies comme décrit ci-après. Une dimension de la zone Z2 est associée avec la longueur de la piste d'atterrissage, à un facteur K près. La valeur de K est ajustable i.e. généralement configurée car configurable et permet de garantir une arrivée parallèle à la piste, stabilisée, en "contre QFU" avec une visibilité garantie. En d'autres termes, la longueur de Z2 égale le facteur K multiplié par la longueur de piste connue (avec K>=1). La largeur de la zone Z2 sera généralement égale à (Dmax - Dmin). La valeur Dmax 350 est la valeur de la distance maximale à l'axe de piste permettant toujours d'avoir ou de conserver un "visuel" sur la piste, i.e. de maintenir des conditions de visibilité minimales, telles que déterminées par des seuils prédéfinis. La valeur Dmax peut notamment être déterminée par la catégorie de l'avion, ainsi que par l'aire de restriction pour l'approche réalisée (i.e. conforme ICAO, e.g. pour une CTL NC catégorie A, aire = 2.4 Nm2). Dans un développement, le procédé comprend en outre une étape consistant à modifier la trajectoire de rejointe de manière à ce que ladite trajectoire de rejointe passe par un point FAF3, le point FAF3 étant l'intersection des frontières F1 et F2. Dans un développement, le procédé comprend en outre une étape consistant à déterminer l'énergie totale à dissiper le long de la trajectoire de rejointe. L'énergie à dissiper correspond à l'énergie totale, i.e. résultant de l'addition de l'énergie cinétique (quantité de mouvement) et de l'énergie potentielle (altitude) de l'aéronef. Cette énergie se calcule par les lois de la physique, en prenant notamment en compte les caractéristiques de l'avion ("confaéro", soit la configuration des volets). L'état de la technique fournit différentes méthodes de calcul déterministe de cette énergie (norme ARINC, vitesses limites, catégorie d'appareils, etc) Cette énergie est notamment déterminée sur le fondement d'un profil de descente (paramètres courants avion i.e. vitesse, altitude, "confaéro"). Ce calcul de l'énergie peut se fonder sur un profil de descente prédéfini ou selon les règles aéronautiques. Le calcul est réactualisé en fonction des actions du pilote et/ou des conditions de vol (e.g. vents etc).30 Dans un développement, ladite détermination étant fondée sur un profil de descente prédéfini. Dans un cas particulier, le profil de descente (vertical) peut être connu sur au moins une partie de la trajectoire ("guidage automatique" ou mode asservi). Dans ce cas, l'énergie à dissiper peut être déterminée par anticipation sur le segment concerné. Dans un développement, le procédé comprend en outre une étape consistant à comparer l'énergie totale à dissiper et l'énergie associée à la 10 trajectoire de rejointe déterminée. L'énergie associée à la trajectoire de rejointe est l'énergie "dissipable" ou qu'il est possible de dissiper par l'aéronef le long de la trajectoire de rejointe. 15 Dans un développement, le procédé comprend en outre une étape consistant à émettre une alerte si l'énergie associée à la trajectoire de rejointe telle que déterminée est supérieure à l'énergie totale à dissiper ou à effectuer un affichage de conformité si l'énergie si l'énergie associée à la trajectoire de rejointe telle que déterminée est inférieure à l'énergie 20 totale à dissiper. La notification peut se faire par affichage (visuel et/ou audio, ou par d'autres moyens), par exemple dans le cockpit de pilotage (par exemple affichage sur un écran du FMS). Optionnellement des affichages physiques sur la piste elle-même peuvent être effectués. 25 Dans un développement, le procédé comprend en outre une étape consistant à modifier la trajectoire de rejointe si l'énergie associée à la trajectoire de rejointe telle que déterminée est supérieure à l'énergie totale à dissiper. 30 Dans un développement, le procédé comprend en outre une étape consistant à augmenter la longueur de la trajectoire de rejointe. L'augmentation de la longueur permet avantageusement de dissiper l'énergie en excès. Dans un développement, le procédé comprend en outre une étape consistant à utiliser les aérofreins de l'aéronef. Dans un développement, l'étape consistant à augmenter la longueur de la 10 trajectoire de rejointe comprend une étape consistant à décaler dans l'espace l'un quelconque des points déterminés FF, FAF2 ou FAF3 par ajout d'un tronçon droit. Dans un développement, les étapes précédemment décrites sont 15 réitérées dans le temps. La trajectoire de rejointe est modifiée en fonction de la détermination de l'énergie totale à dissiper (qui est elle-même déterminée de manière répétée dans le temps, au fur et à mesure de l'évolution de l'aéronef). 20 Les étapes selon le procédé sont réactualisées ou répétées ou réitérées dans le temps. En fonction des actions du pilote et/ou des conditions de vol réelles, une ou plusieurs des étapes du procédé sont répétées. En d'autres termes, au fur et à mesure de l'évolution de l'appareil dans l'espace, les calculs sont réitérés en tout ou partie. La répétition ou 25 réitération peut se faire de manière régulière ou irrégulière, périodique ou intermittente, etc. Le procédé recalcule constamment/continument/en temps réel l'énergie à dissiper. Par exemple, le témoin d'alerte peut passer ou repasser en témoin "alarme" si l'énergie devient insuffisante (par exemple, le pilote peut ne pas suivre le profil de descente, les vents 30 peuvent être ou devenir défavorables, etc) En fonction du recalcul de l'énergie à dissiper, la trajectoire peut également être recalculée (de manière automatique et/ou à la demande du pilote). II est divulgué un produit programme d'ordinateur, comprenant des instructions de code permettant d'effectuer une ou plusieurs des étapes du procédé, lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur. Il est divulgué un système comprenant des moyens pour mettre en oeuvre 10 une ou plusieurs étapes du procédé. Dans un développement, le système comprend des moyens avioniques de type système de gestion de vol (de type FMS ou « Flight Management System ») et/ou des moyens non-avioniques de type sac de vol 15 électronique (de type EFB ou « Electronic Flight Bag ») et/ou des moyens de réalité augmentée ou virtuelle. Par exemple calculs des points FF effectués par le composant FPLN, celui de la trajectoire latéral par le composant TRAJ, celui du calcul d'énergie par le composant PRED, avec rebouclage sur FPLN et/ou 20 TRAJ, l'affichage étant effectué sur la partie IHM. La figure 1 illustre l'environnement technique global de l'invention. Des équipements avioniques ou des moyens aéroportuaires 100 (par exemple une tour de contrôle en lien avec les systèmes de contrôle aérien) sont en 25 communication avec un aéronef 110. Un aéronef est un moyen de transport capable d'évoluer au sein de l'atmosphère terrestre. Par exemple, un aéronef peut être un avion ou un hélicoptère (ou bien encore un drone. L'aéronef comprend une cabine de pilotage ou un cockpit 120. Au sein du cockpit se trouvent des équipements de pilotage 121 (dits 30 équipements avioniques), comprenant par exemple un ou plusieurs calculateurs de bord (moyens de calcul, de mémorisation et de stockage de données), dont un FMS, des moyens d'affichage ou de visualisation et de saisie de données, des moyens de communication, ainsi que (éventuellement) des moyens de retours haptiques. Un EFB 122 peut se trouver à bord, de manière portative ou intégrée dans le cockpit. Ledit EFB peut interagir (communication bilatérale 123) avec les équipements avioniques 121. L'EFB peut également être en communication 124 avec des ressources informatiques externes, accessible par le réseau (par exemple informatique en nuage ou "Cloud computing" 125. En particulier, les calculs peuvent s'effectuer localement sur l'EFB ou de manière partielle ou totale dans les moyens de calculs accessibles par le réseau. Les équipements de bord 121 sont généralement certifiés et régulés tandis que l'EFB 122 et les moyens informatiques connectés 125 ne le sont généralement pas (ou dans une moindre mesure). Cette architecture permet d'injecter de la flexibilité du côté de l'EFB 122 en s'assurant d'une sécurité contrôlée du côté de l'avionique embarquée 121. La figure 2 illustre schématiquement la structure et les fonctions d'un système de gestion de vol de type FMS connu. Un système de type FMS 200 disposé dans le cockpit 120 et les moyens avioniques 121 dispose d'une interface homme-machine 220 comprenant des moyens de saisie, par exemple formés par un clavier, et des moyens d'affichage, par exemple formés par un écran d'affichage, ou bien simplement un écran d'affichage tactile, ainsi qu'au moins les fonctions suivantes: - Navigation (LOCNAV) 201, pour effectuer la localisation optimale de l'aéronef en fonction des moyens de géolocalisation 230 tels que le géopositionnement par satellite ou GPS, GALILEO, les balises de radionavigation VHF, les centrales inertielles. Ce module communique avec les dispositifs de géolocalisation précités ; - Plan de vol (FPLN) 202, pour saisir les éléments géographiques constituant le "squelette" de la route à suivre, tels que les points imposés par les procédures de départ et d'arrivée, les points de cheminement, les couloirs aériens, communément désignés "airways" selon la terminologie anglaise. Les procédés et des systèmes décrits affectent ou concernent cette partie du calculateur. - Base de données de navigation (NAVDB) 203, pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases relatives aux points, balises, legs d'interception ou 10 d'altitude, etc; - Base de données de performance, (PERFDB) 204, contenant les paramètres aérodynamiques et moteurs de l'appareil ; - Trajectoire latérale (TRAJ) 205, pour construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances de 15 l'aéronef et les contraintes de confinement (RNP) ; - Prédictions (PRED) 206, pour construire un profil vertical optimisé sur la trajectoire latérale et verticale et donnant les estimations de distance, heure, altitude, vitesse, carburant et vent notamment sur chaque point, à chaque changement de paramètre de pilotage et à destination, qui seront 20 affichées à l'équipage. Les procédés et des systèmes décrits affectent ou concernent principalement cette partie du calculateur. - Guidage (GUID) 207, pour guider dans les plans latéraux et verticaux l'aéronef sur sa trajectoire tridimensionnelle, tout en optimisant sa vitesse, à l'aide des informations calculées par la fonction Prédictions 206. Dans 25 un aéronef équipé d'un dispositif de pilotage automatique 210, ce dernier peut échanger des informations avec le module de guidage 207; - Liaison de données numériques (DATALINK) 208 pour échanger des informations de vol entre les fonctions Plan de vol/Prédictions et les centres de contrôle ou les autres aéronefs 209. - un ou plusieurs écrans, notamment les écrans dits FMD, ND et VO. Le FMD (« Flight Management Display » en anglais) est une interface, généralement un écran d'affichage, pouvant être interactif (par exemple un écran tactile), permettant d'interagir avec le FMS (Flight Management System en anglais). Par exemple, il permet de définir une route et de déclencher le calcul du plan de vol et de la trajectoire associée. Il permet également de consulter le résultat du calcul sous forme textuelle. Le ND (« Navigation display » en anglais) est une interface, généralement un écran d'affichage, pouvant être interactif (par exemple un écran tactile), permettant de consulter en deux dimensions la trajectoire latérale de l'avion, vue de dessus. Différents modes de visualisation sont disponibles (rose, plan, arc, etc) ainsi que selon différentes échelles (configurables). Le VD (« Vertical Display » en anglais) est une interface, généralement un écran d'affichage, pouvant être interactif (par exemple un écran tactile), permettant de consulter en deux dimensions le profil vertical, projection de la trajectoire. Comme pour le ND, différentes échelles sont possibles. A partir du plan de vol défini par le pilote (liste de points de passage appelés « waypoints »), la trajectoire latérale est calculée en fonction de la géométrie entre les points de passage (appelés couramment LEG) et/ou les conditions d'altitude et de vitesse (qui sont utilisées pour le calcul du rayon de virage). Sur cette trajectoire latérale, le système de gestion de vol FMS optimise une trajectoire verticale (en altitude et vitesse), passant par des contraintes éventuelles d'altitude, de vitesse, de temps. A partir de la piste d'atterrissage - telle que définie par le pilote, le système calcule (a) la trajectoire d'approche à vue ainsi que les informations relatives à la capacité d'atterrissage en matière "énergétique", quand l'avion est guidé manuellement (c'est à dire pas par le FMS), ou bien (b) uniquement l'information de capacité d'atterrissage en terme énergétique quand l'aéronef est guidé de manière automatique. La figure 3 illustre des exemples de trajectoire d'approche selon des modes de réalisation du procédé selon l'invention. Le procédé selon l'invention comprend notamment deux étapes 10 successives. Dans une première étape (A), il est proposé une trajectoire d'approche optimisée ou "idéale" selon différents critères prédéfinis (par exemple tels que trajectoire d'arrivée de l'avion dans la zone, zone à respecter, zone à éviter etc.) L'énergie qui pourra être dissipée le long de cette trajectoire 15 d'approche est ensuite déterminée. La comparaison de cette énergie dissipée avec l'énergie maximum nécessaire à l'atterrissage permettra d'informer le pilote sur la faisabilité ou la non-faisabilité de l'atterrissage (dans les conditions ainsi fixées). Ultérieurement, cette trajectoire d'approche optimisée est modifiée ou 20 adaptée de manière à garantir l'atterrissage d'un point de vue énergétique. Des exemples des étapes du procédé sont décrits plus en détail ci-après. Afin de déterminer la trajectoire d'approche et les aspects « énergétiques » associés à ladite trajectoire il est calculé ou déterminer le point "FF" 25 300 (Final Fix). Ce point est le point sur lequel l'avion doit être aligné en vue de l'atterrissage. Ce point peut être connu (par exemple publié par les autorités de navigation aérienne et donc disponible par exemple via les bases de données de navigation des équipements embarqués comme le système de gestion de vol FMS pour les approches menant au seuil de piste). Alternativement, ce point peut être déterminé ou calculé à partir des coordonnées de la piste, en considérant par exemple des valeurs usuelles (par exemple 1500ft au-dessus du seuil de piste, pente de 30 ou 5%; ou une entrée pilote quant à la distance (i.e. cas des approches visuelles). La trajectoire dite "de rejointe" (par exemple 310) est ensuite déterminée. A partir du point d'arrivée dans la zone d'approche, - qui peut être par exemple le dernier point de l'approche sélectionné par le pilote - (MAP 10 pour "Missed Approach Point") ou bien l'avion lui-même, hypothèse qui sera retenue dans la suite de la description du procédé, il est déterminé ou calculé une trajectoire partant de ce point est permettant d'arriver "aligné" dans l'axe de piste au point FF 300. La trajectoire proposée est généralement la trajectoire la plus courte permettant un alignement. 15 Cependant cette trajectoire n'est pas optimale d'un point de vue réglementaire ou pratique. Avantageusement, sa détermination ou construction peut être conduite de la façon suivante: Des restrictions d'espace sont tout d'abord définies. Il est en effet possible 20 de considérer les zones suivantes : une zone dite "ZD" 320 i.e. une zone à droite de l'axe perpendiculaire au FF et une zone dite "ZG" 330 i.e. une zone à gauche de l'axe perpendiculaire au FF. La distance minimale dite "Dmin" 340 est la distance minimale à l'axe de piste permettant de réaliser un virage à 180° avec un roulis maximum (dans l'enveloppe de la 25 trajectoire de vol de l'avion, e.g. permettant de conserver un visuel adapté sur la piste), i.e. conforme aux "volumes" publiés pour effectuer la manoeuvre en cas d'approche CTL (cf. la norme ARINC424-20 5.292 Category Distance). La distance dite "Dmax" 350 est la distance maximale à l'axe de piste permettant d'avoir toujours un visuel sur la piste, déterminée par la catégorie de l'A/C et l'aire de restriction pour l'approche réalisée (i.e. conforme ICAO, e.g. pour une CTL NC catégorie A, aire = 2.4 Nm2). A partir de ces données, il est possible de déterminer les zones 5 suivantes: la zone dite Z1 360 et la zone dite Z2 370. La zone Z1 360 est une zone à éviter pour réaliser un dernier virage respectant les règles sur le roulis. La détermination d'un roulis optimal vise à éviter un roulis trop faible ou à l'inverse un roulis trop élevé (e.g. pour garder une visibilité optimale de la piste, pour éviter un roulis trop 10 faible i.e. "overshoor en fin de virage, pour éviter un roulis trop fort e.g. impactant la stabilité de l'avion et ou le confort des passagers. confort passager). Le rayon de la zone Z1 360 est généralement égal à la valeur de distance Dmin divisée par deux. La zone dite Z2 370 est la zone à respecter pour assurer une bonne 15 visualisation de la piste. La valeur de K est ajustable et permet de garantir une arrivée parallèle à la piste, stabilisée, en "contre QFU" avec une visibilité garantie. Cette zone permet le respect des volumes publiés en fonction du type d'approche. La figure 3 illustre différent exemples d'approches. 20 Dans un premier exemple, l'aéronef se trouve dans la zone ZD 320. ("Intégration en base ou Semi-Directe"). Dans ce cas, une trajectoire de rejointe 310 du FF 300 avec alignement dans l'axe de la piste est déterminée. Si la trajectoire ne traverse pas la zone Z1 alors celle-ci est conservée, sinon une trajectoire de rejointe est calculée vers un point 25 FAF2 301 situé sur l'axe perpendiculaire à l'approche finale au niveau du FF 300, éloigné de manière à garantir un roulis maximum pour l'alignement au FF 300. Dans un deuxième exemple, l'aéronef se trouve dans la zone ZG 330 (cette situation correspond par exemple à une intégration en vent arrière). Dans ce cas, une trajectoire de rejointe 311 du FF 300 avec alignement dans l'axe de la piste est calculée. Si la trajectoire 312 traverse la zone Z1 alors celle-ci est modifiée, de manière à obtenir une trajectoire de rejointe 311 vers un point FAF2 301 situé sur l'axe perpendiculaire à l'approche finale au niveau du FF 300, éloigné de manière à garantir un roulis maximum pour l'alignement au FF 300. La figure 4 illustre un développement du procédé pour la gestion des 10 frontières de zones. Afin de garantir une bonne visualisation de la piste, il est préférable de rentrer dans la zone Z2 370 par les frontières F1 401 (intégration en début de vent arrière) ou bien F2 402 (après survol de la piste). Dans le cas où la trajectoire passe par la zone Z2 et plus précisément par 15 les frontières F1 ou F2, la trajectoire d'approche est conservée. Dans le cas contraire, il est calculé une trajectoire d'approche arrivant au point FAF3 403, intersection de F1 et F2. La figure 5 illustre la détermination de l'énergie pouvant être dissipée pour une trajectoire d'approche. 20 Ce calcul est notamment fondé sur des paramètres courants 500 de l'aéronef (par exemple altitude, vitesse et "Confaéro"). Cependant, il sera également tenu compte de la "confaéro" et de la vitesse d'approche (VAPP) sélectionnée pour l'atterrissage. Le profile vertical à suivre inclura donc un segment de décélération entre la vitesse courante avion vers la 25 VAPP ainsi qu'un palier pour atteindre la "confaéro" d'approche sélectionnée (à 1500 ft AGL). La distance 510 nécessaire à la résorption d'énergie est déterminée, notamment en partant des paramètres avion. Si la trajectoire déterminée fournit une distance 530 supérieure à la distance calculée, un symbole de conformité est affiché sur le seuil de piste. A défaut, il est affiché un symbole d'alerte (marqueur 520). Selon une variante, ces mêmes symboles peuvent être affichés au point FF, par exemple en fonction de l'écart entre l'énergie calculée (énergie totale, ou couple altitude/vitesse) et une énergie cible (altitude du FF, et vitesse de stabilisation VAPP par exemple). Ces affichages peuvent notamment être effectués sur les différents écrans du cockpit (FMD, ND, VD, PFD voire HUD, casque ...) Le facteur de décélération pourra par exemple être limité sur le segment « décélération segment » en fonction de la catégorie avion. Cette détermination permet d'informer le pilote sur la faisabilité de l'atterrissage selon la trajectoire proposée afin qu'il puisse décider en conséquence de la suite à donner. En présence d'un marqueur 520, l'avion peut rejoindre la piste de manière stabilisée ; dans la situation associée au marqueur 530 le risque de remise de gaz peut être important. Les figures 6 et 7 illustrent des exemples de détermination de trajectoires d'approche optimisées en termes "énergétiques". Ces exemples correspondent à la deuxième partie (B) du procédé selon l'invention. Dans le cas où la trajectoire ne permet pas de dissiper suffisamment d'énergie en vue de l'atterrissage, le procédé selon l'invention comprend des étapes permettant d'ajuster la trajectoire afin d'augmenter la distance à parcourir et ainsi de dissiper l'énergie nécessaire. Dans le cas d'une trajectoire 610, représentée à la figure 6, partant de la 25 zone ZD et ne passant pas par Z1 (c'est à dire rejoignant directement le point FF), un FF décalé 601 sera déterminé le long de l'axe de piste en s'éloignant du seuil de piste de manière à augmenter la distance de trajectoire 620 et ce d'autant qu'il est nécessaire pour éliminer l'énergie en excès. Dans le cas d'une trajectoire, représentée à la figure 7, partant de la zone ZD passant par Z1 et donc rejoignant le point FAF2, un FAF2 décalé 701 sera calculé le long de l'axe parallèle à la piste passant par FAF2 de manière à augmenter la distance de trajectoire d'autant qu'il est nécessaire pour éliminer l'énergie en excès. Cependant le décalage du point FF sera toujours limité au volume autorisé pour les approche de type CTL, si cela s'avère insuffisant on pourra allonger le "straight" depuis l'avion avant "mise en roulis". Dans le cas d'une trajectoire, non représentée, depuis la zone ZG passant par Z2 et rejoignant un point FAF3, un point FAF3 décalé peut similairement être calculé le long de l'axe parallèle à la piste passant par FAF3 de manière à augmenter la distance de trajectoire d'autant qu'il est nécessaire pour éliminer l'énergie en excès. La figure 8 illustre des exemples d'étapes du procédé selon l'invention. À 15 l'étape 810 sont déterminés: le point FF, les zones Z1 et Z2, les frontières F1 et F2 de Z2. A l'étape 820, la trajectoire vers le point FF est déterminée. De manière optionnelle à l'étape 830, le point FF décalé est déterminé. Le cas échéant, la trajectoire vers le point FF décalé est déterminée. A l'étape 840, il est déterminé si la trajectoire ainsi calculée 20 passe par la zone Zl. Si la trajectoire ainsi calculée ne passe pas par la zone Z1, alors à l'étape 841, il est déterminé si l'avion est dans la zone gauche ZG. Dans la négative il est déterminé à l'étape 844 si l'énergie dissipée sur la trajectoire et suffisante. Dans l'affirmative, il est déterminé à l'étape 842 si 25 la trajectoire passe par les frontières F1 ou F2. Dans l'affirmative, il est déterminé à l'étape 844 si l'énergie dissipée sur la trajectoire et suffisante. Si l'énergie dissipée sur la trajectoire n'est pas suffisante, l'étape 830 consistant à déterminer le point FF décalé est réitérée. Si l'énergie dissipée sur la trajectoire est suffisante, la trajectoire d'approche est 30 validée. Si la trajectoire calculée passe par la zone Z1, a l'étape 850 il est déterminé une trajectoire vers le point FAF2 (respectivement le point FAF2 décalé). A l'étape 844, il est déterminé si l'énergie dissipée sur la trajectoire et suffisante. Si l'énergie dissipée sur la trajectoire n'est pas suffisante, l'étape 830 consistant à déterminer le point FF décalé est réitérée. Si l'énergie dissipée sur la trajectoire est suffisante, la trajectoire d'approche est validée. Selon une variante de réalisation du procédé selon l'invention, dans le cas où l'avion est guidé latéralement le long de la trajectoire planifiée, le calcul peut se limiter aux étapes de détermination de l'énergie dissipée (le long de la trajectoire planifié par le pilote) afin de l'informer sur sa capacité à réaliser son atterrissage d'un point de vue énergétique. La présente invention peut s'implémenter à partir d'éléments matériel et/ou logiciel. Elle peut être disponible en tant que produit programme d'ordinateur sur un support lisible par ordinateur. Le support peut être électronique, magnétique, optique ou électromagnétique. Les moyens ou ressources informatiques peuvent être distribués ("Cloud computing"). 25 REVENDICATIONS1. Procédé mis en oeuvre par ordinateur de calcul d'une trajectoire latérale d'approche d'un aéronef, comprenant les étapes consistant à: 5 - recevoir sélection d'une piste d'atterrissage; - déterminer une zone Z1, ladite zone définissant des limites de trajectoire permettant de réaliser un dernier virage en vue de l'atterrissage sur la piste indiquée; - recevoir indication d'un point de trajectoire FF, ledit point définissant un 10 point d'alignement de l'aéronef en vue de l'atterrissage sur la piste d'atterrissage sélectionnée; - déterminer une trajectoire de rejointe vers un point FAF2 différent du point FF, la trajectoire de rejointe allant de l'aéronef au point FAF2 puis au point FF puis à la piste d'atterrissage indiquée sans traverser la zone Z1. 15 2. Procédé selon la revendication 1, le procédé comprenant en outre des étapes consistant à: - déterminer une zone Z2 délimitée par des frontières F1 et F2, la zone Z2 définissant une zone associée à des conditions de visibilité de la piste 20 d'atterrissage, la frontière F1 étant associée à une longueur d'intégration en vent arrière et la frontière F2 étant associée à la longueur de la piste d'atterrissage; et - modifier la trajectoire de rejointe de manière à faire passer ladite trajectoire de rejointe par l'une ou l'autre des frontières F1 ou F2. 25 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, comprenant en outre une étape consistant à modifier la trajectoire de rejointe de manière à ce que ladite trajectoire de rejointe passe par un point FAF3, le point FAF3 étant l'intersection des frontières F1 et F2. 30 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre une étape consistant à déterminer l'énergie totale à dissiper le long de la trajectoire de rejointe. 5. Procédé selon la revendication 4, ladite détermination étant en outre fondée sur un profil de descente prédéfini. 6. Procédé selon la revendication 4 ou 5, comprenant en outre une étape consistant à comparer l'énergie totale à dissiper et l'énergie associée à la trajectoire de rejointe déterminée. 7. Procédé selon la revendication 6, comprenant en outre une étape consistant à émettre une alerte si l'énergie associée à la trajectoire de rejointe telle que déterminée est supérieure à l'énergie totale à dissiper ou à effectuer un affichage de conformité si l'énergie si l'énergie associée à la trajectoire de rejointe telle que déterminée est inférieure à l'énergie totale à dissiper. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre une étape consistant à modifier la trajectoire de 20 rejointe si l'énergie associée à la trajectoire de rejointe telle que déterminée est supérieure à l'énergie totale à dissiper. 9. Procédé selon la revendication 8, comprenant en outre une étape consistant à augmenter la longueur de la trajectoire de rejointe. 25 10. Procédé selon les revendications 8 ou 9, comprenant en outre une étape consistant à utiliser les aérofreins de l'aéronef. 11. Procédé selon la revendication 8, l'étape consistant à augmenter la 30 longueur de la trajectoire de rejointe comprenant une étape consistant àdécaler dans l'espace l'un quelconque des points déterminés FF, FAF2 ou FAF3 par ajout d'un tronçon droit. 12. Procédé selon l'une quelconque des revendications 4 à 11, lesdites 5 étapes étant réitérées dans le temps. 13. Produit programme d'ordinateur, comprenant des instructions de code permettant d'effectuer les étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, lorsque ledit programme est exécuté sur un 10 ordinateur. 14. Système comprenant des moyens pour mettre en oeuvre une ou plusieurs étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 12. 15 15. Système selon la revendication 14, comprenant des moyens avioniques de type système de gestion de vol de type FMS ou Flight Management System et/ou des moyens non-avioniques de type sac de vol électronique de type EFB ou Electronic Flight Bag et/ou des moyens 20 de réalité augmentée ou virtuelle.