Brevet FR3033924A1 — publié le 20160923

DOMAINE TECHNIQUE GENERAL L'invention concerne le domaine du guidage d'aéronef. Elle a plus particulièrement pour objet un procédé de guidage automatique d'un aéronef tel qu'un drone d'une position éloignée d'un aéroport jusqu'à l'atterrissage de l'aéronef sur une piste de l'aéroport. ETAT DE LA TECHNIQUE Les systèmes de guidage des drones existants permettent de réaliser un guidage autonome d'un drone le long d'une trajectoire prédéfinie, correspondant par exemple au trajet d'une mission d'observation. Pour réaliser un tel guidage, la position de l'aéronef est déterminée à intervalle régulier et comparée à la trajectoire à suivre. Cette position est généralement déterminée à l'aide d'un récepteur d'un système de positionnement absolu par satellite, tel que les systèmes GPS ou Galileo. Il peut néanmoins arriver que le calculateur de l'aéronef soit incapable de déterminer la position courante de l'aéronef, soit du fait d'une panne d'un composant de l'aéronef, tel qu'un récepteur GPS, soit du fait d'une indisponibilité du signal du système de positionnement, par exemple en cas de brouillage de celui-ci. Sans connaitre la position de l'aéronef, le calculateur de celui-ci est alors incapable de guider l'aéronef pour lui faire suivre la trajectoire prédéterminée. Le système de guidage de l'aéronef est alors notamment incapable de faire parvenir celui-ci à son point d'atterrissage prévu tel qu'une piste d'un aéroport. L'aéronef risque alors de s'écraser à une position inconnue et d'être perdu. Pour éviter cela, la position courante de l'aéronef peut être déterminée à l'aide d'un autre système embarqué par celui-ci. Par exemple le calculateur de l'aéronef peut déterminer cette position à partir des signaux fournis par la centrale inertielle de l'aéronef mesurant en permanence les accélérations linéaires et angulaires de l'aéronef. Une intégration des signaux fournis par cette centrale inertielle permet de déterminer les 3033924 2 déplacements de l'aéronef et donc de déterminer sa position relative par rapport à la dernière position fournie par le système de positionnement par satellite. Néanmoins, la détermination de la position de l'aéronef par une telle méthode basée sur l'intégration des signaux de la centrale inertielle peut présenter une incertitude 5 élevée. Le cumul au cours du temps des écarts entre le mouvement déterminé par intégration et le mouvement réel de l'aéronef engendre une dérive de la position de l'aéronef déterminée par rapport à sa position réelle. Une telle dérive peut atteindre plusieurs kilomètres par heure de vol depuis la dernière position fournie par le système de positionnement satellite. Dans le cas d'une panne de positionnement satellite ayant lieu à 10 une longue distance du point prévu d'atterrissage et entrainant un guidage de l'aéronef à partir des signaux de la centrale inertielle sur une longue durée, le système de guidage peut, du fait de cette dérive, conduire sans le savoir l'aéronef à une position éloignée de plusieurs kilomètres du point d'atterrissage. L'aéronef sera alors dans l'impossibilité de connaitre sa position réelle, de trouver l'aéroport prévu pour l'atterrissage et de se poser. 15 Il existe donc un besoin d'un procédé de guidage permettant de guider de façon sûre un aéronef, de manière autonome, depuis un point de retour éloigné jusqu'à un aéroport et de faire atterrir l'aéronef sur une piste de celui-ci, malgré une indisponibilité du positionnement par satellite et malgré une dérive prononcée de la position courante de l'aéronef déterminée à partir des signaux de sa centrale inertielle. 20 PRESENTATION DE L'INVENTION La présente invention se rapporte selon un premier aspect à un procédé d'assistance automatique à l'atterrissage d'un aéronef sur une piste d'atterrissage depuis 25 un point de retour jusqu'à un point d'aboutissement au niveau duquel l'aéronef entre en contact avec la piste d'atterrissage, ledit procédé étant mis en oeuvre par un dispositif de traitement de données embarqué sur ledit aéronef et configuré pour être relié à: - une centrale inertielle configurée pour estimer la position et l'attitude de l'aéronef, 30 - un altimètre configuré pour mesurer l'altitude de l'aéronef, 3033924 3 - un écartomètre configuré pour mesurer par rapport à un point de référence l'azimut de l'aéronef par rapport à une direction de référence, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend : - une phase d'assistance à la navigation retour comprenant le guidage, à partir de 5 données de position et d'attitude fournies par la centrale inertielle et de données d'altitude fournies par l'altimètre, de l'aéronef le long d'une trajectoire prédéfinie du point de retour jusqu'à un point d'accroche prédéterminé approximativement aligné avec l'axe de la piste d'atterrissage, le guidage étant réalisé sur au moins une partie de ladite trajectoire prédéfinie à partir de données de position corrigées calculées à l'aide de données de 10 position de l'aéronef fournies par la centrale inertielle et de mesures transmises par l'écartomètre, -une phase d'assistance à l'atterrissage comprenant un guidage de l'aéronef du point d'accroche au point d'aboutissement. Les mesures transmises par l'écartomètre permettent de corriger les données de 15 position de la centrale inertielles pour compenser la dérive de celle-ci. L'aéronef peut ainsi être amené au point d'accroche C avec une incertitude réduite permettant de le faire atterrir de façon sûre. La phase d'assistance à la navigation retour peut comprendre : - une première étape de guidage de l'aéronef le long de la trajectoire prédéfinie du point 20 de retour jusqu'à un point de capture prédéterminé, à partir de données de position et d'attitude fournies par la centrale inertielle et de données d'altitude fournies par l'altimètre, - une deuxième étape de guidage de l'aéronef le long de la trajectoire prédéfinie du point de capture au point d'accroche à partir de données d'attitude fournies par la centrale inertielle, de données d'altitude fournies par l'altimètre et de données de position 25 corrigées calculées à l'aide de données de position de l'aéronef fournies par la centrale inertielle et de mesures d'azimut transmises par l'écartomètre, ladite trajectoire prédéfinie imposant à l'aéronef entre le point de capture B et le point d'accroche un mouvement tournant autour dudit point de référence. Le mouvement tournant mis en oeuvre entre le point de capture et le point 30 d'accroche permet de diminuer l'incertitude sur la position de l'aéronef liée aux incertitudes et biais de mesure de l'écartomètre. L'aéronef peut ainsi être guidé jusqu'au 3033924 4 point d'accroche avec une précision accrue garantissant le bon alignement de l'aéronef avec la piste d'atterrissage. La première étape de guidage de la phase d'assistance à la navigation retour peut comprendre le guidage de l'aéronef le long de la trajectoire prédéfinie du point de retour 5 jusqu'au point de capture à partir de données d'attitude fournies par la centrale inertielle, de données d'altitude fournies par l'altimètre et de données de position corrigées calculées à l'aide des données de position de l'aéronef fournies par la centrale inertielle et de mesures d'azimut transmises par l'écartomètre. Les mesures de l'écartomètre peuvent ainsi être employées pour compenser la 10 dérive de la centrale inertielle dès le point de retour, minimisant l'incertitude sur la position de l'aéronef lors du guidage de celui-ci vers le point de capture. Dans une première variante de mise en oeuvre, la trajectoire prédéfinie entre le point de retour et le point de capture est rectiligne. Une trajectoire rectiligne permet de minimiser la distance à parcourir entre le point 15 de retour et le point de capture, minimisant le temps de retour et la consommation de ressources sur cette portion de la trajectoire de retour. Dans une deuxième variante de mise en oeuvre, la trajectoire prédéfinie entre le point de retour et le point de capture est en zigzag. Une trajectoire en zigzag permet de faire davantage varier la plage de variation 20 angulaire mesurée par l'écartomètre et donc de diminuer l'incertitude associée et l'incertitude sur la position de l'aéronef. Le dispositif de traitement de données étant configuré pour être relié en outre à une caméra embarquée dans l'aéronef, la phase d'assistance à l'atterrissage peut comprendre l'estimation d'une position du point d'aboutissement dans une image de la 25 piste d'atterrissage capturée par la caméra et l'estimation d'une position de l'aéronef en fonction de ladite position du point d'aboutissement estimée dans l'image et de données d'altitude fournies par l'altimètre. La position de l'aéronef peut ainsi être déterminée tout au long de l'atterrissage avec une incertitude plus faible que si elle était déterminée par la centrale inertielle et ou 30 l'écartomètre. Cette précision accrue permet de guider de manière sûre l'aéronef entre le point d'accroche et le point d'aboutissement et de le faire atterrir. 3033924 5 Le dispositif de traitement de données étant en outre configuré pour être relié à un émetteur-récepteur embarqué sur ledit aéronef et destiné à recevoir des signaux émis par au moins trois émetteurs-récepteurs positionnés au sol, la phase d'assistance à l'atterrissage peut comprendre l'estimation de données de position corrigées de l'aéronef 5 à partir de données de position fournies par la centrale inertielle, de mesures d'azimut transmises par l'écartomètre, de données de distances entre l'émetteur-récepteur embarqué et lesdits au moins trois émetteurs-récepteurs au sol. L'utilisation d'informations de distance entre l'aéronef et des points fixes au sol de position connue comme les émetteurs-récepteurs au sol permet de diminuer l'incertitude 10 de la position de l'aéronef déterminée à partir de la centrale inertielle et de l'écartomètre de façon à guider précisément l'aéronef jusqu'au point d'aboutissement. Selon un deuxième aspect, l'invention concerne un produit programme d'ordinateur comprenant des instructions de code pour l'exécution du procédé selon le premier aspect lorsque ce programme est exécuté par un processeur. 15 Selon un troisième aspect, l'invention concerne un dispositif de traitement de données configuré pour la mise en oeuvre du procédé d'assistance selon le premier aspect. Selon un quatrième aspect, l'invention concerne un système d'assistance automatique à l'atterrissage d'un aéronef sur une piste d'atterrissage comprenant : 20 - une centrale inertielle configurée pour estimer la position et l'attitude de l'aéronef, - un altimètre configuré pour mesurer l'altitude de l'aéronef, - un écartomètre configuré pour mesurer par rapport à un point de référence l'azimut de l'aéronef par rapport à une direction de référence, -le dispositif de traitement de données selon le troisième aspect. 25 Ledit système d'assistance selon le quatrième aspect peut comprendre en outre une caméra configurée pour être relié au dispositif de traitement de données. Ledit système d'assistance selon le quatrième aspect peut comprendre en outre : - au moins trois émetteurs-récepteurs positionnés au sol ; 3033924 6 -un émetteur-récepteur destiné à recevoir des signaux émis par lesdits au moins trois émetteurs-récepteurs positionnés au sol, embarqué sur ledit aéronef et configuré pour être relié au dispositif de traitement de données. De tels produits programmes d'ordinateur, dispositifs de traitement de données et 5 systèmes présentent les mêmes avantages que ceux évoqués pour le procédé selon le premier aspect. PRESENTATION DES FIGURES 10 D'autres caractéristiques et avantages apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation. Cette description sera donnée en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 illustre schématiquement un exemple de guidage à l'atterrissage d'un aéronef sur une piste d'atterrissage depuis un point de retour A jusqu'à un point 15 d'aboutissement PA selon un mode de mise en oeuvre de l'invention; - la figure 2 illustre un système d'assistance à l'atterrissage d'un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention ; la figure 3 illustre les deux liaisons radioélectriques reliant le dispositif de traitement de données à une station au sol ainsi que l'écartomètre compris dans le 20 système d'assistance à l'atterrissage selon l'invention; - la figure 4 illustre un système d'assistance à l'atterrissage d'un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention ; - la figure 5 est un diagramme schématisant un exemple de mise en oeuvre du procédé d'assistance automatique à l'atterrissage d'un aéronef selon l'invention; 25 - la figure 6 est un diagramme illustrant le calcul de données de position corrigées à partir de mesures transmises par l'écartomètre selon un mode de mise en oeuvre de l'invention; - la figure 7 est un diagramme schématisant l'écart entre la position de l'aéronef et le point d'accroche à l'issue du mouvement tournant de l'aéronef en fonction du 30 rayon de courbure; 3033924 7 - la figure 8 illustre la phase d'assistance à l'atterrissage selon l'invention lorsque le système d'assistance est équipé d'une caméra ; - la figure 9 illustre le positionnement d'un réticule dans une image sur le point d'aboutissement ; 5 - la figure 10 est un diagramme illustrant le calcul de données de position corrigées à partir de mesures transmises par l'écartomètre selon un mode de mise en oeuvre de l'invention. DESCRIPTION DETAILLEE 10 Un mode de réalisation de l'invention concerne un procédé d'assistance automatique à l'atterrissage d'un aéronef 1 sur une piste d'atterrissage depuis un point de retour A jusqu'à un point d'aboutissement PA au niveau duquel l'aéronef entre en contact avec la piste d'atterrissage, comme représenté en figure 1. Ce procédé est mis en oeuvre 15 par un dispositif de traitement de données 2 d'un système d'assistance à l'atterrissage 3, comme représenté en figure 2. Le système d'assistance à l'atterrissage 3 peut également comprendre un altimètre 4 et une centrale inertielle 5 embarqués à bord de l'aéronef et auxquels le dispositif de traitement de données peut être relié. L'altimètre 4 peut être un altimètre barométrique ou un altimètre laser. L'altimètre 20 barométrique peut avoir une précision à 10 mètres et peut être recalé grâce à la valeur de la pression atmosphérique QNH qui est la pression barométrique corrigée des erreurs instrumentales, de température et de gravité et ramenée au niveau moyen de la mer (MSL ou Mean Sea Level). En pratique, la pression QNH peut être donnée en référence au seuil de la piste d'atterrissage, de sorte que l'altimètre affiche l'altitude géographique 25 du point d'aboutissement PA lorsque l'aéronef se trouve sur le seuil de piste en question. L'altimètre laser peut avoir une précision à 0.2 mètres et être utilisé lorsque l'altitude est inférieure à 100 mètres. La centrale inertielle 5 est capable d'intégrer les mouvements de l'aéronef (accélération et vitesse angulaire) pour estimer son orientation (angles de roulis, de 30 tangage et de cap), sa vitesse linéaire et sa position. Elle comprend des accéléromètres pour mesurer les accélérations linéaires de l'aéronef dans trois directions orthogonales et des gyromètres pour mesurer les trois composantes du vecteur vitesse angulaire 3033924 8 (vitesses de roulis, de tangage et de lacet). La centrale inertielle fournit également l'attitude de l'aéronef (angles de roulis, tangage et cap). Ce procédé propose de guider de façon sûre un aéronef tel qu'un drone ou un avion de ligne, de manière autonome, depuis un point de retour éloigné jusqu'à la piste 5 d'atterrissage, par exemple celle d'un aéroport, et de faire atterrir l'aéronef sur cette piste, malgré une indisponibilité du positionnement par satellite et malgré une dérive prononcée de la position courante de l'aéronef déterminée par sa centrale inertielle 5, en corrigeant les données de position fournies par cette centrale à l'aide de données de positions complémentaires fournies par un système au sol. 10 Pour cela, le dispositif de traitement de données 2 est susceptible d'être embarqué à bord de l'appareil et peut comprendre un calculateur et une interface de communication. Un tel calculateur embarqué peut consister en un processeur ou microprocesseur, de type x-86 ou RISC par exemple, un contrôleur ou microcontrôleur, un DSP, un circuit intégré tel qu'un ASIC ou programmable tel qu'un FPGA, une combinaison de tels éléments ou 15 toute autre combinaison de composants permettant de mettre en oeuvre les étapes de calcul du procédé décrit ci-dessous. Une telle interface de communication peut être n'importe quelle interface, analogique ou numérique, permettant au calculateur d'échanger des informations avec les autres éléments du système d'assistance 3 tels que l'altimètre 4 et la centrale inertielle 5. Une telle interface peut par exemple être une 20 interface série RS232, une interface USB, Firewire, HDMI ou une interface réseau de type Ethernet. Comme représenté en figure 2, le calculateur du dispositif de traitement de données 2 peut être partagé entre un système de navigation autonome 6 et un système de contrôle de vol (SCV) 7. Le système de navigation autonome 6 peut être chargé 25 d'estimer la latitude et la longitude de la position de l'aéronef ainsi que l'altitude lors de l'atterrissage. Le système de contrôle de vol 7 peut être chargé de procéder au guidage de l'aéronef en fonction des données de latitude et longitude fournies par le système de navigation autonome 6, de l'altitude fournie par l'altimètre 4 et des données d'attitude de l'aéronef, telles que le cap, le roulis et le tangage, fournies par la centrale inertielle 5. Pour 30 cela le système de contrôle de vol peut transmettre des consignes aux organes de pilotage de l'aéronef tels que les actionneurs électriques, hydrauliques ou hybrides actionnant les gouvernes 8 ou la manette des gaz 9. 3033924 9 Le dispositif de traitement de données 2 peut être relié à une station au sol, généralement placée à proximité de l'aéroport ou de la piste d'atterrissage, via deux liaisons comme représenté en Figure 3 : -une liaison 11 dite « contrôle/commande » C2 radioélectrique et bidirectionnelle dans 5 une bande du spectre électromagnétique comprise entre 3 et 6 GHz qui permet l'échange de messages de contrôle et de commande entre la station sol et l'aéronef. Les signaux transmis sont modulés à l'aide d'une modulation mono-porteuse et sont émis/reçus au moyen d'une antenne omnidirectionnelle montée sur une tête de mât au niveau de la station au sol ; 10 -une liaison de données mission 12 M radioélectrique et bidirectionnelle dans une bande comprise entre 10 et 15 GHz du spectre électromagnétique qui permet l'échange des flux de données générées par les différents capteurs embarqués. Les signaux transmis sont modulés à l'aide d'une modulation multi-porteuses et sont émis/reçus au moyen d'une antenne directionnelle telle qu'une parabole, montée en tête de mât. 15 Le système d'assistance à l'atterrissage 3 comprend également un écartomètre 13. Un tel écartomètre est un système au sol, relié à l'antenne directionnelle de la station au sol utilisée pour la liaison de données mission 12. L'écartomètre est configure pour mesurer de manière continue la direction dans laquelle se trouve l'aéronef, c'est à dire l'azimut de l'aéronef par rapport à une direction de référence, par exemple le nord. 20 L'azimut de l'aéronef est mesuré par rapport à un point de référence, par exemple par rapport à la position de l'antenne directionnelle montée en tête de mat. L'écartomètre peut mesurer cet angle à partir de l'orientation de l'antenne directionnelle fournie par un dispositif électromécanique positionneur d'antenne configure pour positionner en gisement et en site l'antenne directionnelle de façon à la faire pointer vers l'aéronef pour 25 maximiser la qualité de la liaison radioélectrique. L'écartomètre est configure pour transmettre les données d'azimut mesurées au dispositif de traitement de données par l'intermédiaire de la liaison de contrôle/commande 11. Le procédé propose d'utiliser ces données d'azimut transmises par l'écartomètre et les données de position de l'aéronef fournies par la centrale inertielle pour calculer des 30 données de position corrigées compensant la dérive de la centrale inertielle. Ces données de position corrigées peuvent être employées pour guider l'aéronef jusqu'à un point d'accroche C prédéterminé approximativement aligné avec l'axe de la piste d'atterrissage et situé en périphérie d'une zone d'accroche centrée sur le point d'aboutissement PA et de rayon prédéterminé, comme représenté en Figure 1. A titre d'exemple, une telle zone d'accroche peut présenter un rayon inférieur ou égal à 5 km. 3033924 10 Le système d'assistance à l'atterrissage 3 peut également comprendre un système de positionnement supplémentaire dédié au guidage de l'aéronef dans la zone d'accroche lors d'une phase d'atterrissage jusqu'au point d'aboutissement. 5 Dans un premier mode de réalisation représenté en figure 2, le système d'assistance à l'atterrissage 3 comprend une caméra 14 embarquée à bord de l'aéronef à laquelle le dispositif de traitement de données peut être relié. Une telle caméra peut être une caméra panoramique infrarouge par exemple de type SWIR (« ShortWave lnfrared Range », de longueur d'onde entre 0.9 et 1.7 microns). Le flux vidéo acquis par la caméra 10 est transmis d'une part au dispositif de traitement 2 de façon à repérer la piste d'atterrissage et à déterminer la position de l'aéronef par rapport à celle-ci lors de l'atterrissage, et d'autre part à la station au sol au moyen de la liaison de données mission. Dans un deuxième mode de réalisation représenté en figure 4, le système 15 d'assistance à l'atterrissage 3 comprend au moins trois émetteurs-récepteurs positionnés au sol et un émetteur-récepteur embarqué 15 sur l'aéronef et configuré pour être relié au dispositif de traitement de données 2. De tels émetteurs-récepteurs peuvent être des balises radioélectriques ULB (Ultra large bande). En échangeant des signaux avec les émetteurs-récepteurs au sol, l'émetteur-récepteur embarqué est capable de déterminer la 20 distance le séparant de chacun des émetteurs-récepteurs au sol, par exemple par une mesure du temps de transmission aller-retour d'un signal. L'émetteur-récepteur embarqué est également configuré pour transmettre ces distances au dispositif de traitement 2. Connaissant les positions des émetteurs-récepteurs au sol, le dispositif de traitement 2 peut alors déterminer une position de l'aéronef corrigée à partir des données d'azimut 25 transmises par l'écartomètre, les données de position de l'aéronef fournies par la centrale inertielle et les données de distance fournies par l'émetteur-récepteur embarqué. Les étapes du procédé sont décrites plus en détail dans les paragraphes suivants, en référence à la figure 5. 30 Le procédé peut comprendre une phase d'assistance à la navigation retour P1 au cours de laquelle le dispositif de traitement réalise le guidage, à partir de données de position et d'attitude fournies par la centrale inertielle 5 et de données d'altitude fournies par l'altimètre 4, de l'aéronef le long d'une trajectoire prédéfinie du point de retour A jusqu'au point d'accroche C prédéterminé approximativement aligné avec l'axe de la piste 3033924 11 d'atterrissage. Afin de compenser la dérive des données de position fournies par la centrale inertielle, le guidage peut être réalisé sur au moins une partie de ladite trajectoire prédéfinie à partir de données de position corrigées calculées à l'aide de données de position de l'aéronef fournies par la centrale inertielle et de mesures transmises par 5 l'écartomètre. Selon une variante, les données de position corrigées peuvent également être calculées en fonction de données d'altitude fournies par l'altimètre. Le procédé peut également comprendre une phase d'assistance à l'atterrissage P2 au cours de laquelle le dispositif de traitement réalise le guidage de l'aéronef du point d'accroche C au point d'aboutissement PA. 10 Le calcul des données de position corrigées faisant intervenir les mesures transmises par l'écartomètre peut être réalisé par un module de minimisation 16 minimisant une fonction de coût comme représenté en figure 6. Une telle fonction de coût peut être une expression mathématique comprenant des termes de puissance d'écart entre les coordonnées de position réelles de l'aéronef et les coordonnées 15 correspondantes fournies par la centrale inertielle ou par l'écartomètre. Ces puissances peuvent être choisies arbitrairement ou sélectionnées de manière à moduler ou accentuer l'importance relative des contributions les unes par rapport aux autres. Les coordonnées de position corrigées recherchées sont alors les coordonnées choisies comme coordonnées de position réelles minimisant la fonction de coût selon le critère des 20 moindres « puissances ». Un exemple de fonction de coût simple C ne prenant pas en compte les mesures d'altitude fournies par l'altimètre, est fourni ci-dessous. Cette fonction de coût comprend par exemple un terme C1 fonction des données de position déterminées par la centrale inertielle et un terme C2 fonction de la mesure d'azimut fournie par l'écartomètre. C(x(t), y(t)) = (x(t), y(t)) + C2(X(t), y(t)) centrale inertielle écartomètre 25 La détermination de la position de l'aéronef étant réalisée de manière discrète, on suppose dans cet exemple qu'elle est réalisée de manière périodique avec une période T d'échantillonnage. On se place à l'instant t = kT. q(x(mT) - x (mT))2 + (y(mT) - y (mT)) 2 8 azi(mT) Ci (x(kT), y(kT)) = 771= 3033924 12 k C2 (x(kT), y (kT)) - ((0(MT) - 0,(Mn) 2 M=0 Où: (x(mT), Y(mT)) : Position retenue de l'aéronef à l'instant mT. (mT), y (mT)) : Position donnée par la centrale inertielle à l'instant mT. 5mCiaxi (mT) : Dérive maximale de la centrale inertielle à l'instant mT. 5 p, q : Paramètres optionnels permettant de conformer progressivement la fonction coût à un « puits rectangulaire » (lorsque p, q -> 00). O(mT) : Azimut retenu de l'aéronef par rapport à la direction de référence à l'instant mT. 0e(mT) : Azimut mesuré de l'aéronef par rapport à la direction de référence à 10 l'instant mT. Ge : Écart type de l'erreur de mesure commise par l'écartomètre L'angle 0(t) est lié aux coordonnées (x(t), y(t)) de la manière suivante : 0(t) = arex(t) + iy(t)) = Re(-i log(x(t) + iy(t))) où Re désigne la partie réelle. 15 Les puissances p, q peuvent être modulées afin de faire varier le poids de chaque terme dans la fonction C en fonction de l'étape de guidage en cours, par exemple de façon à diminuer l'importance de la centrale inertielle une fois le point de capture B passé. Les termes Cl et C2 donnés en exemple sont fonction des données de position et des mesures d'azimut fournies à plusieurs instants mT avant l'instant kT auquel les données 20 de position corrigées x(t), y(t) sont recherchées. Les coordonnées de position (x(mT), y(mT)), (xi (mT), (mT)) et les mesures d'azimut El(mT) , 0, (mT) ayant déjà été déterminées ou mesurées pour les instants antérieurs à t=kT, ces termes sont supposés connus pour m RTL ( COS( 4 0) cos(Aip) sin(A0) sin(A() cos(A.v,) - sin(ilip) cos(A9) cos(ilip) sin(A0) cos(A,p) + sin(A9) sin(4e) = cos(A0) sin(4,) sin(A0) sin(A) sin(Ai) + cos(A0) cos(A,) sin(A0) cos(A) sin(lip) - sin(A,) cos(ilip) - sin(A9) cos(A0) sin(A) cos(A0) cos(A9) - constitution d'une matrice de passage du repère terrestre local du point 5 d'aboutissement au repère terrestre centré : MPRTL-.12TC = (X t Y t -ut) cos(PAL) cos(PA)) Ut = (cos(PAL) sin(PAG) sin(PAL) Y t = 1 (- cos(PAL) sin (PAG)) = cos(PAL) cos(PAG) I cos(PAL)I 0 1 (- sin(PAL) cos(PAL) cos(PAG)) I xt = ut A Yt = N 1 cos(PAL/I sin(PAL) cos(PAL)sin(PAG) (cos(PALD2 - calcul de la matrice de passage du repère de la caméra au repère terrestre centré : MPC-9RTC = MPRTL->RTC . MPA-9R7'L . MPC-9A 10 - détermination de la ligne de visée (Wx, Wy, Wz) dans le repère terrestre centré. Vecteur associé à la ligne de visée dans le repère terrestre centré : Wx - MPc->Rrc - Vx Vecteur associé à la 1 ère normale à la ligne de visée vers le point d'aboutissement : Wy = MPC,RTC . Vy 3033924 21 Vecteur associé à la 2ème normale à la ligne de visée vers le point d'aboutissement : Wz = MPC-->RTC Vz La première étape de détermination de position E4 peut ensuite comprendre une étape de calcul de position E42 au cours de laquelle : 5 - sont déterminées les équations : O du plan ayant pour normale ut tangent au point résultant de la projection du point d'aboutissement à l'altitude de l'aéronef, O du plan engendré par (W'W,) , de normale WY et passant par (PAL, PAG, PAz), 10 0 du plan engendré par (W,,Wy) , de normale W., et passant par (PAL, PAG, PAz), - les coordonnées de l'aéronef sont déterminées dans le repère terrestre centré. Elles correspondent au point d'intersection de ces trois plans : La solution X est obtenue en résolvant le système linéaire MX = A lorsque 15 urW, 00). 0 (mT) : Azimut retenu de l'aéronef par rapport à la direction de référence à l'instant mT. 0, (mT) : Azimut mesuré de l'aéronef par rapport à la direction de référence à l'instant mT. 20 tr, : Écart type de l'erreur de mesure commise par l'écartomètre L'angle 0(t) est lié aux coordonnées (x(t), y(t)) de la manière suivante : 0(t) = Re(-i log(x(t) + iy(t))) Où Re désigne la partie réelle. Les termes Cl, C2 et C3 donnés en exemple sont respectivement fonctions des données 25 de distance, de position et des mesures d'azimut fournies à plusieurs instants mT avant l'instant kT auquel les données de position corrigées x(t), y(t) sont recherchées. Les mesures de distance dn(mT), les coordonnées de position : Erreur de distance maximale commise lors du processus de mesure de (mT) : Dérive maximale de la centrale inertielle à l'instant mT. 3033924 24 (x(mT), y(mT)), (xl(mT), yi(mT)) et les mesures d'azimut 0(mT), 0, (mT) ayant déjà été déterminées ou mesurées pour les instants antérieurs à t=kT, ces termes sont supposés connus pour m REVENDICATIONS1. Procédé d'assistance automatique à l'atterrissage d'un aéronef (1) sur une piste d'atterrissage depuis un point de retour (A) jusqu'à un point d'aboutissement (PA) au niveau duquel l'aéronef entre en contact avec la piste d'atterrissage, ledit procédé étant mis en oeuvre par un dispositif de traitement de données (2) embarqué sur ledit aéronef (1) et configuré pour être relié à : - une centrale inertielle (5) configurée pour estimer la position et l'attitude de l'aéronef, - un altimètre (4) configuré pour mesurer l'altitude de l'aéronef, - un écartomètre (13) configuré pour mesurer par rapport à un point de référence l'azimut de l'aéronef par rapport à une direction de référence, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend : - une phase d'assistance à la navigation retour (P1) comprenant le guidage (El, E2), à partir de données de position et d'attitude fournies par la centrale inertielle (5) et de données d'altitude fournies par l'altimètre (4), de l'aéronef le long d'une trajectoire prédéfinie du point de retour (A) jusqu'à un point d'accroche (C) prédéterminé approximativement aligné avec l'axe de la piste d'atterrissage, le guidage étant réalisé sur au moins une partie de ladite trajectoire prédéfinie à partir de données de position corrigées calculées à l'aide de données de position de l'aéronef fournies par la centrale inertielle (5) et de mesures transmises par l'écartomètre (13), -une phase d'assistance à l'atterrissage (P2) comprenant un guidage de l'aéronef du point d'accroche (C) au point d'aboutissement (PA) (E6). 2. Procédé d'assistance selon la revendication 1 dans lequel la phase d'assistance à la navigation retour (P1) comprend : - une première étape de guidage (El) de l'aéronef le long de la trajectoire prédéfinie du point de retour (A) jusqu'à un point de capture (B) prédéterminé, à partir de données de position et d'attitude fournies par la centrale inertielle (5) et de données d'altitude fournies par l'altimètre (4), - une deuxième étape de guidage (E2) de l'aéronef le long de la trajectoire prédéfinie du point de capture (B) au point d'accroche (C) à partir de données 3033924 27 d'attitude fournies par la centrale inertielle, de données d'altitude fournies par l'altimètre (4) et de données de position corrigées calculées à l'aide de données de position de l'aéronef fournies par la centrale inertielle (5) et de mesures d'azimut transmises par l'écartomètre (13), ladite trajectoire prédéfinie imposant à 5 l'aéronef (1) entre le point de capture (B) et le point d'accroche (C) un mouvement tournant autour dudit point de référence. 3. Procédé d'assistance selon la revendication 2 dans lequel la première étape de guidage (El) de la phase d'assistance à la navigation retour (P1) comprend le guidage de l'aéronef le long de la trajectoire prédéfinie du point de retour (A) 10 jusqu'au point de capture (B) à partir de données d'attitude fournies par la centrale inertielle, de données d'altitude fournies par l'altimètre (4) et de données de position corrigées calculées à l'aide des données de position de l'aéronef fournies par la centrale inertielle (5) et de mesures d'azimut transmises par l'écartomètre (13). 15 4. Procédé d'assistance selon l'une des revendications 2 ou 3 dans lequel la trajectoire prédéfinie entre le point de retour (A) et le point de capture (B) est rectiligne. 5. Procédé d'assistance selon la revendication 3 dans lequel la trajectoire prédéfinie entre le point de retour (A) et le point de capture (B) est en zigzag. 20 6. Procédé d'assistance selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, le dispositif de traitement de données (2) étant configuré pour être relié en outre à une caméra (14) embarquée dans l'aéronef (1), la phase d'assistance à l'atterrissage (P2) comprend l'estimation (E3) d'une position du point d'aboutissement (PA) dans une image de la piste d'atterrissage capturée par 25 la caméra (14) et l'estimation (E4) d'une position de l'aéronef en fonction de ladite position du point d'aboutissement (PA) estimée dans l'image et de données d'altitude fournies par l'altimètre (4). 7. Procédé d'assistance selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel, le dispositif de traitement de données (2) étant en outre configuré pour être 30 relié à un émetteur-récepteur (15) embarqué sur ledit aéronef et destiné à recevoir des signaux émis par au moins trois émetteurs-récepteurs positionnés au sol, la phase d'assistance à l'atterrissage (P2) comprend l'estimation (E7) de données de position corrigées de l'aéronef à partir de données de position fournies par la centrale inertielle (5), de mesures d'azimut transmises par l'écartomètre (13), de 3033924 28 données de distances entre l'émetteur-récepteur embarqué (15) et lesdits au moins trois émetteurs-récepteurs au sol. 8. Produit programme d'ordinateur comprenant des instructions de code pour l'exécution d'un procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes 5 lorsque ce programme est exécuté par un processeur. 9. Dispositif de traitement de données (2) configure pour la mise en oeuvre du procédé d'assistance selon l'une des revendications 1 à 7. 10. Système d'assistance automatique à l'atterrissage (3) d'un aéronef (1) sur une piste d'atterrissage comprenant : 10 - une centrale inertielle (5) configurée pour estimer la position et l'attitude de l'aéronef, - un altimètre (4) configuré pour mesurer l'altitude de l'aéronef, - un écartomètre (13) configuré pour mesurer par rapport à un point de référence l'azimut de l'aéronef par rapport à une direction de référence, 15 -le dispositif de traitement de données (2) selon la revendication 9. 11. Système d'assistance (3) selon la revendication 10 comprenant en outre une caméra (14) configurée pour être relié au dispositif de traitement de données (2). 12. Système d'assistance (3) selon la revendication 10 comprenant en outre : - au moins trois émetteurs-récepteurs positionnés au sol ; 20 -un émetteur-récepteur (15) destiné à recevoir des signaux émis par lesdits au moins trois émetteurs-récepteurs positionnés au sol, embarqué sur ledit aéronef et configure pour être relié au dispositif de traitement de données (2).