Brevet FR3024127A1 — publié le 20160129

PROCÉDÉ ET SYSTÈME D'ATTERRISSAGE AUTOMATIQUE AUTONOME DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne de manière générale le domaine de l'aéronautique et plus particulièrement celui des systèmes d'atterrissage automatique. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE La phase d'atterrissage est une phase critique du vol d'un aéronef car c'est pendant celle-ci qu'interviennent la plupart des incidents et accidents. Pour faciliter la tâche des pilotes, de nombreux systèmes d'atterrissage automatique ont été proposés. On connaît notamment le système d'atterrissage aux instruments ou ILS (Instrument Landing System) équipant les avions de ligne de grande capacité et dont les infrastructures au sol sont présentes dans les aéroports internationaux. Le système d'atterrissage hyperfréquence MLS (Microwave Landing System) est également disponible dans certains aéroports européens. Ces systèmes utilisent des signaux radio ou hyperfréquence pour guider l'aéronef dans sa phase d'approche à la fois latéralement, par rapport à l'axe de la piste et verticalement par rapport au plan d'approche (gilde path). Ils présentent toutefois l'inconvénient de ne pas être disponibles dans tous les aéroports en raison notamment de leurs coûts élevés et de présenter des contraintes d'utilisation fortes. En outre, les infrastructures au sol présentent une probabilité de panne de l'ordre de 10-3/heure. Les aéronefs ne peuvent donc être certains de pouvoir effectuer un atterrissage en mode automatique. Plus récemment sont apparus des systèmes d'atterrissage automatique utilisant un positionnement satellitaire, dénommés GLS (Ground based augmented system Landing System) ou encore SLS (Satellite-based Landing System). Les systèmes de positionnement satellitaires actuels ne permettant pas d'obtenir la précision requise pour effectuer un atterrissage, ceux-ci doivent être augmentés par des stations de référence au sol telles que celles du réseau WAAS (Wide Area Augmentation System) ou EGNOS (European Geostationary Navigation Overlay Service). Ces systèmes sont encore peu 3024127 2 répandus et présentent un taux de disponibilité relativement faibles (de l'ordre de 99,5%) ce qui ne permet pas, là-encore, de garantir en permanence un atterrissage en mode automatique. En raison de l'indisponibilité spatiale et temporelle de telles infrastructures au sol, 5 l'intérêt s'est porté sur des systèmes d'atterrissage autonomes, utilisant des images vidéo du sol prises par une caméra embarquée. Ces systèmes autonomes utilisent généralement les images vidéo prises par la caméra embarquée et des informations relatives à la piste pour estimer l'attitude et la position de l'aéronef par rapport à la piste. Les ordres de guidage de l'aéronef sont ensuite 10 calculés à partir de la position et de l'attitude ainsi déterminées. Toutefois, cette estimation est une opération complexe, qui nécessite généralement de disposer d'un modèle numérique embarqué de la topographie de l'aéroport ou à tout le moins d'informations géométriques et topographiques relatives à la piste d'atterrissage. En outre, lorsque la base de données contenant le modèle numérique est indisponible ou en cas d'atterrissage 15 d'urgence sur un terrain quelconque, les systèmes autonomes précités sont inopérants. La demande FR-A-2835314 déposée par la présente demanderesse propose un système d'aide à l'atterrissage ne nécessitant pas de connaître les caractéristiques de la piste d'atterrissage. Toutefois, ce système ne fonctionne que lorsque l'aéronef est à quelques mètres du sol, selon un principe proche d'une aide à la conduite dans le contexte 20 d'un trafic routier. Il ne permet notamment pas de guider l'aéronef tout au long l'approche finale, c'est-à-dire lors des dix derniers kilomètres environ. L'objet de la présente invention est de proposer un système d'atterrissage automatique d'un aéronef qui soit particulièrement robuste, puisse fonctionner en absence totale ou partielle d'informations sur la piste d'atterrissage, et le guider de 25 manière autonome tout au long de de l'approche finale. EXPOSÉ DE L'INVENTION La présente invention concerne un système d'atterrissage automatique d'un aéronef sur une piste d'atterrissage comprenant : - un système de prise d'images embarqué à bord dudit aéronef et destiné à 3024127 3 prendre une série d'images successives du sol ; - des moyens d'analyse d'image pour détecter dans une image une piste d'atterrissage et déterminer dans cette image les caractéristiques d'un segment [P,n] reliant un point d'impact prévisionnel P sur ladite piste et un point de fuite çà de ladite 5 image. Le système d'atterrissage automatique est avantageux en ce qu'il comprend : - des moyens de mesure pour mesurer une pluralité d'observables dans un repère inertiel lié à la piste, à partir des caractéristiques du segment [P,S2] , ladite pluralité d'observables comprenant un premier observable défini par l'angle de cap relatif ( vf ) de 10 l'aéronef par rapport à un axe médian de la piste, un second observable (-AY) défini par AH le rapport d'un écart latéral de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact et un troisième observable (-) défini par le rapport d'un écart longitudinal sur un rapport AH vertical de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact ; - des moyens d'estimation pour estimer des écarts de position longitudinal 15 (AX), latéral (AY ) et vertical ( AH ) de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact, exprimés dans le repère inertiel, à partir des mesures des premier, second et troisième observables ; - des moyens de guidage pour calculer des ordres de guidage de l'aéronef à partir des écarts de position longitudinal, latéral et vertical ainsi estimés, et dudit angle de cap 20 relatif. Le choix particulier des observables permet d'estimer de manière particulièrement simple un vecteur d'état constitué par les écarts de position longitudinal, latéral et vertical de l'aéronef par rapport au point d'impact, exprimés dans le repère inertiels. Ces écarts peuvent être exploités directement par les moyens de guidage. 25 Avantageusement, les caractéristiques du segment [P,n] dans l'image sont l'angle Ç entre la droite (PS2 ) avec la verticale de l'image, la distance dy du point P à une ligne d'horizon Dh et la distance dF entre la projection orthogonale, Ph, du point P 3024127 4 sur la ligne d'horizon et le point de fuite çà . Dans un premier mode de réalisation, le système de prise d'images comprend une caméra embarquée, et l'angle de cap relatif yr est mesuré dans l'image par les moyens de mesure au moyen de la relation : 5 ( ( , d , \ v = arctan cos u. = - tan Otan 9 f )/ où f est la distance focale de la caméra embarquée, 0 est un angle de roulis et 0 est l'angle d'assiette de l'aéronef. 10 Dans ce même mode de réalisation, le second observable peut être mesuré dans l'image par les moyens de mesure au moyen de la relation : AY(cos Osin sin 0 - sin Ocos ) - (sin çasin sin 0+ cos Ocos ) tan = AH tan sin Ocos 0 - cos Ocos 0 15 De même, le troisième observable peut être mesuré dans l'image par les moyens de mesure au moyen de la relation : i - ((sin vicos 2 0) AY + cos 0 sin 0 AX = dy AH i AH cos y f cos2 0 20 Les écarts de position longitudinal, latéral et vertical de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact sont avantageusement estimés par les moyens d'estimation au moyen d'un modèle dynamique utilisant comme équation d'état ù(t) = v(t), où u(t) = (AX,AY,AH)T est un vecteur constitué desdits écarts de position longitudinal, latéral et vertical à l'instant t, v(t) est le vecteur vitesse de l'aéronef dans 25 un repère inertiel, et comme équation d'observation r(t) = g(u(t))+n(t), où r(t) le vecteur des troisième et second observables, et g est la fonction qui à tout vecteur 3024127 5 u(t) = (AX,AY,AH)T fait correspondre le vecteur g (u(t)) = ( AX DY\T n(t) est un BAH AH) vecteur de bruit de mesure. Les ordres de guidage de l'aéronef comprennent par exemple un facteur de charge de consigne et un taux de roulis de consigne, les moyens de guidage calculant le facteur de 5 charge de consigne par la relation : Nz, = K AZ+ Kv,V, - où AZ -AH , V = (A4 est la vitesse verticale, et K , , Kv, sont des constantes 10 prédéterminées, et le taux de roulis de consigne par la relation : Oc = Ky AY+ Ky+ K00 où KY, K et K0 sont des constantes prédéterminées. 15 Le système d'atterrissage peut comprendre en outre un calculateur de commandes de vol adapté à calculer des commandes à appliquer aux actionneurs des gouvernes de l'aéronef pour satisfaire aux dits ordres de guidage. Dans un second mode de réalisation, les moyens d'analyse d'image déterminent en outre les caractéristiques d'au moins un segment ( [A,S2] ) parmi la pluralité de 20 segments reliant chacun un sommet de la piste au point de fuite çà, les moyens de mesure mesurent une pluralité d'observables additionnels dans un repère inertiel lié à la piste à partir des caractéristiques dudit au moins un segment, ladite pluralité d'observables additionnels comprenant un premier observable additionnel défini par l'angle de cap relatif (Y A ) de l'aéronef par rapport à une droite passant par le sommet de la piste et le point de 25 fuite, un second observable additionnel ( AYA ) défini par le rapport d'un écart latéral de AZA la position de l'aéronef par rapport audit somment et un troisième observable additionnel 3024127 6 ( 'A ) défini par le rapport d'un écart longitudinal sur un rapport vertical de la position AZA de l'aéronef par rapport audit sommet , les moyens d'estimation estimant alors des écarts de position longitudinal (AXA), latéral (AYA ) et vertical (AZA) additionnels de la position de l'aéronef par rapport audit sommet de la piste, exprimés dans le repère inertiel, à partir 5 des mesures des premier, second et troisième observables additionnels, le système d'atterrissage automatique comprenant en outre des moyens de consolidation pour fusionner les estimations des écarts de position longitudinal, latéral et vertical avec les estimations desdits écarts de position longitudinal, latéral et vertical additionnels par rapport audit sommet de la piste et fournir des écarts consolidés de position longitudinal, 10 latéral et vertical entre l'aéronef et le point d'impact prévisionnel. Dans le second mode de réalisation, les moyens de guidage calculent les ordres de guidage de l'aéronef à partir des estimations écarts de position longitudinal, latéral et vertical après qu'elles aient été fusionnées avec les écarts de position longitudinal, latéral et vertical additionnels. 15 Les moyens d'estimation peuvent alors également fournir à partir des estimations des écarts de position longitudinal, latéral et vertical additionnels, une estimation de la longueur et/ou de la pente de la piste d'atterrissage. Enfin la présente invention concerne en outre un procédé d'atterrissage automatique d'un aéronef sur une piste d'atterrissage, comprenant : 20 - la prise d'une série d'images successives du sol ; - une analyse d'image pour détecter dans une image la présence d'une piste d'atterrissage et déterminer dans cette image les caractéristiques d'un segment [P,S2] reliant un point d'impact prévisionnel P sur ladite piste et un point de fuite çà de ladite image ; 25 - une mesure d'une pluralité d'observables dans un repère inertiel lié à la piste à partir des caractéristiques du segment [P, n], ladite pluralité d'observables comprenant un premier observable défini par l'angle de cap relatif ( vf ) de l'aéronef par rapport à un axe médian de la piste, un second observable (-AY) défini par le rapport d'un écart latéral AH 3024127 7 de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact et un troisième observable AX (-) défini par le rapport d'un écart longitudinal sur un rapport vertical de la position de AH l'aéronef par rapport audit point d'impact ; - une estimation des écarts de position longitudinal (AX ), latéral (AY ) et vertical 5 ( AH ) de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact, exprimés dans le repère inertiel, à partir des mesures des premier, second et troisième observables ; - un calcul d'ordres de guidage de l'aéronef à partir des écarts de position longitudinal, latéral et vertical ainsi estimés, et dudit angle de cap relatif. 10 BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture d'un mode de réalisation préférentiel de l'invention en relation avec les figures suivantes : La Fig. 1 représente de manière schématique un système d'atterrissage automatique selon un premier mode de réalisation de l'invention ; 15 La Fig. 2 représente une image de la piste d'atterrissage prise par le dispositif de capture d'image en relation avec le premier mode de réalisation ; La Fig. 3 représente la situation relative de l'aéronef par rapport à la piste d'atterrissage dans le repère inertiel ; La Fig. 4 illustre, en vue latérale, la formation d'une image de la piste d'atterrissage 20 dans le plan image de la caméra embarquée ; La Fig. 5 représente de manière schématique un système d'atterrissage automatique selon un second mode de réalisation de l'invention ; La Fig. 6 représente une image de la piste d'atterrissage prise par le dispositif de capture d'image en relation avec le second mode de réalisation. 25 EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Nous considérerons dans la suite un système d'atterrissage automatique utilisant les images prises par un système de capture d'images embarqué à bord de l'aéronef. Ce système de capture d'images comprend une ou plusieurs caméras. Par système 3024127 8 d'atterrissage automatique, nous entendons dans la suite aussi bien un système permettant à l'aéronef de se poser sur la piste d'atterrissage sans intervention du pilote (Automatic Landing System) qu'un système aidant le pilote (Aided Landing System) lors de l'atterrissage. En particulier, le pilote pourra à tout moment corriger les commandes 5 générées par le système d'atterrissage automatique en fonction d'indications visuelles. Le système d'atterrissage automatique selon l'invention permet de guider ou d'assister le pilote tout au long de l'approche finale. Il peut fonctionner dès qu'une piste d'atterrissage a été identifiée (atterrissage conventionnel sur une piste d'aéroport), par exemple au moyen d'un traitement d'images ou bien désignée par le pilote, notamment 10 en cas d'atterrissage d'urgence sur une piste improvisée. La Fig. 1 représente schématiquement un système d'atterrissage automatique selon un premier mode de réalisation de l'invention. Le système d'atterrissage automatique, 100, comprend un système de capture d'images, 110, par exemple une caméra embarquée, adaptée à prendre des images 15 successives du sol, montée dans le plan vertical de symétrie de l'aéronef. Cette caméra embarquée peut avantageusement être une caméra d'un système EVS (Enhanced Vision System) équipant la plupart des aéronefs de construction récente. Ce système est généralement constitué d'une pluralité de capteurs (caméras IR/visible, radar millimétrique, etc.) capables de fournir au pilote des images du sol dans des conditions de 20 visibilité réduite. Sans perte de généralité, nous supposerons également dans la suite que l'axe de la caméra est confondu avec l'axe longitudinal de l'aéronef. De manière générale, l'axe de la caméra est situé dans le plan de symétrie vertical de l'aéronef et peut présenter avec l'axe longitudinal précité un écart angulaire 9am connu, de sorte qu'il est toujours possible 25 de se ramener à l'hypothèse précédente d'écart angulaire nul. Les caractéristiques intrinsèques de la caméra (en particulier sa distance focale) sont supposées connues. Des moyens d'analyse d'image, 120, reçoivent les images successives prises par la caméra et les traitent pour y détecter la présence d'une piste d'atterrissage. Cette 30 détection peut être réalisée au moyen de la méthode de traitement d'image décrite dans 3024127 9 la demande internationale W02014/075657. La méthode de traitement d'image fait appel dans une première étape à un filtrage différentiateur horizontal pour déterminer les bords de la piste et dans une seconde étape à une corrélation, ligne par ligne, de l'image ainsi filtrée avec le symétrique de cette image (par rapport à son axe médian). 5 Le traitement d'image peut être réalisé à la cadence image voire à une cadence inférieure si nécessaire. Le cas échéant, ce traitement peut en outre comprendre un filtrage de Kalman permettant d'effectuer un suivi de la piste d'atterrissage, de manière connue en soi. Dans tous les cas, le traitement permet d'identifier les bords de la piste 10 d'atterrissage, autrement dit les droites (AB) et (CD) qui délimitent la piste, 210, de part et d'autre de son axe médian ( A) comme représenté sur la Fig. 2. Les droites (AB) et (CD) se croisent en un point de fuite, çà , appartenant à la ligne d'horizon Dh . Autrement dit, le point çà est l'intersection de la droite Dh et de l'axe médian 0. 15 Dans la Fig. 2, on a également représenté par P le point d'impact prévisionnel de l'aéronef sur la piste d'atterrissage (encore dénommé point de toucher). Ce point peut être déterminé par les moyens d'analyse d'image à partir des marques rectangulaires sur la piste définissant le début de la zone de toucher, ou bien être manuellement désigné sur l'image par le pilote (au moyen d'une interface tactile, par exemple). 20 Les moyens d'analyse d'image déterminent en outre les caractéristiques du segment [P, n] , c'est-à-dire un ensemble de paramètres permettant de définir ce segment dans l'image. Un exemple préféré de caractéristiques de ce segment est constitué par : l'angle Ç entre l'axe vertical et la droite (SSP), 25 la distance dY du point P à la ligne d'horizon Dh, la distance dF entre la projection orthogonale, Ph, du point P sur la ligne d'horizon et le point de fuite çà . L'homme du métier comprendra que d'autres caractéristiques pourront être 3024127 10 alternativement choisies, sans sortir du cadre de la présente invention. Par exemple, on pourra choisir en lieu et place de Ç l'angle entre la droite (S2P) et la ligne d'horizon Dh . De manière similaire, on pourra choisir au lieu des distances dy et dF , la distance S2P entre le point de fuite et le point d'impact prévisionnel. On pourra également choisir 5 comme caractéristiques du segment les coordonnées des points P et çà dans l'image. Optionnellement, les moyens d'analyse d'image peuvent aussi déterminer l'angle de roulis, 0, de l'aéronef ainsi que son assiette, 0 . En effet, l'angle de roulis 0 peut être déterminé comme l'angle entre la ligne d'horizon Dh et l'axe horizontal de l'image 10 (cf. Fig. 2). De même, l'assiette 0 de l'aéronef (on suppose Sam =0 ) est définie par 0= arctan où 00h est la distance du centre O de l'image à la droite d'horizon Dh et où f est la distance focale de la caméra (cf. Fig. 4). Quelle que soit la variante envisagée, les caractéristiques du segment [P,s2] sont 15 ensuite fournies à un module de mesure dans le repère inertiel, 130. On appellera ici repère inertiel un repère local terrestre lié à la piste d'atterrissage, comme représenté schématiquement en Fig. 3. Le repère inertiel R, est défini par une origine 0, et des axes, 0,X,, 0,,,,Y et 0 Z, liés à la piste. De préférence, l'axe 0,X, est choisi confondu avec l'axe 20 longitudinal (ou axe médian) de la piste, l'axe O Y est l'axe transversal de la piste et l'axe 0,Z, est un axe vertical, orienté vers le bas, le repère R, étant choisi orthogonal direct. Les sommets de la piste ont été désignés par A,'B,,C,,D, et le point d'impact prévisionnel sur la piste par P, . On comprendra que les points A,B,C,D,P de l'image représentent, dans le plan image de la caméra, les points A,_,,,,,B,_,,,,,C,_,,,,,D ,P de la piste. 25 On a également représenté en Fig. 3 un repère Rc lié à la caméra, défini par son origine O (centre optique de la caméra dans un modèle sténopé), et ses axes OcXc , OcYc 3024127 11 et 0,Z, . L'axe 0,X, est l'axe focal de la caméra et pointe dans la direction d'observation. Les axes 0,Y, et 0,Z, sont respectivement parallèles à l'axe horizontal et à l'axe vertical de l'image, le repère R, étant choisi orthogonal direct. Le repère R, est considéré comme identique au repère lié à l'aéronef. 5 La Fig. 4 montre en vue latérale la formation d'une image de la piste d'atterrissage dans le plan image II de la caméra. On a adopté ici un modèle sténopé pour la caméra et représenté son centre optique en O . On a également supposé que l'aéronef pour des raisons de simplification l'axe longitudinal était dans le plan de symétrie de la piste (plan 10 de la figure). Le point de fuite, n est défini par l'intersection de l'horizontale passant par O avec le plan image II. On a également représenté sur la figure le repère inertiel R,,,, . Revenant à la Fig. 1, le module de mesure dans le repère inertiel, 130, mesure une 15 pluralité d'observables dans ce repère à partir des caractéristiques du segment [P,s2], à savoir : Le premier observable dans le repère inertiel est l'angle de cap yr de l'aéronef par rapport à l'axe médian de la piste d'atterrissage. AX Le second observable dans le repère inertiel est le rapport AH - où AX est l'écart 20 longitudinal entre la position de l'aéronef et la position du point d'impact prévisionnel et AH = -AZ où AZ est l'écart vertical entre la position de l'aéronef et la position du point d'impact prévisionnel. Le troisième observable dans le repère inertiel est le rapport -AY où AY est l'écart AH latéral entre la position de l'aéronef et la position du point d'impact prévisionnel et où AH 25 est l'écart vertical, précédemment défini. Ces trois observables s'expriment en fonction des caractéristiques du segment [P,s2] . En effet, si l'on note R la matrice de rotation faisant passer le repère inertiel R, 3024127 12 au repère de la caméra : R=R014014,/, (1) 5 où la matrice Ro est la matrice de roulis, Ro est la matrice de tangage et R. est la matrice de cap. On note 0 l'angle de roulis et G l'assiette de l'aéronef. On note yr l'angle de cap relatif entre l'aéronef et la piste d'atterrissage. Plus précisément cet angle de cap est celui formé dans le plan horizontal Onyny entre l'axe longitudinal de la piste 0,X, et l'axe longitudinal de l'aéronef. 10 La matrice de rotation R peut alors s'exprimer sous la forme suivante : 1 0 0 0 cos 0 sin 0 0 -sin 0 cos 0 cos 0 0 -sine 0 1 0 sine 0 cos 0 cos sin 0 -sin cos 0 0 0 1 R= (2) soit encore : cos cos 0 sin sine -sin 0 -cos Osin + sin Ocos sin 0 cos Ocos + sin Osin sin 0 sin Ocos 0 sin Osin + cos Ocos sin 0 cos Osin sin 0 - sin Ocos cos Ocos 0 (3) Les écarts de position AX,AY,AZ entre le point d'impact P et l'aéronef, 20 exprimés dans le repère inertiel et les écarts AX,P,AyP,AZ: exprimés dans le repère de la caméra sont liés par la relation vectorielle : AX P c AYl' c AZ c Par ailleurs, les coordonnées du point d'impact prévisionnel P dans le plan image 25 de la caméra sont données par : 15 R= =R An (4) AY AZ 3024127 13 xP = Yp zP f (5) De manière similaire, les écarts de position, AX,n,Ar.n,AZ,Û, entre le point de fuite et l'aéronef, exprimés dans le référentiel de la caméra, sont donnés par la relation 5 vectorielle : AX û AYû AZn =R 1 (6) 0 0 étant donné que le point de fuite est situé à l'infini sur l'axe 0,X,. 10 Les coordonnées du point de fuite dans le plan image de la caméra sont données par : f AYn f. men Azn f. men 15 Les caractéristiques ,dy,dF du segment [P,n] dans l'image peuvent s'exprimer au moyen des coordonnées du point d'impact prévisionnel et du point de fuite dans le plan image : xn = Yn zn (7) 3024127 YÉ2 - Yp tan ; = dy= sin 0. ( yp - yQ, ) + cos 0. ( zp - z/2) (8-2) 5 d = Yn (8-3) F COS 0J En remplaçant dans les relations (8-1), (8-2), (8-3), les expressions des coordonnées xp, yp, zp et xn, yn,z12 fournies par les relations (4), (5) et (6), (7), on obtient finalement : 10 Ç = arctan ((cos Ocos 0)AY + (cos Osin yisin 0 - sin Ocosyt)AH (9-1) (sin Ocos 0)AY + (sin 0 sin yi sin 0- cos Ocos yi) AH ) -z12 + zP 14 (8-1) dy= ( f AH (9-2) cos cos2 0)AX + (sin cos20)AY+ (cos Osin 0)AH 15 dF = f( tan y/- + tan 0 tan 9 (9-3) cos 0 i AX AY Les observables dans le repère inertiel, yr , - AH AH et - se déduisent par conséquent des caractéristiques du segment [P, n] dans l'image, au moyen des relations : ( ( d\ (10-1) 2 0 yi = arctan cos O. F- tan Otan 0 f )) AY(cos Osin sin 0-sin Ocos )- (sin çasin sin 0+ cos Ocos )tan ; = AH tan ;sin Ocos 0 -cos Ocos 0 (10-2) 3024127 15 AX = f ( f 2 e ) AY + 0 0 (10-3) -- dY sin vicos cos sin AH i AH cos y f cos2 0 Dans le calcul des observables, les angles de roulis et de tangage 0,0 peuvent être obtenus au moyen de capteurs embarqués sur l'aéronef ou bien être déterminés à partir 5 de l'image comme expliqué précédemment. A l'inverse de l'angle de cap relatif, les écarts AX,AY,AH ne peuvent être directement estimés à partir des caractéristiques du segment Si l'on note u(t) le vecteur défini par u(t) = (AX,AY,AH)T où t exprime ici la dépendance du vecteur en fonction du temps, v(t) = (vi v2 v3)T le vecteur vitesse de 10 l'aéronef dans le repère inertiel tel que fourni, par exemple, par les centrales inertielles de l'aéronef, on a les relations suivantes : ti(t) = A(t)u(t) + v(t) r(t) = g (u(t)) + n(t) (11-2) 15 où A(t) est une matrice de rotation qui dépend généralement du temps, g est la fonction qui à tout vecteur u(t) = (AX,AY,AH)T fait correspondre le vecteur , r(t) le vecteur des troisième et second observables dans le ( AX Ay -.T g (u(t)) = AH AH repère inertiel définis précédemment et n(t) est un vecteur aléatoire de bruit, supposé 20 gaussien. La présence de ce vecteur de bruit dans la relation (11-2) signifie simplement que la mesure des observables est entachée d'un bruit de mesure. On reconnait dans les relations (11-1) et (11-2) le formalisme classique d'un modèle dynamique comprenant une équation d'évolution (11-1), où v(t) est le processus générateur, et d'une équation d'observation (11-2). Le vecteur d'état est le vecteur u(t) et 25 le vecteur des observables mesurés est le vecteur r(t) . 3024127 16 Le choix judicieux du vecteur d'état (écarts de position entre le point d'impact prévisionnel et l'aéronef exprimés dans le repère inertiel) et de celui des observables (mesurés directement à partir des caractéristiques du segment [P,S2] ) conduit à une estimation particulièrement simple des écarts de position précités. 5 En effet, le fait d'utiliser un vecteur d'état directement dans le repère inertiel et non dans le repère de l'aéronef (animé d'un mouvement de rotation par rapport au repère inertiel) permet d'obtenir une équation d'évolution de forme particulièrement simple, puisque dans ce cas A(t)= O. Par conséquent, le modèle dynamique peut être décrit par les relations 10 ti(t) = v(t) (12-1) r(t) = g (u(t))+n(t) (12-2) Revenant à la Fig. 1, les second et troisième observables mesurés par le module 15 de mesure 130, autrement dit les composantes du vecteur sont fournis à chaque instant à un module d'estimation 140. Ce module d'estimation reçoit également les composantes du vecteur de vitesse de l'aéronef, v(t) , fournies par exemple par la centrale inertielle de l'aéronef. Le module 140 effectue en chaque instant t une estimation du vecteur u(t) des 20 écarts de position entre l'aéronef et le point d'impact prévisionnel. Cette estimation notée û(t) est obtenue de manière à minimiser le bruit de mesure n(t) . Par exemple, on pourra utiliser l'estimateur décrit dans l'article de D. Karagiannis et al. intitulé « A new solution to the problem of range identification in perspective vision systems » publié dans IEEE Trans. on Automatic Control, Vol. 50, No. 12, Dec. 2005, pp. 25 2074-2077 , à savoir : ( 1 (13-1) A1-1) t+Att+t = le (t) + ft a(i) - di avec 3024127 17 F' (t) = 2 [(- (AH --) t AH - (q t) v3(t) + 2v1(t) (AH) t + 2v2(t) (AH/ t1 (13-2) où À, est une constante prédéterminée gouvernant la convergence de 5 l'algorithme, et : V/ 1(0 - V3 (t) (-àX) \ 2 AH t ( 1 f 1 \ afl afl [ Kt) = -v3(t) --TA, i)t - at a, /AY \mi) t \H2 (t) - V3 (t) A,H)ti (13-3) , afl (a ar ar ar fl afl`T AX AY 10 ou - = - avec Y1= et r2 = AH AH . 1 2/ Dans les équations ci-dessus l'indice temporel t (ou t + At ) indique l'instant auquel la valeur est considérée. On notera que l'équation (13-1) donne la mise à jour de l'estimation de l'inverse de l'écart vertical, At représentant la périodicité de cette mise à 15 jour. AY L'estimation û(t) est ensuite déduite du vecteur r(t) -= ( AX -AH' -AH) et de l'estimation de l'écart vertical, AH . D'autres estimateurs pourront être alternativement utilisés sans sortir du cadre de la présente invention. Par exemple, on pourra recourir à l'estimateur décrit dans l'article 20 de O. Dahl et al. intitulé « Linear design of a nonlinear observer for perspective systems », publié dans Proc. of the 2005 IEEE Inn Conference on Robotics and Automation, Barcelona, Spain, 2005, pp. 429-435. L'estimation û(t) , autrement dit les écarts estimés AX,AY,AH , ainsi que la mesure sont ensuite fournis à un calculateur de guidage 150. Ce calculateur calcule les 25 ordres de guidage de manière à ce que l'aéronef vienne se placer dans le plan d'approche (généralement incliné de 3% par rapport au sol) et s'aligner selon l'axe longitudinal de la 3024127 18 piste. De manière générale, l'ensemble des ordres de guidage définit une loi de guidage que l'aéronef doit suivre pendant l'approche finale. Les ordres de guidage sont exprimés par le facteur de charge de consigne (loacl factor demand) et le taux de roulis de consigne (roll rate demand). On rappelle qu'en aérodynamique le facteur de charge est le rapport 5 du poids apparent au poids réel et que le taux de roulis est la dérivée de l'angle de roulis. Le facteur de charge de consigne est donné par : Nz,=K,AZ+Kv,V, (14-1) 10 où AZ -AH , V - (AZ)* est la vitesse verticale, et K, , Kv, sont des constantes prédéterminées. Le taux de roulis de consigne est donné par : 0, =KyAY+ Kyy ± K00 (14-2) 15 où KY, K et K0 sont des constantes prédéterminées et où l'angle de cap relatif par rapport à la piste, yi , est mesuré à partir de (10-1). L'angle de roulis 0 peut être obtenu à partir de mesures de capteurs embarqués sur l'aéronef ou mesuré à partir de l'angle formé entre la ligne d'horizon et l'horizontale de l'image, comme expliqué précédemment. 20 Les ordres de guidage sont ensuite transmis à un calculateur de commandes de vol, 160. Celui-ci détermine alors les commandes à appliquer aux actionneurs des gouvernes pour satisfaire aux ordres de guidage. Le système de pilotage automatique peut notamment utiliser une loi C* pour le contrôle longitudinal et une loi Y* pour le contrôle 25 transversal, de manière connue en soi. Ainsi, la loi C* commande les gouvernes de profondeur au moyen de : DQ= Kiq+ K2nz+ K, f(nz- Nzjdt+ 1(41\1z, (15-1) 3024127 19 où DO est la commande de l'actionneur de gouverne, Nz, est le facteur de charge de consigne précédemment calculé, nz est le facteur de charge instantané, q est la vitesse de tangage et K4 sont des constantes prédéterminées. De manière similaire, la loi Y* commande les ailerons et les dérives, 5 respectivement au moyen de : DP= iç2p+ iç3r + IÇ4ç 0+ iç5fi+ iç60, (15-2) DR= k2i1+ 1(22r + 1(23V+ k4 J+ 1(250, (15-3) 10 où DP et DFi sont respectivement la commande des ailerons et de la dérive, 'p est l'angle de roulis, p est la vitesse de roulis (où p = r tan(0) avec r vitesse de lacet et G angle d'assiette), q est la vitesse de tangage, la est l'angle de dérapage et les coefficients ku sont des constantes prédéterminées. Une description détaillée des lois de commande précitées pourra être trouvée dans l'article de Farineau intitulé « Lateral electric flight 15 control laws of the A320 based upon eigenstructure assignment techniques » publié dans Proceedings of the AIAA GNC Conference, 2004. Dans sa forme la plus simple, le système d'atterrissage automatique selon l'invention ne comprend pas le calculateur de commandes de vol 160 (représenté en trait discontinu), celui-ci pouvant être simplement le système CDVE (Commandes De Vol 20 Electriques) existant sur l'aéronef. On peut donc aisément effectuer un retrofit de l'aéronef sans avoir à modifier le système CDVE. La Fig. 5 représente de manière schématique un système d'atterrissage automatique, 500, selon un second mode de réalisation de l'invention. 25 Ce mode de réalisation diffère du premier en ce qu'en sus d'effectuer une estimation des écarts de position entre l'aéronef et le point d'impact prévisionnel Prw, on estime également tout ou partie des écarts de position entre l'aéronef et les différents « coins » de la piste (c'est-à-dire les sommets du rectangle représentant la piste) et, plus précisément : 3024127 20 les écarts de position AXA,AYA,AZA entre l'aéronef et le sommet proximal gauche A, ; les écarts de position AXB,AYB,AZB entre l'aéronef et le sommet distal gauche, Bny; 5 les écarts de position AXc,AYc,AZc entre l'aéronef et le sommet proximal droit, C, ; - les écarts de position AXD,AYD,AZD entre l'aéronef et le sommet distal droit, D 10 Le système d'atterrissage automatique selon le second mode de réalisation de l'invention comprend, comme dans le premier mode de réalisation, un système de capture d'images, 510, identique au système 110 précédemment décrit, des moyens d'analyse d'image, 520, un module de mesure 530, adapté à mesurer des observables dans le repère inertiel, un module d'estimation 540 pour estimer, en sus des écarts de position, 15 AX,AY,AH , du premier mode de réalisation, tout ou partie des écarts de position entre les différents sommets de la piste et de l'aéronef. L'ensemble des écarts de position ainsi estimés est ensuite fourni à un module de consolidation, 545 qui fusionne les écarts de position ainsi estimés pour obtenir des écarts consolidés de position AX,AY,AH entre le point d'impact prévisionnel et l'aéronef. 20 Par ailleurs, le module d'estimation 540 peut en outre déterminer à partir des différents écarts de position estimés, la longueur et/ou la pente de la piste, afin d'adapter par exemple la puissance de freinage de l'aéronef lorsqu'il est en contact avec le sol (estimation de longueur de piste) ou pour modifier l'arrondi (flore) de la trajectoire (estimation de la pente). 25 Les moyens d'analyse d'image, 520, effectuent d'abord une détection de la piste d'atterrissage, comme précédemment. Outre les caractéristiques du segment [P, n], les moyens d'analyse d'image peuvent également déterminer celles des segments [A,s2] , [B,s2], [c,n], [D,s2] . On rappelle que les caractéristiques d'un segment sont un 3024127 21 ensemble de paramètres permettant de définir ce segment dans l'image. La Fig. 6 représente une image prise par le système d'image 510 ainsi qu'un exemple de caractéristiques du segment [A, n] , à savoir : 5 l'angle ÇA entre l'axe vertical et la droite (SCA), la distance dyA du point A à la ligne d'horizon Dh, la distance dFA entre la projection orthogonale, Ah, du point A sur la ligne d'horizon et le point de fuite çà . 10 On comprendra que des caractéristiques similaires peuvent être déterminées pour les autres sommets B,C,D de la piste. AX AY Le module de mesure 530 mesure non seulement les observables yr , AH AH comme le module 130, mais aussi les observables correspondants, relatifs aux différents sommets de la piste, par exemple les observables A, AXA , AY A relatifs au point A. Où AZA AZA 15 l'angle Y1A est le cap relatif de l'aéronef par rapport à la droite ( AS2 ). Le module d'estimation 540 estime là encore non seulement les écarts de position AX,AY,AH comme dans le premier mode de réalisation, mais aussi les écarts de position relatifs aux différents sommets de la piste, par exemple les écarts de position AXA,AYA,AZA . L'estimation est obtenue selon le même principe que celui des relations 20 (12-1), (12-2) et (13). A la différence du premier mode de réalisation, le second mode de réalisation comprend un module de consolidation 545 qui fusionne les estimations des écarts AX,AY,AH avec celles des écarts obtenus pour les différents sommets de la piste, par exemple les écarts de position AXA,AYA,AZA relatifs au point A, , les écarts 25 AXB,AYB,AZB relatifs au point B, , etc. Les écarts estimés relatifs aux différents sommets peuvent être consolidés avec 3024127 22 ceux relatifs au point d'impact prévisionnel de manière à obtenir des estimations d'écarts ............,_ consolidées. Par exemple, l'estimation AY de l'écart latéral de la position de l'aéronef par rapport au point d'impact peut être consolidé avec les estimations des écarts latéraux AYA et Mc de la position de l'aéronef par rapport aux sommets A, et C, : 5 Ay , Ày+ AYA +Ayc 2 (16) _..............,_ De manière similaire, l'estimation AX de l'écart longitudinal de la position de l'aéronef par rapport au point d'impact peut être consolidé avec les estimations des écarts 10 longitudinaux AXA et AzYc : AX = AX + AXA 2± AXc + Ô (17) où Ô est la distance normalisée du point d'impact prévisionnel au seuil de la piste défini 15 par le segment [A,,,,C,]. D'autres formes de consolidation pourront être envisagées par l'homme du métier sans sortir du cadre de la présente invention. En tout état de cause, les estimations ainsi consolidées AX,AY,AH présentent une plus grande robustesse et une meilleure stabilité 20 de suivi que les estimations initiales AX,AY,AH . Notamment cette consolidation permet d'améliorer l'observabilité des estimations initiales AX,AY,AH lorsque l'avion est aligné dans l'axe de la piste d'atterrissage et stable dans le plan d'approche. REVENDICATIONS1. Système d'atterrissage automatique d'un aéronef sur une piste d'atterrissage caractérisé en ce qu'il comprend : - un système de prise d'images (110, 510) embarqué à bord dudit aéronef et destiné à prendre une série d'images successives du sol ; - des moyens d'analyse d'image (120, 520) pour détecter dans une image une piste d'atterrissage et déterminer dans cette image les caractéristiques d'un segment [P,S2] reliant un point d'impact prévisionnel P sur ladite piste et un point de fuite çà de ladite image ; - des moyens de mesure (130, 530) pour mesurer une pluralité d'observables dans un repère inertiel lié à la piste, à partir des caractéristiques du segment [P,S2], ladite pluralité d'observables comprenant un premier observable défini par l'angle de cap relatif (yi) de l'aéronef par rapport à un axe médian de la piste, un second observable AH défini par le rapport d'un écart latéral sur un écart vertical de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact et un troisième observable (-) défini par le rapport d'un AH écart longitudinal sur ledit écart vertical de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact ; - des moyens d'estimation (140, 540) pour estimer des écarts de position longitudinal (AX ), latéral (AY ) et vertical (AH) de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact, exprimés dans le repère inertiel, à partir des mesures des premier, second et troisième observables ; - des moyens de guidage (150, 550) pour calculer des ordres de guidage de l'aéronef à partir des écarts de position longitudinal, latéral et vertical ainsi estimés, et dudit angle de cap relatif. 2. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 1, caractérisé en ce que les caractéristiques du segment [P,n] dans l'image sont l'angle ; entre la droite 3024127 24 ( Pçà ) avec la verticale de l'image, la distance d y du point P à une ligne d'horizon Dh et la distance dF entre la projection orthogonale, Ph, du point P sur la ligne d'horizon et le point de fuite çà . 5 3. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 2, caractérisé en ce que, le système de prise d'images comprenant une caméra embarquée et que l'angle de cap relatif yr est mesuré dans l'image par les moyens de mesure (130, 530) au moyen de la relation : ( id d, 10 v u = arctan cos . = - tan Otan 0 f )/ où f est la distance focale de la caméra embarquée, 0 est un angle de roulis et G est l'angle d'assiette de l'aéronef. 15 4. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 3, caractérisé en ce que le second observable est mesuré dans l'image par les moyens de mesure (130, 530) au moyen de la relation : AY(cos Osin sin 0 - sin Ocos ) - (sin çasin sin 0+ cos Ocos ) tan = AH tan sin Ocos 0 - cos Ocos 0 5. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 4, caractérisé en ce que le troisième observable est mesuré dans l'image par les moyens de mesure (130, 530) au moyen de la relation : i - ((sin vicos2 0) AY ± cos 0 sin 0 AX d y AH i = AH cosy f cos2 6 20 25 3024127 25 6. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 5, caractérisé en ce que les écarts de position longitudinal, latéral et vertical de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact sont estimés par les moyens d'estimation (140, 540) au moyen d'un modèle dynamique utilisant comme équation d'état ù(t)= v(t) , où 5 u(t) = (3./Y,A,Y,A.H)T est un vecteur constitué desdits écarts de position longitudinal, latéral et vertical à l'instant t, v(t) est le vecteur vitesse de l'aéronef dans un repère inertiel, et comme équation d'observation r (t) = g (u(t)) + n(t) , où r (t) le vecteur des troisième et second observables, et g est la fonction qui à tout vecteur u(t) = (AX,AY,AH)T fait correspondre le vecteur g (u(t)) = ( AX Al 7\T n(t) est un BAH AH) 10 vecteur de bruit de mesure. 7. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 1, caractérisé en ce que les ordres de guidage de l'aéronef comprennent un facteur de charge de consigne et un taux de roulis de consigne, les moyens de guidage (150, 550) calculant le facteur de 15 charge de consigne par la relation : Nz, = K AZ +Kv,17, - où AZ -AH , V -(3,4 est la vitesse verticale, et K, , Kv, sont des constantes 2 0 prédéterminées, et le taux de roulis de consigne par la relation : Oc = Ky AY + Ky+ K00 où KY, K et K0 sont des constantes prédéterminées. 25 8. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un calculateur de commandes de vol (160, 560) adapté à calculer 3024127 26 des commandes à appliquer aux actionneurs des gouvernes de l'aéronef pour satisfaire aux dits ordres de guidage. 9. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 1, caractérisé en ce 5 que les moyens d'analyse d'image (520) déterminent en outre les caractéristiques d'au moins un segment ( [A, n] ) parmi la pluralité de segments reliant chacun un sommet de la piste au point de fuite çà , les moyens de mesure (530) mesurent une pluralité d'observables additionnels dans un repère inertiel lié à la piste à partir des caractéristiques dudit au moins un segment, ladite pluralité d'observables additionnels comprenant un 10 premier observable additionnel défini par l'angle de cap relatif ( A ) de l'aéronef par rapport à une droite passant par le sommet de la piste et le point de fuite, un second observable additionnel ( AYA ) défini par le rapport d'un écart latéral de la position de AZA l'aéronef par rapport audit somment et un troisième observable additionnel (`"1A ) défini AZA par le rapport d'un écart longitudinal sur un rapport vertical de la position de l'aéronef par 15 rapport audit sommet , les moyens d'estimation (540) estiment des écarts de position longitudinal ( AXA ), latéral (AYA ) et vertical (AZA) additionnels de la position de l'aéronef par rapport audit sommet de la piste, exprimés dans le repère inertiel, à partir des mesures des premier, second et troisième observables additionnels, le système d'atterrissage automatique comprenant en outre des moyens de consolidation (545) pour fusionner les 20 estimations des écarts de position longitudinal, latéral et vertical avec les estimations desdits écarts de position longitudinal, latéral et vertical additionnels par rapport audit sommet de la piste et fournir des écarts consolidés de position longitudinal, latéral et vertical entre l'aéronef et le point d'impact prévisionnel. 25 10. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 9, caractérisé en ce que les moyens de guidage calculent les ordres de guidage de l'aéronef à partir des estimations écarts de position longitudinal, latéral et vertical après qu'elles aient été fusionnés avec les écarts de position longitudinal, latéral et vertical additionnels. 3024127 27 11. Système d'atterrissage automatique selon la revendication 9, caractérisé en ce que les moyens d'estimation fournissent également à partir des estimations des écarts de position longitudinal, latéral et vertical additionnels, une estimation de la longueur et/ou de la pente de la piste d'atterrissage. 5 12. Procédé d'atterrissage automatique d'un aéronef sur une piste d'atterrissage, caractérisé en ce qu'il comprend : - la prise d'une série d'images successives du sol ; - une analyse d'image pour détecter dans une image la présence d'une piste 10 d'atterrissage et déterminer dans cette image les caractéristiques d'un segment [P,n] reliant un point d'impact prévisionnel P sur ladite piste et un point de fuite çà de ladite image ; - une mesure d'une pluralité d'observables dans un repère inertiel lié à la piste à partir des caractéristiques du segment [P,s2], ladite pluralité d'observables comprenant 15 un premier observable défini par l'angle de cap relatif ( yi ) de l'aéronef par rapport à un axe médian de la piste, un second observable (-AY) défini par le rapport d'un écart latéral AH de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact et un troisième observable AX AH) défini par le rapport d'un écart longitudinal sur un rapport vertical de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact ; 2 0 - une estimation des écarts de position longitudinal (AX ), latéral (AY ) et vertical (AH) de la position de l'aéronef par rapport audit point d'impact, exprimés dans le repère inertiel, à partir des mesures des premier, second et troisième observables ; - un calcul d'ordres de guidage de l'aéronef à partir des écarts de position longitudinal, latéral et vertical ainsi estimés, et dudit angle de cap relatif. 25