Brevet FR3057986A1 — publié le 20180427

PROCEDE ET SYSTEME DE DETERMINATION D'UN PROFIL DE DESCENTE ET DE REJOINTE SYNCHRONE EN POUSSEE MINIMALE POUR UN AERONEF La présente invention concerne un procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible contraint en temps par un aéronef, et le système de mise en oeuvre dudit procédé. Le domaine d'application du procédé selon l'invention est notamment celui de la planification et du guidage de trajectoire d'un aéronef dans les phases de descente, ainsi que de la gestion du trafic aérien dans les procédures de fin d'en-route ou d'approche des aéroports. Le procédé de l'invention peut s'appliquer également à la gestion de mission d'aéronefs sans pilote, si ces derniers sont soumis à des contraintes de temps de vol ou d'insertion dans un trafic avec d'autres aéronefs. Dans les pratiques actuelles de contrôle aérien, les contrôleurs attribuent aux aéronefs des vitesses, ou leur font exécuter des manoeuvres latérales, pour assurer un séquencement efficace des aéronefs dans les zones de contrôle terminales. Pour aider le contrôleur dans cette tâche, divers outils ont été élaborés. Les prédictions de vol de l'aéronef permettent d'estimer son temps de vol et son heure d'arrivée en certains points caractéristiques de l'approche. Des outils tels qu'un gestionnaire d'arrivée AMAN (en anglais « Arrivai MANager «) permettent alors d'afficher la séquence d'arrivée des différents aéronefs, et d'identifier pour chacun un temps à perdre (en anglais « Time To Loose ») ou à gagner (en anglais « Time To Gain ») pour établir un séquencement des aéronefs à la piste qui satisfasse la cadence requise, tout en maintenant la séparation nécessaire à la sécurité des vols. Le choix de la consigne de vitesse ou de manoeuvre latérale est apprécié par le contrôleur selon le délai à gagner ou à perdre, en prenant en compte le trafic environnant. Les informations de prédiction verticale de l'aéronef, disponible par le protocole ADS-C (en anglais Automatic Dependent Surveillance Broadcast) sous forme de EPP (en anglais Extended Projected Profile), ne sont aujourd'hui pas prises en compte dans la détermination des consignes latérales ou de vitesse. 3057986 2 Les aéronefs actuels sont capables de déterminer un profil de descente optimisé selon un critère économique, souvent un indice de coût, réalisant un compromis entre consommation de carburant et temps de vol, parfois synthétisé sous la forme d'un critère de performance. Le profil de 5 vitesse en descente, ainsi que le point de début de descente, sont déterminés de manière à maximiser l'utilisation d'une poussée minimale en cours de descente, tout en satisfaisant les contraintes d'altitude et de vitesse requises par le plan de vol. Ces contraintes peuvent être issues des procédures définies en base de données de navigation et insérées dans le 10 plan de vol, ou avoir été saisies par le pilote, sur demande ou non de l'opérateur au sol. Lorsqu'une contrainte de temps d'arrivée est requise (également appelée RTA (en anglais « Required Time of Arrivai ») ou CTA/CTO (en anglais « Constrained Time of Arrivai / Overfly »), le système embarqué de 15 gestion de vol FMS (en anglais « Flight Management System ») peut calculer un nouveau profil de vitesse, et le profil de descente associé, permettant de satisfaire la contrainte temporelle. Les profils de calcul de vitesse RTA peuvent être assurés de plusieurs manières, soit par recherche d'un indice de coût satisfaisant la contrainte comme décrit dans la demande 20 de brevet US8744768, soit selon des stratégies de vitesse plus élaborées, par exemple en utilisant les profils temporel correspondant respectivement à un vol à vitesse minimale, maximale, ou économique, comme décrit dans la demande de brevet US8332145. Il est également possible de calculer automatiquement une manoeuvre latérale assurant le temps d'arrivée 25 souhaité comme décrit dans la demande de brevet US8457872. Le critère pour la détermination de ces manoeuvres reste la contrainte de temps, sans prise en compte de gestion d'énergie. Dans le cadre des opérations de synchronisation entre aéronefs de type ASAS (en anglais « Airbome Separation Assistance System ») ou FIM 30 (en anglais « Flight deck based Interval Management »), utilisant les données échangées entre avions par le protocole ADS-B, des manoeuvres latérales et en vitesse ont été élaborées pour acquérir puis se maintenir à un espacement temporel ou spatial derrière un autre aéronef. Une manoeuvre latérale consiste à déterminer, sur la route courante ou le long du cap courant, un point de virage vers un point spécifié, permettant d'acquérir 3057986 3 l'espacement requis comme décrit dans les demandes US8386158, US8078341 ou US8862373. Puis un ajustement en vitesse est appliqué pour affiner et maintenir l'espacement spécifié. Mais le point de virage, comme la consigne de vitesse, sont établis pour obtenir l'espacement requis, sans 5 prendre en compte l'impact sur l'énergie ou la capacité de descente de l'aéronef. Par ailleurs, des procédés ont été définis pour assurer automatiquement la rejointe latérale et verticale d'un plan de vol et d'un profil de descente de référence comme décrit dans la demande de brevet 10 US8515598, éventuellement en maximisant l'utilisation de la poussée minimale comme décrit dans la demande US9188978. Lors de ces manoeuvres de capture latérale et verticale, l'énergie de l'avion peut être prise en compte pour ajuster le profil vertical, et la distance requise pour assurer la stabilisation peut être évaluée. En particulier, la trajectoire peut 15 être modifiée et allongée pour assurer une longueur suffisante à la stabilisation de l'aéronef avant l'atterrissage. Toutefois, ces procédés ne prennent pas en compte une éventuelle contrainte de temps pour réaliser le meilleur compromis entre vitesse et longueur de trajectoire, de manière à favoriser un maintien de descente en poussée minimale. 20 La prise en compte d'une contrainte de temps dans le calcul d'un profil de descente optimisé en énergie a été également proposée dans la demande de brevet US9026275 mais agit sur les paramètres d'altitude, de vitesse, de poussée sur une trajectoire latérale prédéterminé, sans utiliser la modification latérale de la trajectoire comme degré de liberté d'optimisation. 25 Enfin, la demande de brevet US 20160063867, publiée le 3 mars 2016, décrit un ajustement de la vitesse et de la trajectoire latérale, en présence d'une contrainte temporelle fixée sur un point cible de rejointe. Le procédé décrit consiste à surveiller l'énergie et le temps de passage en un point aval de la descente, de manière à assurer le respect du plan de vol. Le 30 système de récupération d'énergie, décrit par ce document, met en oeuvre un procédé de calcul qui identifie les ajustements nécessaires de paramètres de contrôle de la trajectoire pour forcer l'aéronef à suivre des profils de récupération d'énergie et de temps au point cible d'arrivée en utilisant un allongement minimal de la trajectoire latérale. Le procédé décrit peut 35 conduire à des ajustements de la vitesse et de la trajectoire latérale mais 3057986 4 inclut également la possibilité de poussée ou de traînée additionnelle. L'objectif revendiqué dans ce document est de sécuriser prioritairement le respect de l'énergie et accessoirement si possible le respect du temps de vol requis, sans que l'optimisation économique soit systématiquement 5 recherchée. En outre, le procédé ne décrit ni les modalités de calcul du profil vertical, ni la manière dont sont pris en compte les effets du vent et/ou de la trajectoire latérale sur ce profil. Ce procédé ne précise donc pas comment, en présence d'une modification significative du temps d'arrivée prévu dans le temps de vol, une manoeuvre latérale peut être élaborée pour respecter le 10 nouveau temps d'arrivée en réalisant le compromis le plus efficace économiquement en termes de consommation de carburant. Un premier problème technique est de fournir un procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef dans lequel la consommation de carburant le 15 long du profil est minimisée sans surcroit d'énergie de l'aéronef et en respectant la contrainte de temps d'arrivée fixée au point cible de descente et de rejointe. Un deuxième problème technique est de fournir un procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale, 20 solution du premier problème technique et simple à mettre en oeuvre. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef, le profil de descente en permanence en poussée minimale étant défini à partir d'un premier état initial de l'aéronef initial jusqu'à un deuxième 25 état final de l'aéronef contraint temporellement, le premier état initial de l'aéronef comportant une première position géodésique Qi de départ, un temps initial ti, une première altitude initiale hi, une première vitesse initiale de l'aéronef Vi relative au sol et une première vitesse de vent Wi, le deuxième état final de l'aéronef comportant une deuxième position 30 géodésique Qf d'arrivé au point cible, un temps final tf de contrainte, une deuxième altitude finale hf, une deuxième vitesse finale de l'aéronef Vf relative au sol et une deuxième vitesse de vent Wf, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte : 3057986 5 .- une première étape de calcul d'un différentiel d'énergie de l'aéronef dans l'air LxEa entre le premier état initial de l'aéronef et le deuxième état final de l'aéronef ; et une deuxième étape, consécutive à la première étape consistant à 5 .* fournir un profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef, correspondant à une stratégie de descente dans l'air qui assure en permanence un régime moteur à poussée minimale et utilisant un ou plusieurs paramètres ajustables, puis à .- ajuster le ou les paramètres ajustables de sorte qu'un profil ajusté 10 d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air va(t) de l'aéronef assure la consommation de la variation d'énergie de l'aéronef dans l'air ÊEa dans le délai requis At -requis, et la variation d'altitude requise hi - hf dans le délai requis avec en permanence un régime moteur à poussée constante et minimale ; et 15 .- une troisième étape, consécutive à la deuxième étape, de détermination d'une trajectoire géodésique latérale P(t) de l'aéronef à partir du profil d'altitude ajusté h(t), du profil de vitesse dans l'air ajusté Va(t) et de la connaissance des vitesses des vents dans la zone géographie de traversée prévue de l'aéronef. 20 Suivant des modes particuliers de réalisation, le procédé de détermination de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef comprend l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : .- la première étape consiste à déterminer le différentiel de l'énergie de 25 l'aéronef dans l'air AEa comme la différence Eai - Eaf entre l'énergie de l'aéronef dans l'air à l'état initial Eai et l'énergie de l'aéronef dans l'air à l'état final Eaf, l'énergie de l'aéronef dans l'air Eai à l'état initial étant égale à la somme ET; Ewi de l'énergie totale ET; de l'aéronef à l'état initial et d'un premier terme correctif Ewf de l'effet des vents à l'état initial sur la pente air 30 suivie de l'aéronef, et l'énergie de l'aéronef dans l'air Eaf à l'état final étant égale à la somme ETf Ewf de l'énergie totale ETf de l'aéronef à l'état final et d'un deuxième terme correctif Ewf de l'effet des vents à l'état final sur la pente air suivie de l'aéronef, avec 1 ETi = 27n(ti)Vi2 + m(ti). g. hi 3057986 et Ewi = - 2 m(ti)Wi2 -m(ti).(14 -144).Wi et 1 ET! = iM(t! ). Vf2 M.(tf). g.hf Ew f = - M(tf). Wf2 - M(tf). (Vf - Wf ). Wf et m(ti), m(tf)désignant la masse de l'aéronef respectivement à l'instant initial ti et l'instant final tf ; .- le profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air 10 Vam(t) de l'aéronef est décomposé en une succession temporelle d'un nombre N, supérieur ou égal à 2, de profils élémentaires ajustables d'altitude hm(k,t) et de vitesse dans l'air Vam(k,t) de l'aéronef, l'indice k étant un indice d'identification de l'ordre de succession temporelle des profils élémentaires ajustables hm(k, t), Vam(k,t) compris entre 1 et N ; et le profil élémentaire 15 hm(1, t) et Vam(1, t) évolue sur un premier intervalle temporel élémentaire IT(1) compris entre le temps initial ti et un premier temps intermédiaire t(2) formant respectivement les temps associés au premier état initial et à un premier état intermédiaire de l'aéronef ; et pour k variant entre 2 et N-1, le profil élémentaire hm(k, t) et Vam(k, t) évolue sur un k-ième intervalle temporel 20 élémentaire IT(k) compris entre un (k-1)-ième temps intermédiaire t(k) et un k-ième temps intermédiaire t(k+1) formant respectivement les temps associés au (k-1)-ième état intermédiaire et au k-ième état intermédiaire de l'aéronef ; et le profil élémentaire hm(N, t) et Vam(N, t) évoluent sur un N-ième intervalle temporel élémentaire IT(N) compris entre le (N-1)-ième temps 25 intermédiaire t(N) et le temps final tf formant respectivement les temps associés au (N-1)-ième état intermédiaire et au deuxième état final de l'aéronef ; et deux intervalles consécutifs IT(k), IT(k+1) pour k variant de 1 à N-1 sont contigus, les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k ,t), pour k variant de 1 à N correspondent à des phases c13(k) de descente en régime moteur 30 constant et minimal, les phases de descente en régime moteur constant et minimal étant comprises dans l'ensemble formé par les phases de descente et 5 3057986 7 à vitesse CAS constante, les phases en accélération constante et les phases décélération à rapport d'énergie ER constant ; .- pour chaque phase de descente (1)(k) et le profil ajustable correspondant hm(k, t) et Vam(k ,t), k variant de 1 à N, l'instant de début de 5 l'intervalle IT(k), t(k), l'instant de fin de l'intervalle IT(k), t(k-F1), les altitudes hm(t(k)), et hm(t(k+1)), les vitesses de l'aéronef dans l'air Vam(k, t(k)) et Vam((k,t(k+1)), les énergies résiduelles SEPm(k, t(k)), SEPm(k, t(k+1)), correspondant respectivement aux deux instants t(k) et t(k+1) sont reliés par la relation : 10 SEP,i(k, t(k)) + SEP,,,(k,t(k + 1) 2 . (t(k + 1) - t(k)) = [11,,(t(k + 1) - hm(t(k)] + V am2 (k , t(k + 1)) - V am2(k, t(k)) 2g .- pour k variant de 1 à N, .* lorsque les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k ,t) correspondent a une phase (I)(k) de descente en accélération constante bornée et en régime moteur constant et minimal, la durée Atm(k) du k-ième intervalle élémentaire 15 IT(t) et la variation d'altitude /hm(k) sur ledit intervalle IT(k) vérifient les équations : Atm (k) = Vam (k, t(k + 1)) - Vam (k, t(k)) A 20 et Ohm (k)= (sEpin(k,t(k))+ zA 2g SEPm(k,t(k+1)) Vam(t(k))+Vam(t(k+1))) a (Vm (t(k + 1)) - Vam(t(k))) 25 . lorsque les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k ,t) correspondent a une phase c(k) de descente à vitesse CAS ou Mach constante et en régime moteur constant et minimal, la durée Atm(k) du k-ième intervalle élémentaire IT(t) et la variation d'altitude Ohm(k) sur ledit intervalle IT(k) vérifient les équations 3057986 8 Ahm (k) = hm (k, t(k + 1)) - hm (k, t(k)) et 3,t,'(k) = 2 . hm(k) +Vam2(t(k + 1) - V am2 (t (k))) S E Pm(k, t(k)) + S E Pm(k , t(k + 1)) 2g 5 .* lorsque les profils ajustables h(k, t) et Va(k ,t) correspondent a une phase (1)(k) de descente en décélération à rapport d'énergie ER constant et en régime moteur constant et minimal, la durée At(k) du k-ième intervalle 10 élémentaire IT(t) et la variation d'altitude Ah(k) sur ledit intervalle IT(k) vérifient les équations : Atm (k) 2 (Vam2 (t(k + 1) - Vam2 (t(k)) ER. (SEPm(k, t(k)) + SEPm(k, t(k + 1))) 2g 15 et Ohm(k) = ER 2g (1 - ER) (V am2 (t(k + 1)) - V am2 (t(k))) .- le modèle paramétrique de profil d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air va(t) de l'aéronef à ajuster comporte trois phases successives : une 20 première phase d'accélération/décélération vers une vitesse CAS souhaitée, puis une deuxième phase à la vitesse CAS souhaitée constante, puis une troisième phase d'accélération/décélération vers la vitesse finale, la vitesse CAS souhaitée et les durées des trois phases étant ajustées de sorte à satisfaire la contrainte de durée totale A t --requis ainsi que la durée de 25 contrainte de variation d'altitude hi - hf ; 3057986 9 .- le profil modélisé d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air Va(t) de l'aéronef à ajuster comporte trois phases successives : une première phase à la vitesse CAS initiale sur une première tranche d'altitude Ah(1) avec une durée ajustable permettant de faire varier un instant de début de 5 décélération, puis une deuxième phase de décélération de la vitesse CAS initiale à la vitesse CAS finale, puis une troisième phase de descente à la vitesse CAS finale jusqu'à l'altitude finale, la variation d'altitude Ah(1) avant la décélération est ajustée de manière itérative pour obtenir la durée de la première phase ; 10 .- la troisième étape comporte une première sous-étape au cours de laquelle, des positions horizontales de départ et d'arrivée, Pai et Paf, au sein de la masse d'air sont déterminées à partir de positions géodésiques horizontales de départ et d'arrivée, Pi et Pf, et de la vitesse horizontale du vent Whor(h)> en supposant que la vitesse et la direction du vent ne 15 dépendent que l'altitude h et en utilisant la relation : tf Pculjaf = PL f Whor (11(0)dt et une deuxième sous-étape de détermination d'une distance latérale requise dans l'air à parcourir Da à partir du profil de vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t) et de la pente air y(t) en utilisant l'équation : t2 Da = J Va(t). cos (y(t)) dt ti 20 une troisième sous-étape de détermination d'une trajectoire latérale dans l'air Pa(t) joignant les positions horizontales de départ et d'arrivée, Pai et Paf et prenant en compte les vecteurs de vitesse initiale et finale dans l'air, la longueur de la trajectoire latérale dans l'air Pa(t) étant contrainte en étant mise égale à la distance latérale dans l'air requise à parcourir Da , 25 une quatrième sous-étape de calcul d'une trajectoire latérale géodésique Pa(t) déduite à partir de trajectoire latérale dans l'air Pa(t) et de la carte de vent ; .- la troisième étape comporte une première sous-étape de fourniture d'une trajectoire latérale préliminaire d'un type prédéterminé ajustable par la 30 modification d'un paramètre, et un modèle de vent fonction de l'altitude et éventuellement de la position horizontale et éventuellement du temps, et une deuxième sous-étape d'ajustement de l'au moins un paramètre de la ti 3057986 10 trajectoire latérale préliminaire au cours de laquelle l'au moins un paramètre d'ajustement est modifié de sorte que la distance géodésique horizontale parcourue le long de la trajectoire latérale préliminaire ajusté en tenant compte des vents se termine précisément à la position géodésique finale Pf, 5 et une troisième sous-étape de détermination d'une distance géodésique horizontale requise à partir des profils d'altitude h(t) et de vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t), en évaluant à chaque instant t le module IIV.gm'il de la vitesse géodésique horizontale de l'aéronef à partir de la vitesse air Va(t) et de composantes de la vitesse du vent (XW(t), TW(t)), et en intégrant au 10 cours du temps le module de la vitesse géodésique horizontale suivant les équations : t2 t2 D= dt = ('IVa2 - XW 2 (t) + TW (t) dt tl XW(t) et TW(t) désignant respectivement la composante transversale et la composante longitudinale du vent à l'instant t ; .- le procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en 15 poussée minimale d'un point cible par un aéronef décrit ci-dessus comprend en outre une quatrième étape, consécutive à la troisième étape, de corrections des profils d'altitude h(t) et de vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t), et de la trajectoire géodésique latérale, déterminés respectivement dans les deuxième et troisième étapes, qui prennent en compte, un premier effet 20 E1(t) des gradients de vent dans le calcul de l'énergie résiduelle dans l'air SEP et/ou un deuxième effet E2(t) des virages sur le facteur de charge qui modifie la masse apparente dans le calcul de la variation de l'énergie résiduelle dans l'air SEP(t), l'expression générale de l'énergie résiduelle dans l'air SEP(t) s'écrivant sous la forme : 25 SEP(t) =Va(t) dVa(t) + Ei(t)) + dh(t) (1 + E2 (t)) g dt dt où g désigne l'accélération de la pesanteur au voisinage de la surface de la Terre ; .- la quatrième étape est un processus itératif, comportant des première, deuxième, troisième, quatrième sous-étapes exécutées en boucle ; 30 et la première sous-étape, exécutée initialement à la fin de la troisième étape et postérieurement à la quatrième sous-étape lorsqu'au moins une itération a 3057986 11 été décidée au cours de la troisième sous-étape, consiste à déterminer de manière conventionnelle une évolution temporelle d'un vecteur d'état de l'aéronef incluant au moins l'altitude h(t), la vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t), la distance géodésique parcouru D(t) le long de la trajectoire 5 géodésique P(t) courante, initialement déterminée en début d'une première itération dans la troisième étape ou déterminée au cours de la quatrième sous-étape de la quatrième étape, en prenant en compte les gradients de vent et le facteur de charge des virages dans le calcul de la variation d'énergie résiduelle SEP(t) jusqu'à ce que soit la position finale, soit l'altitude 10 finale est atteinte en un point d'arrêt de la trajectoire géodésique courante ; et la deuxième sous-étape, exécutée postérieurement à la première sous-étape, consiste en ce que des écarts bruts 6D1 , Sti ,8h, SVa, concernant la distance géodésique parcourue, le temps, l'altitude, la vitesse dans l'air sont évaluées entre l'état de l'aéronef, considéré au point d'arrêt et calculé en 15 prenant en compte les effets de correction, et l'état final souhaité, et en ce que des écarts affinés SD2 , Ôt2 , concernant distance géodésique parcourue, le temps sont évalués en fonction des écarts bruts 6D1 , 8t1 , entre l'état de l'aéronef, considéré au point d'arrêt et calculé en prenant en compte les effets de correction, et l'état final souhaité ; et la troisième sous- 20 étape de test et de décision d'exécution d'une itération de la boucle, exécutée postérieurement à la deuxième sous-étape, consiste en ce que les écarts affinés 8D2 , 6t2 de distance géodésique parcourue et de temps d'arrivée au point d'arrêt sont comparés à un seuil d'arrêt de sortie de la boucle E , un branchement est réalisé sur la quatrième sous-étape est 25 réalisé lorsqu'au moins un des écarts affinés 8D2 , 8t2 est supérieur ou égal au seuil d'arrêt, et un arrêt de la quatrième étape lorsque les deux écarts affinés 8D2 , 8t2 sont strictement inférieur au seuil, la quatrième étape est terminée ; et la quatrième sous-étape, exécutée lorsqu'au moins un des écarts affinés 8D2 , 6t2 est supérieur ou égal au seuil d'arrêt, consiste en ce 30 que le profil courant d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air Va(t) est réajusté en prenant en compte l'écart de temps affiné et en réutilisant le procédé d'ajustement du profil de la deuxième étape, puis la manoeuvre de trajectoire latérale est réajustée en prenant en compte l'écart de distance affiné et en réutilisant le procédé d'ajustement de la trajectoire latérale de la troisième 35 étape pour obtenir une trajectoire géodésique courante mise à jour ; 3057986 12 .- les écarts affinés 6D2 , 8t2 de distance géodésique parcourue et de temps d'arrivée au point d'arrêt sont fonctions des écarts bruts 8D1 , 8t1 , entre l'état de l'aéronef, considéré au point d'arrêt et calculé en prenant en compte les effets de correction, et l'état final souhaité, suivant les relations : 5 Sh+gSVa(Vf+sVa) 6t2 = 6t1+ et 1 8D2 = 8D1 + 2.8t2. Vf 10 Vf et SEPf désignant respectivement la vitesse finale et la variation d'énergie résiduelle au point d'arrêt P(tf) ; .- l'aéronef est compris dans l'ensemble des avions pilotés à bord en manuellement ou en mode automatique et des drones pilotés à distance manuellement ou en mode automatique. 15 L'invention a également pour objet un système de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef, le profil de descente en permanence en poussée minimale étant défini à partir d'un premier état initial de l'aéronef initial jusqu'à un deuxième état final de l'aéronef contraint temporellement par un temps d'arrivée final tf 20 ou un délai temporel requis At -requis, le premier état initial de l'aéronef comportant une première position géodésique Qi de départ, un temps initial ti, une première altitude initiale hi, une première vitesse initiale de l'aéronef V/. relative au sol et une première vitesse de vent Wi, le deuxième état final de l'aéronef comportant une deuxième position géodésique Qf d'arrivé 25 au point cible, un temps final tf de contrainte, une deuxième altitude finale hf, une deuxième vitesse finale de l'aéronef 1ff relative au sol et une deuxième vitesse de vent Wf, ledit système de détermination comportant une base de données des performances de l'aéronef, un moyen de fourniture de données météorologiques de l'environnement dans lequel évolue 30 l'aéronef, une station sol de fourniture du temps final requis ou d'un délai temporel requis à l'aéronef, et un ou plusieurs calculateurs électroniques SEPf 3057986 13 pour calculer le profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible, ledit système de détermination étant configuré pour : .- dans une première étape, calculer un différentiel d'énergie de l'aéronef dans l'air LEa entre le premier état initial de l'aéronef et le deuxième 5 état final de l'aéronef, puis .- dans une deuxième étape, fournir un profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef correspondant à une stratégie de vitesse dans l'air avec en permanence une poussée moteur minimale, puis ajuster des paramètres dudit profil modélisé ajustable de sorte 10 que le profil modélisé ajusté obtenu d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air Va(t) de l'aéronef assure la consommation de la variation d'énergie de l'aéronef dans l'air AEa dans le délai requis At - -requis, et la variation d'altitude requise hi - hf dans le temps requis avec en permanence une poussée moteur minimale ; puis 15 .- dans une troisième étape, déterminer une trajectoire géodésique de l'aéronef et une trajectoire géodésique latérale à partir d'un type de manoeuvre latérale, du profil d'altitude ajusté h(t), du profil de vitesse dans l'air ajusté va(t) et de la connaissance des vitesses des vents dans la zone géographie de traversée prévue de l'aéronef. 20 Suivant des modes particuliers de réalisation, le système de détermination de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible comprend l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : .- l'au moins un calculateur électronique de détermination d'un calcul d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale est un calculateur 25 électronique intégré dans un système de gestion de vol FMS, ou un EFB ou tout calculateur d'aide à la navigation embarqué mais non intégré à l'avionique de l'aéronef, ou un calculateur intégré dans un station sol de contrôle aérien, en aide à la décision pour un contrôleur, ou un calculateur intégré dans une station sol de gestion de mission d'un drone ; 30 .- suivant une première configuration, l'aéronef comprend un premier calculateur, configuré pour calculer à bord une vitesse de descente CAS intermédiaire requise et une distance de vol requise, et des premiers moyens de transmission pour envoyer ces deux paramètres d'exigence, et la station de contrôle aérien comporte des deuxièmes moyens de transmission 35 pour recevoir la vitesse de descente CAS intermédiaire requise et la distance 3057986 14 de vol requise et envoyer à l'aéronef des consignes de définition d'une trajectoire latérale et de vitesse, lesdites consignes étant déterminées par un deuxième calculateur de la station sol pour assurer la distance de vol et la vitesse intermédiaire requise, ou 5 .- suivant une deuxième configuration, la station sol est configurée pour envoyer à l'aéronef en supplément du délai requis, un point de convergence le long du plan de vol, et le premier calculateur de l'aéronef est configuré pour déterminer la vitesse intermédiaire CAS et la distance géodésique requises, et identifier un point de virage, soit le long d'un 10 maintien de cap courant par un alignement de trajectoire, soit le long du plan de vol courant, par raccourcissement de trajectoire, suivi d'un vol direct vers le point de convergence. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description de plusieurs formes de réalisation qui va suivre, donnée uniquement à titre 15 d'exemple et faite en se référant aux dessins sur lesquels : .- la Figure 1 est un ordinogramme d'un procédé selon l'invention de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef ; .- la Figure 2 est un ordinogramme détaillé de la première étape du 20 procédé selon l'invention de la Figure 1 au cours de laquelle est calculé le différentiel d'énergie de l'aéronef dans l'air entre le premier état initial de départ et le deuxième état final d'arrivée au point cible ; .- la Figure 3 est un ordinogramme détaillé de la deuxième étape du procédé selon l'invention de la Figure 1 au cours de laquelle sont ajustés les 25 paramètres d'un profil modélisé d'altitude et de vitesse dans l'air de l'aéronef, correspondant à une stratégie de vitesse dans l'air de l'aéronef en permanence en poussée moteur minimale ; .- la Figure 4 est une vue d'un exemple d'un profil modélisé d'altitude et de vitesse dans l'air de l'aéronef, correspondant à une stratégie de vitesse 30 dans l'air de l'aéronef en permanence en poussée moteur minimale, utilisable dans la deuxième étape de la Figure 3 et comportant trois phases élémentaires avec une phase intermédiaire à vitesse calibrée dans l'air CAS (en anglais « Calibrated Air Speed ») de descente intermédiaire constante ; .- la Figure 5 est un ordinogramme détaillé d'un premier mode de 35 réalisation de la troisième étape du procédé selon l'invention de la Figure 1, 3057986 15 dans lequel une manoeuvre latérale est déterminée avant d'en déduire la trajectoire géodésique ; .- la Figure 6 est une illustration d'une trajectoire latérale dans l'air et d'une trajectoire géodésique latérale dérivée, déterminée en utilisant le 5 premier mode de réalisation de la troisième étape de la Figure 5; .- la Figure 7 est un ordinogramme détaillé d'un deuxième mode de réalisation de la troisième étape du procédé selon l'invention de la Figure 1, dans lequel un ajustement d'une trajectoire géodésique initiale, correspondant à une stratégie de rejointe, est mis en oeuvre ; 10 .- la Figure 8 est une illustration d'un premier exemple d'une trajectoire géodésique latérale ajustée et de la trajectoire latérale de l'aéronef dans l'air correspondante ; .- la Figure 9 est une illustration d'un deuxième exemple d'une trajectoire géodésique latérale ajustée et de la trajectoire latérale dans l'air 15 correspondante ; .- la Figure 10 est une vue d'une trajectoire géodésique latérale initiale correspondant à une première stratégie de rejointe dans laquelle la capture de l'axe final est ajustée en distance avec une margé en distance spécifiée ; .- la Figure 11 est une vue de la composante horizontale de la trajectoire 20 géodésique initiale correspondant à une deuxième stratégie de rejointe dans laquelle la capture de l'axe final est ajustée en distance avec un angle de capture spécifié ; .- la Figure 12 est une vue d'une trajectoire géodésique latérale initiale correspondant à une deuxième stratégie de rejointe dans laquelle la capture 25 de l'axe final est ajustée en distance par modification du cap ; .- la Figure 13 est un ordinogramme détaillé de la troisième étape du procédé selon l'invention de la Figure 1 au cours de laquelle des corrections sont appliquées au profil d'altitude et de la vitesse de l'aéronef dans l'air, et à la trajectoire géodésique latérale pour tenir compte des effets de gradients 30 de vent et des virages ; .- la Figure 14 est une vue d'une architecture d'un système selon l'invention mettant en oeuvre le procédé selon l'invention de la Figure 1. Le procédé selon l'invention consiste, en cours de descente de l'aéronef, à déterminer la vitesse de descente Va(t) et la distance horizontale 3057986 16 ou latérale D permettant d'atteindre un point de descente et de rejointe d'un point cible d'arrivée avec un délai ou une heure d'arrivée spécifiés. La contrainte de temps ou le délai temporel requis sont typiquement déterminés par un opérateur au sol, qui transmet cette contrainte à 5 l'équipage de l'aéronef. Dans des cas particuliers de mission, la contrainte temporelle peut être déterminée à bord, sans nécessité de liaison sol-bord. De même, le procédé peut typiquement être mis en oeuvre à bord, mais on peut envisager d'effectuer ces traitements au sol, soit pour le contrôleur aérien, soit pour l'opérateur au sol d'un véhicule sans pilote. 10 Dans le principe, le procédé selon l'invention consiste à évaluer ou calculer à chaque instant courant l'énergie résiduelle spécifique SEP (en anglais Specific Excess Power) permettant d'assurer la réduction d'énergie souhaitée dans un délai requis, entre l'altitude et la vitesse courante de l'aéronef, et l'altitude et la vitesse requises en un point de référence ou cible, 15 spécifié le long du profil de descente selon l'organisation des procédures d'approche et la gestion du trafic. Selon la terminologie anglaise, il peut s'agir par exemple d'un point de référence de type « Initial Approach Fix », d'un point de référence de type « Final Approach Fix », ou d'un point de référence de type « Metering Fix » déterminé sur le plan de vol. Ce calcul peut prendre 20 en compte les valeurs d'énergie résiduelle spécifique SEP à l'altitude courante, à l'altitude cible de destination, ainsi que les variations de SEP entre la vitesse courante et une vitesse de descente souhaitée, puis entre la vitesse de descente souhaitée et la vitesse requise au point cible d'arrivée ou de référence. Ce calcul permet d'identifier un profil de vitesse souhaitée 25 de descente dans l'air Vat) et d'altitude souhaité h(t) permettant de consommer l'écart d'énergie dans le délai requis. Il est alors possible d'en déduire d'abord une distance de vol par rapport à la masse d'air, puis en intégrant la composante des vents une distance sol ou géodésique, qui permettent d'assurer la réduction d'énergie requise dans le temps requis en 30 restant en poussée moteur minimale. Le profil de vitesse dans l'air Va(t) et d'altitude h(t) souhaité, ainsi que la distance de vol géodésique latérale souhaitée constituent des informations qui permettent de déterminer totalement une manoeuvre latérale et un profil de vitesse dans l'air répondant aux exigences de descente et de contrainte 35 temporelle, fixées soit par le contrôle aérien, soit à bord de l'aéronef. Il est à 3057986 17 remarquer que les données de distance de vol géodésique latéral souhaitée, et/ou de consigne(s) de vitesse caractéristiques du profil de vitesse dans l'air souhaité, peuvent également être utilisées dans des communications entre sol et bord pour permettre une opération de contrôle aérien conforme au 5 besoin opérationnel et à l'efficacité économique du vol. Ces échanges peuvent être envisagés par liaison de donnée, ou par radiocommunication vocale, et être traités automatiquement à bord ou saisis manuellement à bord de l'aéronef pour ajuster en conséquence la trajectoire de l'aéronef. Suivant la Figure 1, un procédé 2 de détermination d'un profil de 10 descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef, comprend au moins des première, deuxième, troisième étapes 4, 6, 8, exécutées successivement, et comprend optionnellement une quatrième étape 10, exécutée après la troisième étape 8. Le profil de descente de l'aéronef, en permanence en poussée moteur 15 minimale, est défini à partir d'un premier état initial de l'aéronef jusqu'à un deuxième état final de l'aéronef contraint temporellement. Le premier état initial de l'aéronef comporte une première position géodésique Qi de départ, un temps initial ti , une première altitude initiale hi, une première vitesse initiale de l'aéronef Vti relative au sol, c'est-à-dire 20 géodésique, et une première vitesse de vent W. Le deuxième état final de l'aéronef comporte une deuxième position géodésique Qf d'arrivée au point cible, un temps final tf de contrainte d'arrivée au point cible, une deuxième altitude finale hf, une deuxième vitesse finale de l'aéronef V f relative au sol, c'est-à-dire géodésique, et une 25 deuxième vitesse de vent W f . L'altitude finale hf et la deuxième vitesse finale de l'aéronef V f relative au sol à l'instant et à la position contraints par le point cible d'arrivée est déterminée une fois la contrainte de temps identifiée, soit sur la base des contraintes connues de la procédure d'approche, ou sur la base du profil de 30 descente et d'approche initialement planifié de l'aéronef Ainsi sont définis un délai requis At - requis e égal à la différence tf - ti entre le temps final de contrainte tf et le temps initial ti, et une variation d'altitude Ahrequis , égal à la différence hf - hi entre la deuxième altitude finale hf et la première altitude initiale hi. 3057986 18 La première étape 4 est une étape de calcul d'un différentiel d'énergie de l'aéronef dans l'air, désigné par LiEa, entre le premier état initial de l'aéronef et le deuxième état final de l'aéronef. La deuxième étape 6, consécutive à la première étape 4, est une 5 étape dans laquelle un profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef est d'abord fourni. Le profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef, ou modèle de profil de descente ajustable, correspond à une stratégie prédéterminée de vitesse dans l'air de l'aéronef en permanence en poussée moteur minimale, et utilise 10 un ou plusieurs paramètres ajustables. Puis, au cours de la même deuxième étape 6, les paramètres du profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef sont ajustés de sorte que le profil modélisé ajusté obtenu d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air Va(t) de l'aéronef assure la consommation de la variation requise d'énergie de 15 l'aéronef dans l'air L\Ea dans le délai requis At --requis, et la variation d'altitude requise Ahrequis dans le délai requis --requis avec en permanence une poussée moteur minimale. La troisième étape 8, consécutive à la deuxième étape 6, est une étape de détermination d'une trajectoire géodésique latérale de l'aéronef, 20 réalisée à partir du profil d'altitude ajusté h(t), du profil de vitesse dans l'air ajusté Va(t) et de la connaissance des vitesses des vents dans la zone géographie de traversée prévue de l'aéronef. La troisième étape 8 est réalisée en calculant d'abord une distance de vol latérale souhaitée par rapport à la masse d'air, puis une distance sol ou géodésique latérale 25 souhaitée qui intègre la composante des vents, ce qui permet d'assurer la réduction d'énergie requise dans le temps requis en restant en poussée moteur minimale. Ainsi le procédé de détermination 2 détermine une combinaison de modification de distance latérale et d'ajustement de vitesse de descente, 30 permettant de perdre ou de gagner du temps par rapport au délai temporel requis, tout en restant dans un mode de poussée moteur minimale. L'intérêt du procédé de détermination 2 réside dans la gestion efficace et simple du compromis entre ajustement de vitesse et ajustement de la composante latérale de la trajectoire géodésique pour rester efficace en énergie. 3057986 19 En effet, une perte de temps peut être assurée soit par un allongement de la trajectoire, ce qui requiert un supplément d'énergie, soit par une réduction de vitesse, ce qui requiert plus de trajectoire pour réduire l'énergie. Elle peut donc être appliquée par une combinaison d'allongement 5 de la trajectoire latérale et de réduction de vitesse cohérentes, compatibles d'un maintien de la poussée minimale. De même, un gain de temps peut être assuré soit par un raccourcissement de trajectoire, avec risque de sur-énergie, soit par un accroissement de vitesse qui augmente la traînée et permet donc de réduire 10 l'énergie sur une plus courte distance. Il est donc possible de trouver une combinaison de raccourcissement de trajectoire et d'accroissement de vitesse permettant le gain de temps requis en maintenant la poussée minimale. Le procédé 2 de détermination d'un profil de descente et de rejointe 15 en poussée minimale d'un point cible selon l'invention permet donc de calculer efficacement et simplement une manoeuvre de descente et de rejointe en poussée moteur minimale d'un point cible, et/ou d'échanger certains paramètres caractéristiques entre contrôleur aérien et équipage, de manière à satisfaire pendant la descente de l'aéronef, un temps final, prescrit 20 de manière statique ou dynamique et fourni par une commande externe, d'arrivée de l'aéronef au point cible, en restant dans un régime moteur à poussée constante et minimale sans recourir aux aérofreins, donc sans consommation additionnelle de carburant de l'aéronef, ni sur-énergie préjudiciable à la stabilisation de l'aéronef. 25 Suivant la Figure 2, la première étape 4 consiste à déterminer le différentiel de l'énergie de l'aéronef dans l'air AEa comme la différence EafEai entre l'énergie de l'aéronef dans l'air à l'état final Eaf et l'énergie de l'aéronef dans l'air à l'état initial Eai. L'énergie de l'aéronef dans l'air Eai à l'état initial est égale à la somme 30 ET; Ewi de l'énergie totale ET; de l'aéronef à l'état initial et d'un premier terme correctif Ewi de l'effet des vents à l'état initial sur la pente air suivie de l'aéronef. L'énergie de l'aéronef dans l'air Eaf à l'état final est égale à la somme ETf + Ewf de l'énergie totale ETf de l'aéronef à l'état final et d'un deuxième 3057986 20 terme correctif Ewf de l'effet des vents à l'état final sur la pente air suivie de l'aéronef. La première étape 4 comporte des première, deuxième, troisième, quatrième et cinquième sous-étapes 32, 34, 36, 38, 40. 5 Dans la première sous-étape 32, l'énergie totale ET; de l'aéronef à l'état initial est calculée à partir de la première vitesse initiale de l'aéronef 17/ relative au sol, de la première altitude initiale hi et de la masse m(ti) de l'aéronef à l'instant initial ti suivant l'équation : 1 ETi = -2 m(ti)Vi2 m(ti). g. hi g désignant l'accélération de la gravité terrestre. 10 Dans la deuxième sous-étape 34, l'énergie totale ETf de l'aéronef à l'état final est calculée à partir de la deuxième vitesse finale de l'aéronef Vf relative au sol, de la deuxième altitude finale hf et de la masse m(tf) de l'aéronef à l'instant final tf suivant l'équation : 1 ETf = ini(tf).V/ m(tf)g. hf Dans la troisième sous-étape 36, exécutée après la première sous- 15 étape 32, le premier terme correctif Ew; de l'effet des vents à l'état initial sur la pente air suivie de l'aéronef est calculé suivant l'équation : 1 Ewi = 2m(ti)Wi2 m(ti)(17/ - W ). dans laquelle Wi désigne la première vitesse de vent observée à la première position initiale de l'aéronef Puis dans la même troisième sous-étape 36, le premier terme correctif 20 Ewi est ajouté à l'énergie totale ETi de l'aéronef à l'état initial pour obtenir l'énergie de l'aéronef dans l'air Eai à l'état initial. Dans la quatrième sous-étape 38, exécutée après la deuxième sous-étape 34, le deuxième terme correctif Ewf de l'effet des vents à l'état initial sur la pente air suivie de l'aéronef est calculé suivant l'équation : 1 Ewf = - -2-M(tf)Wf2 - m(tf)(Vf - Wf ).Wf 25 dans laquelle Wf désigne la deuxième vitesse de vent observée à la deuxième position finale de l'aéronef Puis dans la même quatrième sous-étape 38, le deuxième terme correctif Ewf est ajouté à l'énergie totale ETf de l'aéronef à l'état final pour obtenir l'énergie de l'aéronef dans l'air Eaf à l'état initial. 3057986 21 Dans la cinquième sous-étape étape 40, la différence Eaf - Eai entre l'énergie de l'aéronef dans l'air à l'état final Eaf et l'énergie de l'aéronef dans l'air à l'état initial Eai est calculée. Il est à remarquer que de manière générale, connaissant les 5 paramètres courants du vecteur d'état de l'aéronef, à un instant courant l'énergie totale courante de l'aéronef ET(t) est la somme de l'énergie cinétique et de l'énergie potentielle suivant l'équation : 1 g ET(t) 2 = - m(t)V2 (t) + m(t). g. h(t) 10 Où VO désigne la vitesse inertielle, par rapport au sol, m(t) désigne la masse de l'aéronef, g désigne l'accélération de la gravité terrestre, et h(t) désigne l'altitude courante de l'aéronef. La vitesse inertielle sol VO est corrélée à la vitesse air Va(t) de l'aéronef en utilisant la direction et la vitesse du vent Fi(t). 15 Si on dérive l'énergie totale courante, on obtient l'équation : dET =mV deg + mg dh dt g dt dt En décomposant la vitesse inertielle VO par rapport au sol en une composante de vitesse Va(t) par rapport à la masse d'air et la vitesse Vii(t) de la masse d'air, c'est-à-dire le vent, on obtient l'équation: 20 dET =m j/iT> CiFi7 md(r .>a) dC +mg dh (équation #1) dt dt dt dt dt On peut alors identifier sur cette équation un terme d'énergie résiduelle spécifique SEP (en anglais Specific Excess Power) défini par dh l'équation #2, SEP = + , et deux termes correctifs liés au vent. g dt dt 25 L'intégration de l'équation #1 entre deux instants quelconques t1 et t2 permet de rapporter la différence d'énergie totale à l'intégration de l'énergie résiduelle spécifique de l'aéronef en l'absence de vent, à laquelle s'ajoutent deux termes correctifs de vent. L'équation intégrée s'écrit : 30 3057986 22 ET2 ET1 = r sEpodt+ - 21g (W22 -W12 +2C1[72 -2C1#1) (Equation #3) mg Ainsi, connaissant l'énergie initiale de l'aéronef, ainsi que le vent courant et le vent prédit au point d'arrivée, on sait déterminer quel écart d'énergie doit produire l'intégration de la SEP dans l'air entre les instants 5 initiaux et finaux, cette SEP dans l'air étant calculée sans prise en compte du vent. Il est à remarquer que les termes de vent dans la formule de l'équation #3 ne traduisent que l'addition du vent et de la vitesse air pour former la vitesse sol, mais ne rendent pas compte de l'effet du vent sur la distance sol 10 parcourue. Cet effet du vent pourra être pris en compte dans la quatrième étape 10 du procédé 2. L'énergie résiduelle est déterminée également par l'équilibre entre la poussée moteur T (en anglais Thrust) et la traînée D (en anglais Drag) suivant l'expression : 15 SEP(t)=Va(t)T -D (Equation #4) m(t)g La poussée T dépend du régime moteur et de l'altitude tandis que la traînée dépend de l'altitude, la vitesse air et la pente air qui déterminent ensemble l'incidence de la descente. Il est à remarquer que les deux termes de vent dans la formule de 20 l'équation #3 ne traduisent que l'addition du vent et de la vitesse air pour former la vitesse sol. Par contre, l'équation #4 exprimée dans la masse d'air oblige à introduire un terme lié au gradient de vent, ou plus exactement, son application nécessite d'introduire dans l'équation #2 d'expression de la SEP 25 un terme lié au gradient de vent. L'expression de la SEP devient alors : VQ SEP(t)=C di7a +dh +- d-TÉ (Equation #5) g dt dt g dt De même, l'équation #4 qui repose sur un équilibre entre portance et poids doit être corrigée par le poids apparent induit par un facteur de charge additionnel lorsque l'aéronef est en train d'effectuer un virage. 30 L'effet des gradients de vent et de la vitesse apparente due aux virages, liés à la trajectoire latérale est ignoré dans la première étape 4 mais pourra être réintroduit dans une deuxième étape décrite ci-après. 3057986 23 Connaissant la première altitude initiale, la première vitesse air initiale, la deuxième altitude finale et la deuxième vitesse air finale, il est possible de déterminer, de manière générale un profil en altitude h(t) et en vitesse de descente air Va(t) correspondant à une stratégie de descente particulière, 5 pour lesquels l'intégrale de la SEP, prenant en compte des phases d'accélération ou de décélération adaptées, permet d'obtenir le différentiel d'énergie dans le délai requis. De manière générale, cette stratégie de descente peut être définie par un profil de descente, paramétré à l'aide d'un ensemble de paramètres formant des degrés de liberté du profil de descente, 10 de manière à permettre par un ajustement de ces paramètres d'obtenir le différentiel d'énergie dans le délai requis, selon les méthodes d'optimisation numérique connues de l'état de l'art. Par exemple, lorsqu'on se place en régime moteur constant et minimal (régime dénommé en anglais « idle »), pour des phases de descente à 15 vitesse constante ou en accélération constante ou en décélération constante, on peut faire l'approximation que la variation de SEP sur un intervalle temporel quelconque [t1, t2], tl étant strictement inférieur t2, sur laquelle la phase est défini, est linéaire, et on obtient alors la relation : SEP1+ SEP2 (t2 ti),(h2 , hi)+' a 22 v al (Equation #6) 2 2g 20 Trois cas élémentaires peuvent alors se présenter : .- un premier cas d'une descente à accélération constante bornée, .- un deuxième cas de descente à vitesse CAS constante ou éventuellement à Mach constant ; .- un troisième cas de descente à décélération à rapport d'énergie constant. 25 Suivant la Figure 3, la deuxième étape 6, consécutive à la première étape 4, comporte une première sous-étape 52 et une deuxième sous-étape 54. La première sous-étape 52 est une étape de fourniture d'un profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef. 30 Au cours de la deuxième sous-étape 54, les paramètres du profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef sont ajustés de sorte que le profil modélisé ajusté obtenu d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air va(t) de l'aéronef assure la consommation de la variation requise d'énergie de l'aéronef dans l'air /XEa dans le délai requis At --requis, et la 3057986 24 variation d'altitude requise hf-hi dans le délai requis avec en permanence un régime moteur à poussée constante et minimale. Le profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef est décomposé en ou formé par une succession 5 temporelle d'un nombre K, supérieur ou égal à 2, de profils élémentaires ajustables d'altitude hm(k,t) et de vitesse dans l'air Vam(k,t) de l'aéronef, l'indice k étant un indice d'identification de l'ordre de succession temporelle des profils élémentaires ajustables hm(k, t), Vam(k,t) compris entre 1 et K . Le profil élémentaire hm(1, t) et Vam(1, t) évolue sur un premier 10 intervalle temporel élémentaire IT(1) compris entre le temps initial ti et un premier temps intermédiaire t(2) formant respectivement les temps associés au premier état initial et à un premier état intermédiaire de l'aéronef. Pour k variant entre 2 et N-1, le profil élémentaire hm(k, t) et Vam(k, t) évolue sur un k-ième intervalle temporel élémentaire IT(k) compris entre un 15 (k-1)-ième temps intermédiaire t(k) et un k-ième temps intermédiaire t(k+1) formant respectivement les temps associés au (k-1)-ième état intermédiaire et au k-ième état intermédiaire de l'aéronef.et Le profil élémentaire hm(N, t) et Vam(N, t) évolue sur un N-ième intervalle temporel élémentaire IT(N) compris entre le (N-1)-ième temps 20 intermédiaire t(N) et le temps final tf formant respectivement les temps associés au (N-1)-ième état intermédiaire et au deuxième état final de l'aéronef. Deux intervalles consécutifs IT(k), IT(k+1) pour k variant de 1 à N-1 sont contigus. 25 Les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k ,t), pour k variant de 1 à N correspondent à des phases 1(k) de descente en régime moteur constant et minimal, les phases de descente en régime moteur constant et minimal étant comprises dans l'ensemble formé par les phases de descente à vitesse CAS constante, les phases en accélération constante et les phases décélération 30 à rapport d'énergie ER constant. Pour chaque phase de descente c(k) et le profil ajustable correspondant hm(k, t) et Vam(k ,t), k variant de 1 à N, la variation de l'énergie résiduelle dans l'air SEPm(k, t) le long de l'intervalle élémentaire IT(k) est linéaire, l'énergie résiduelle dans l'air étant défini par l'équation : 35 3057986 25 Vam (k, dVam(k, t) dhm(k, t) SEP m(k, = g dt dt où g désigne l'accélération de la pesanteur au voisinage de la surface de la Terre. Pour k variant de 1 à N, l'intégrale de l'énergie résiduelle SEPm(k, t) 5 le long de l'intervalle élémentaire IT(k) est égale au différentiel d'énergie de l'aéronef dans l'air AE am(k) sur le k-ième intervalle IT(k) entre l'état de l'aéronef à l'instant t(k) et l'état de l'aéronef à l'instant t(k+1), divisé par le poids de l'aéronef comme produit de la masse de l'aéronef et de la constante de suivant les relations : 10 ft(k+i) Eam(k,t(k + 1)) - Eam(k,t(k) SEPm(k,t(k)) + SE Pm(k , t(k + 1) SEPm(k, t) dt = it(k) m. g 2 Pour chaque phase de descente c(k) et le profil ajustable correspondant hm(k, t) et Vam(k ,t), k variant de 1 à N, l'instant de début de l'intervalle IT(k), t(k), l'instant de fin de l'intervalle IT(k), t(k+1), les altitudes 15 hm(t(k)), et hm(t(k+1)), les vitesses de l'aéronef dans l'air Vam(k, t(k)) et Vam((k,t(k+1)), les énergies résiduelles SEPm(k, t(k)), SEPm(k, t(k+1)), correspondant respectivement aux deux instants t(k) et t(k+1) sont reliés par la relation : SEPm(k, t(k)) + S E Pm(k , t(k + 1) 2 . (t(k + 1) - t(k)) = [hm(t(k + 1) - hm(t(k)] + V am2 (k, t(k + 1)) - V am2 (k, t(k)) 2g 20 Pour k variant de 1 à N, lorsque les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k,t) correspondent a une phase (1)(k) de descente en accélération constante bornée et en régime moteur constant et minimal, la durée Atm(k) du k-ième intervalle élémentaire IT(t) et la variation d'altitude Ohm(k) sur ledit 25 intervalle IT(k) vérifient les équations : Atm (k) = Vam (k, t(k + 1)) - Vam (k, t(k)) A 3057986 26 et Ohm (k)= (sEpin(k,t(k))+sEpm(k,t(k+1)) Vam (t(k))+Vant (t(k+1))) (Vam(t(k + 1)) - Vam(t(k))) 2A 2g 5 Pour k variant de 1 à N, lorsque les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k,t) correspondent a une phase c(k) de descente à vitesse CAS ou Mach constante et en régime moteur constant et minimal, la durée Atm(k) du k-ième intervalle élémentaire IT(t) et la variation d'altitude Ohm(k) sur ledit 10 intervalle IT(k) vérifient les équations Ohm (k)= hm (k, t(k + 1)) - hm (k, t(k)) et Atm (k) = 2 Ahm(k) + V am2 (t(k + 1) - V am2 (t(k))) ( SE Pm (k, t(k)) + SEPm(k, t(k + 1)) 2g 15 Pour k variant de 1 à N, lorsque les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k,t) correspondent à une phase cl)(k) de descente en décélération à rapport d'énergie ER constant et en régime moteur constant et minimal, la durée Atm(k) du k-ième intervalle élémentaire IT(t) et la variation d'altitude 20 Ohm(k) sur ledit intervalle IT(k) vérifient les équations : atm (k) = ER. (SEPm (k, t(k)) + SEPm(k, t(k + 1))) . 2g 2 (Vam2 (t(k + 1) - Vam2 (t(k)) et 3057986 27 Ohm(k) = (1 - ER) (V am2 (t(k + 1)) - V am2 (t(k))) . ER 2g Les paramètres des profils ajustables hm(k, t) et Vam(k ,t) sont ajustés de sorte que la somme des durées de intervalles Atm(k) pour k variant de 1 à N étant égal à la durée requise At requis, requis et la somme des variations 5 d'altitude Lhm(k) pour k variant de 1 à N est égal à la différence entre la première altitude initiale hi et la deuxième altitude finale hf. If est à remarquer qu'éventuellement, selon la SEP et le rapport d'énergie, la décélération à rapport d'énergie constant peut être bornée par des critères de confort passager, de manière similaire au cas de 10 l'accélération constante bornée. Suivant la Figure 4 et un premier exemple d'une stratégie de descente préférée, un profil modélisé ajusté 72 d'altitude h(t) (courbe 74) et de vitesse dans l'air Va(t) (courbe 76) est illustré comme étant le profil d'altitude et de vitesse dans l'air, obtenu après ajustement des paramètres d'un profil 15 modélisé ajustable d'altitude hm(t) et Vam(t) associé à la stratégie de descente. La stratégie de descente sélectionnée ici pour déterminer le profil ajusté comporte ici typiquement trois phases successives : .- une première phase (1)(1) d'accélération/décélération vers une 20 vitesse CAS souhaitée, puis .- une deuxième phase cD(2) à la vitesse CAS (en anglais Calibrated Air Speed) souhaitée constante, puis .- une troisième phase cD(3) d'accélération/décélération vers la vitesse finale. 25 Ces trois phases cl)(1) , (1)(2) , (1)(3) sont illustrés par une première série de trois tronçons 82, 84, 86 sur la courbe 74 du profil d'altitude h(t) et une deuxième série 92, 94, 96 sur la courbe du profil de vitesse air Va(t). La vitesse CAS constante souhaitée, et les durées des trois phases sont ajustées de sorte à satisfaire la contrainte de durée totale requise ainsi 30 que la durée de contrainte de variation d'altitude hi-hf. Ces grandeurs forment l'ensemble des paramètres à ajuster dans le profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et Vam(t) associé à la stratégie de descente. 3057986 28 La valeur de SEP ainsi que la valeur de vitesse air associée à une vitesse CAS donnée, étant dépendantes de l'altitude, il est possible d'ajuster les valeurs de SEP et de vitesse air une fois la variation d'altitude connue. Cependant les variations sont faibles et selon la précision souhaitée, cet 5 ajustement est généralement inutile. Les formules décrites ci-dessus, appliquées pour N égal à 3, permettent, pour une vitesse CAS de consigne souhaitée fixée, de déterminer les variations d'altitude nécessaires aux phases d'accélération et de décélération, ainsi que la variation d'altitude volée à CAS constante. On 10 obtient alors un profil de vitesse permettant de passer de l'énergie totale (altitude et vitesse) initiale à l'énergie totale finale, ainsi que le délai requis pour effectuer chacune des phases d'accélération, de décélération, et de descente à vitesse CAS constante. Ce calcul peut être répété de manière itérative pour différentes valeurs de vitesse CAS souhaité, de manière à 15 trouver la vitesse de consigne réalisant le délai souhaité, selon l'algorithme de Newton ou de la corde. La valeur initiale de CAS peut éventuellement être déterminée en utilisant des profils de temps de vol à vitesse minimale et maximale, selon le procédé de recherche de vitesse décrite dans la demande de brevet 20 US8332154. Il est à noter qu'une itération restera nécessaire pour ajuster de manière satisfaisante la variation d'altitude et les phases d'accélération et de décélération. Comme variante de ce premier exemple, il est aussi possible de faire varier l'instant de décélération entre la vitesse CAS courante et la vitesse 25 CAS finale. Suivant un deuxième exemple de stratégie de descente, un profil modélisé ajusté d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air Va(t) est obtenu après ajustement des paramètres d'un profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse air Vam(t), associé à cette stratégie de descente d'un deuxième 30 type La stratégie de descente sélectionnée dans ce deuxième exemple pour déterminer le profil ajusté comporte ici typiquement trois phases successives : 3057986 29 .- une première phase (D(1) à la vitesse CAS initiale sur une première tranche d'altitude Ohm(1) avec une durée ajustable permettant de faire varier un instant de début de décélération, puis .- une deuxième phase cD(2) , de décélération de la vitesse CAS 5 initiale à la vitesse CAS finale, puis .- une troisième phase (D(3) de descente à la vitesse CAS finale jusqu'à l'altitude finale, La variation d'altitude Lhm(1) avant la décélération est ajustée de manière itérative pour obtenir la durée de la première phase. 10 Ainsi au terme de la deuxième étape 6, on dispose d'un profil temporel de vitesse air Va(t) qui a pour propriété d'assurer la variation d'altitude requise dans le délai requis, en maintenant une poussée minimale. Ce profil de vitesse Va(t) détermine également le profil d'altitude h(t) grâce à la relation qui lie variations d'altitude et variation de temps. 15 Enfin, la pente air y(t) qui est fonction de h(t) et Va(t) suivant la dh relation sin y(t) = va(t) permet d'obtenir une courbe de distance parcourue Da dans la masse d'air. Une fois connu le profil de vitesse Va(t) et la durée de vol, on obtient une distance air horizontale parcourue Da. Il faut alors prendre en compte 20 l'effet cumulé du vent W pour déterminer la distance au sol horizontale ou latérale Dg. En considérant Qi et Qf les positions initiales et finales géodésiques de l'aéronef, le vecteur est défini par la relation : tf tf tf QtQf = f Vg dt = 17,>, dt + f W dt ti ti 25 Si cette équation est ramenée à sa composante horizontale on obtient : f tf f Pif= Va,hor Whor dt (Equation #7) Pi et Pf désignant les positions horizontales géodésiques de départ 30 initial et d'arrivée finale, déterminées à partir de positions géodésiques 3057986 30 initiale et finale Qi et Qf, Va,hor désignant la composante horizontale de la vitesse air, w et - - - hor la composante horizontale du vent. La vitesse air horizontale Va,hor a le même cap que la vitesse air Va, et un module multiplié par le cosinus de la pente air y(t), et le vent W est réduit 5 à sa composante horizontale Wh. Suivant la Figure 5 et un premier mode de réalisation 102 de la troisième étape 8, il est supposé au moins en première approximation que dans la zone géographique considérée de déplacement de l'aéronef, la vitesse et la direction du vent ne dépendent que de l'altitude. Il est alors 10 possible d'évaluer de manière indépendante le second terme de l'équation #7 grâce à la connaissance du profil d'altitude h(t). Suivant la Figure 5 la troisième étape 102 comporte une première sous-étape 104, une deuxième sous-étape 106, une troisième sous-étape 108, et une quatrième étape 110, exécutées successivement. 15 Au cours de la première sous-étape 104, des positions horizontales de départ et d'arrivée, Pal et Pa2, au sein de la masse sont déterminées à partir de positions géodésiques horizontales de départ et d'arrivée, Pi et Pf, et de la vitesse horizontale du vent Whor (h) en supposant que la vitesse et la direction du vent ne dépendent que l'altitude h et en utilisant la relation : t2 PatPaf = PlPf - Whor (h(t))dt 20 Equation #8 Il est à remarquer que la première sous-étape peut être mise en oeuvre pour tout segment P1P2 de la trajectoire sol ou géodésique horizontale P(t), pour lequel l'altitude et le temps de passage en l'une des extrémités P1 ou P2 est connue. 25 Au cours de la troisième sous-étape 108, une distance latérale requise à parcourir Da est déterminé à partir du profil de vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t) et de la pente air y(t) en utilisant l'équation : t2 Da = J Va(t). cos (y(t)) dt tl Au cours de la même deuxième sous-étape 106, une trajectoire latérale Pa(t) dans l'air est déterminée joignant les positions horizontales de 30 départ et d'arrivée, Pa; et Paf, et prenant en compte les vecteurs de vitesse initiale et finale dans l'air, la longueur de la trajectoire latérale dans l'air Pa(t) 3057986 31 étant contrainte en étant mise égale à la distance latérale requise à parcourir Da . Le calcul exécuté dans la deuxième sous-étape peut reprendre des principes définis dans plusieurs procédés pour des manoeuvres latérales 5 d'espacement entre aéronefs, tels que décrits dans les demandes de brevet FR2983619 ou US8862373 et FR2926156 ou US8078341. Il est également possible d'appliquer des géométries très variées selon les phases de la descente, et les manoeuvres envisagées pour ajuster latéralement la trajectoire, de manière à parcourir la distance requise dans la 10 masse d'air. Au cours de la quatrième sous-étape 110, une trajectoire latérale géodésique P(t) est déterminée joignant les positions horizontales de départ et d'arrivée, Pal et Pa2 et prenant en compte les vecteurs de vitesse initiale et finale dans l'air, la longueur de la trajectoire latérale géodésique P(t) étant 15 contrainte en étant mise égale à la distance latérale requise à parcourir Da . Suivant la Figure 6, un exemple de mise en oeuvre de la troisième étape suivant le premier mode de réalisation est illustré au travers du tracé d'une trajectoire air horizontale 122, calculée à partir de la connaissance des positions géodésiques Pi et Pf, d'un profil d'altitude h(t) et de vitesse air 20 déterminé dans la deuxième étape 6, et de la connaissance du vent, et au travers d'une trajectoire géodésique 124 horizontale ou latérale. La trajectoire air latérale 122 se décompose en trois premiers segments 126, 128, 130 délimitées par les points de passage successifs Ph Pal, Pa2, Paf. 25 La trajectoire géodésique horizontale 124 se décompose en trois deuxièmes segments 132, 134, 136 délimités par les points de passage successifs Ph P1, P2 et Pf. La trajectoire géodésique horizontale 124 est obtenue ici à partir de la trajectoire air latérale 122 en faisant glisser respectivement les points Pal, 30 Pa2, Paf suivant les vecteurs 17-171 , 1/17--)w - - 12 14711 + W12 + W2f les vecteurs W12 , W2f étant respectivement les sommes du vent entre les instants t et t1, t1 et t2, t2 et tf. Suivant la Figure 7 et un deuxième mode de réalisation 152 de la troisième étape 8, la troisième étape 152 permet, connaissant une trajectoire 35 latérale préliminaire ajustable, et disposant éventuellement d'un modèle de 3057986 32 vent plus précis, fonction de la position horizontale, de l'altitude et éventuellement du temps, d'intégrer au cours du temps la position de l'aéronef, en appliquant les profils d'altitude h(t) et de vitesse air Va(t), et en évaluant à chaque instant la vitesse inertielle de l'aéronef résultant de la 5 vitesse air et de la vitesse du vent. L'écart entre la distance géodésique horizontale intégré ou la position géodésique finale d'arrêt obtenu lors de l'intégration et la distance géodésique horizontale ou position finale requise permettent alors de déterminer un ajustement latéral de la trajectoire géodésique latérale. 10 La troisième étape 152 comporte une première sous-étape 154, une deuxième sous-étape 156, et une troisième sous-étape 158, exécutées successivement. Dans la première sous-étape 154, une trajectoire latérale préliminaire d'un type prédéterminé ajustable par la modification d'un paramètre, et un 15 modèle de vent fonction de l'altitude et éventuellement de la position horizontale et éventuellement du temps sont fournis. Puis dans la deuxième sous-étape 156 l'au moins un paramètre de la trajectoire latérale préliminaire ajustable est modifié de sorte que la trajectoire géodésique se termine au point cible d'arrivée finale Qf en tenant 20 compte des vents et du profil de descente calculé dans la deuxième étape. Puis, dans la troisième sous-étape 158, une distance géodésique horizontale requise ou souhaitée D est déterminée à partir des profils d'altitude h(t) et de vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t), en évaluant à chaque instant t le module IlVehor II de la vitesse géodésique horizontale de l'aéronef 25 à partir de la vitesse air Va(t) et de composantes de la vitesse du vent (XW(t), TW(t)), et en intégrant au cours du temps et le long de la trajectoire latérale ajustée le module de la vitesse géodésique horizontale suivant les équations : cf D = f 11Vg ,horil dt = f Giva2 XW2(t) TW(t)) dt ti XW(t) et TW(t) désignant respectivement la composante 30 transversale et la composante longitudinale du vent à l'instant t. En s'inspirant des procédés connus d'espacement entre aéronefs, on peut par exemple envisager : 3057986 33 .- l'ajustement d'un virage vers un point spécifié, le long de la route planifiée de l'aéronef, .- L'ajustement d'un virage vers un point spécifié, le long d'un cap spécifié, 5 Il est également possible d'appliquer ce deuxième mode de réalisation de la troisième étape 152 aux phases d'approche avec capture de l'axe d'approche finale. Dans ce cas, on peut ajuster dynamiquement le cap de capture pour modifier la longueur de trajectoire, ou encore calculer dynamiquement le point de virage le long du cap courant, pour capturer l'axe 10 final, soit à une distance spécifiée du point de capture de la pente finale, ledit point de capture étant défini par un point FAF(en anglais Final Approach Fix) ou par une altitude FCA (en anglais Final Capture Altitude), soit pour assurer une capture de l'axe selon un angle spécifié tel que 45° ou 90°. Chacune de ces manoeuvres détermine un degré de liberté ou un paramètre 15 d'ajustement, sous la forme d'une distance le long d'un axe ou d'un cap, que l'on fait varier pour corriger l'erreur de longueur ou de distance géodésique latérale parcourue. Suivant la Figure 8, un premier exemple de mise en oeuvre de la troisième étape suivant le deuxième mode de réalisation est illustré au 20 travers du tracé d'une trajectoire air horizontale 172, calculée à partir de la connaissance des positions géodésiques Pi et Pf, d'un profil d'altitude h(t) et de vitesse air déterminé dans la deuxième étape 6, de la connaissance du vent et d'une trajectoire géodésique latérale préliminaire ajustable 174, et au travers d'une trajectoire géodésique 176 latérale ajustée. 25 La trajectoire air latérale 172 se décompose en trois premiers segments 178, 180, 182 délimitées par les points de passage successifs Pi, Pal, PaTurn, Paf. La trajectoire géodésique latérale préliminaire ajustable 174 se décompose en trois deuxièmes segments 184, 186, 188, délimités par les 30 points de passage successifs Pi, P1, Po, Turn et Pf. La trajectoire géodésique latérale ajusté 176 se décompose en trois troisièmes segments 190, 192, 194, délimités par les points de passage successifs Ph P1, PTurn et Pf. Les trajectoires géodésiques latérales 174, 176 sont toutes deux une 35 trajectoire latérale du type « suivre la route puis tourner » (en anglais « follow 3057986 34 route then turn »), et comportent chacune un point de virage, désigné respectivement par Po, Turn et PTurn , ces deux points de virage étant alignés avec le point P1 Les deux trajectoires géodésiques latérales 174 et 176 de même type 5 sont caractérisées chacune par la distance de leur point de virage au point P1 et leur angle de virage à leur point de virage respectif. Ainsi, la distance du point de virage par rapport au point P1 et l'angle de virage constituent les paramètres ajustables ou degrés de liberté de ce premier type de trajectoire. 10 La trajectoire géodésique horizontale 176 est obtenue ici à partir de la trajectoire air latérale 172 en faisant glisser respectivement les points Pal, PaTurn 2, Paf suivant les vecteurs W11 , Wil W1T W1T WTTf = WIf les vecteurs W,1 , W1T , WTf (non représenté mais déductible de W,f ) étant - respectivement les sommes du vent entre les instants fi -Turn,Turn et t1, t1 et tîurn, t 15 et tf. Suivant la Figure 9, un deuxième exemple de mise en oeuvre de la troisième étape suivant le deuxième mode de réalisation est illustré au travers du tracé d'une trajectoire air horizontale 202, calculée à partir de la connaissance des positions géodésiques Pi et Pf, d'un profil d'altitude h(t) 20 et de vitesse air déterminé dans la deuxième étape, de la connaissance du vent et d'une trajectoire géodésique latérale préliminaire ajustable 204 d'un deuxième type, et au travers d'une trajectoire géodésique 206 latérale ajustée. La trajectoire air latérale 202 se décompose en trois premiers 25 segments 208, 210, 212 délimités par les points de passage successifs Pb PaTurn, Pa2, Paf. La trajectoire géodésique latérale préliminaire ajustable 204 se décompose en trois deuxièmes segments 214, 216, 218, délimités par les points de passage successifs Pi, PO,Turn, P2 et Pf. 30 La trajectoire géodésique latérale ajusté 206 se décompose en trois troisièmes segments 220, 222, 224, délimités par les points de passage successifs Pi, PTurn, P2 et Pf. Les trajectoires géodésiques latérales 174, 176 sont toutes deux une trajectoire latérale du type « suivre un cap puis tourner » (en anglais 3057986 35 « heading then turn »), et comportent chacune un point de virage, désigné respectivement par PO,Tum et P - Turn - Ainsi, l'angle de cap suivi (en anglais « heading ») et l'angle de virage constituent les paramètres ajustables ou degrés de liberté de ce deuxième 5 type de trajectoire. La trajectoire géodésique horizontale 206 est obtenue ici à partir de la trajectoire air latérale 172 en faisant glisser respectivement les points P Pat, Paf suivant les vecteurs Wii , - W2f , Wif , les vecteurs W2f Wtf étant respectivement les sommes du vent entre les instants t et atTTuurrnn 10 tTurn et t2, t2 et tf. Suivant la Figure 10, la composante horizontale 232 de la trajectoire géodésique initiale ajustable correspondant à une troisième stratégie de rejointe est illustrée dans laquelle la capture de l'axe final 234 d'alignement avec la piste d'atterrissage 236 est ajustée en distance avec une marge en 15 distance ou distance de capture spécifiée. Le paramètre ajustable de la troisième étape est ici la distance de capture. Suivant la Figure 11, la composante horizontale 242 de la trajectoire géodésique initiale ajustable correspondant à une quatrième stratégie de rejointe est illustrée dans laquelle la capture de l'axe final 244 d'alignement 20 avec la piste d'atterrissage 246 est ajustée en distance avec un angle de capture spécifié. Le paramètre ajustable de la troisième étape est ici l'angle de capture. Suivant la Figure 12, la composante horizontale 252 de la trajectoire géodésique initiale ajustable correspondant à une cinquième stratégie de 25 rejointe dans laquelle la capture de l'axe final 254 d'alignement avec la piste d'atterrissage 256 est ajustée en distance par modification du cap. Le paramètre ajustable de la troisième étape est ici l'angle de cap. Suivant la Figure 13, la quatrième étape 10, consécutive à la troisième étape 8, est configurée pour corriger les profils d'altitude h(t) et de vitesse de 30 dans l'air Va(t), et de la trajectoire géodésique latérale P(t), déterminés respectivement dans les deuxième et troisième étapes 6, 8, suivant des corrections qui prennent en compte, un premier effet Ei(t) des gradients de vent dans le calcul de l'énergie résiduelle dans l'air SEP et/ou un deuxième effet E2(t) des virages sur le facteur de charge qui modifie la masse 3057986 36 apparente dans le calcul de la variation de l'énergie résiduelle dans l'air SEP(t). En effet, lors du calcul du profil d'altitude et de vitesse dans la masse d'air mis en oeuvre, plusieurs approximations ont été faites concernant la non 5 prise en compte de l'effet des gradients de vent dans le calcul de la SEP, et/ou l'effet des virages sur le facteur de charge, qui modifie la masse apparente dans le calcul de SEP, en raison du fait que ces effets ne peuvent être réellement calculés que sur une hypothèse de trajectoire latérale. Toutefois leur prise en compte, en modifiant les valeurs de SEP, influe sur le 10 profil d'altitude et de vitesse que l'on cherche à déterminer plus finement. L'expression générale de l'énergie résiduelle SEP(t) dans laquelle ces corrections sont prises en compte s'écrit sous la forme : S E P (t) = Va(t) (d Va(t) + E1(t) + dh(t) - . (1 + E2 (t)) g dt dt où g désigne l'accélération de la pesanteur au voisinage de la surface 15 de la Terre. Suivant la Figure 13, la quatrième étape 10 est un processus itératif, comportant des première, deuxième, troisième, quatrième sous-étapes 252, 254, 256, 258, exécutées dans une boucle 260. La première sous-étape 252, exécutée initialement à la fin de la 20 troisième étape 8 et postérieurement à la quatrième sous-étape 258 lorsqu'au moins une itération a été décidée au cours de la troisième sous-étape 256, consiste à déterminer de manière classique une évolution temporelle d'un vecteur d'état de l'aéronef incluant au moins l'altitude h(t), la vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t), la distance géodésique latérale 25 parcourue D(t) le long de la trajectoire géodésique P(t) courante, initialement déterminée en début d'une première itération dans la troisième étape 8 ou déterminée au cours de la quatrième sous-étape 258 de la quatrième étape 10, en prenant en compte les gradients de vent et le facteur de charge des virages dans le calcul de la variation d'énergie résiduelle SEP(t) jusqu'à ce 30 que soit la position finale, soit l'altitude finale est atteinte en un point d'arrêt de la trajectoire géodésique courante. Une détermination classique de l'évolution temporelle d'un vecteur d'état de l'aéronef est décrite par exemple dans la thèse de Wissem Maazoun, intitulée « Conception et 3057986 37 analyse d'un système d'optimisation de plans de vol pour les avions » et présentée en avril 2015 à l'université de Montréal. La deuxième sous-étape 254, exécutée postérieurement à la première sous-étape 252, consiste en ce que des écarts bruts 8D1 , 6t1 ,6h, 817,, 5 concernant la distance géodésique latérale parcourue, le temps, l'altitude, la vitesse dans l'air sont évaluées entre l'état de l'aéronef, considéré au point d'arrêt et calculé en prenant en compte les effets de correction, et l'état final souhaité, et en ce que des écarts affinés 8D2 , 8t2 , concernant la distance géodésique latérale parcourue, le temps sont évalués en fonction des 10 écarts bruts 6D1 , (St, , entre l'état de l'aéronef, considéré au point d'arrêt et calculé en prenant en compte les effets de correction, et l'état final souhaité, La troisième sous-étape 256 de test et de décision d'exécution d'une itération de la boucle 260, exécutée postérieurement à la deuxième sous-étape 254, consiste en ce que les écarts affinés 6E12 , 6t2 de distance 15 géodésique latérale parcourue et de temps d'arrivée au point d'arrêt sont comparés à un seuil d'arrêt de sortie de la boucle o-, un branchement est réalisé sur la quatrième sous-étape 258 lorsqu'au moins un des écarts affinés 8D2 , ôt2 est supérieur ou égal au seuil d'arrêt o- , et un arrêt de la quatrième étape est réalisé lorsque les deux écarts affinés 6D2 , 8t2 sont 20 strictement inférieurs au seuil d'arrêt o-. Le seuil d'arrêt o- est un seuil de tolérance, dimensionné selon l'ampleur des corrections de poussée ou de traînée additionnelle jugées admissibles pendant la manoeuvre de l'aéronef. Il est à remarquer que les itérations peuvent également être arrêtées lorsque les bornes de faisabilité sont atteintes, soit latéralement lorsque la distance 25 obtenue est la distance la plus directe possible pour la manoeuvre considérée, soit dans le domaine de vitesse lorsque la vitesse obtenue est la vitesse limitée par l'enveloppe de vol. La quatrième sous-étape 258, exécutée lorsqu'au moins un des écarts affinés 6D2 , 6t2 est supérieur ou égal au seuil d'arrêt o- consiste en ce que 30 le profil courant d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air Va(t) est réajusté en prenant en compte l'écart de temps affiné et en réutilisant le procédé d'ajustement du profil de la deuxième étape 6, puis la manoeuvre de trajectoire latérale est réajustée en prenant en compte l'écart de distance affiné et en réutilisant le procédé d'ajustement de la trajectoire latérale de la 35 troisième étape pour obtenir une trajectoire géodésique courante mise à jour. 3057986 38 De manière préférée, les écarts affinés 8D2 , 8t2 de distance géodésique parcourue et de temps d'arrivée au point d'arrêt sont fonctions des écarts bruts 8D1 , Sti , entre l'état de l'aéronef, considéré au point d'arrêt et calculé en prenant en compte les effets de correction, et l'état final 5 souhaité, suivant les relations : 117 + 61/'\ 6h + 9 - 8Va(Vaf 8t2 = 8t1 + et 1 8D2 = 8D1 +2 6t2. Vf 10 Vf et SEPf désignant respectivement la vitesse finale et la variation d'énergie résiduelle au point d'arrêt P(tf). En effet, le nouvel écart de temps 6t2 préféré permet d'ajuster la définition du profil d'altitude et de vitesse h(t) et Va(t), selon une correction 15 similaire à celle appliquée dans la recherche initiale de ces profils effectuée dans les deuxième et troisième étapes 6,8. Le changement de profil obtenu, qui vise à modifier la durée de dissipation d'énergie, va se traduire également par une modification de la distance requise. Cependant, un accroissement (respectivement une réduction) de la durée de dissipation 20 requiert généralement une réduction (respectivement un accroissement) de la vitesse. Les effets sur la distance latérale parcourue sont donc opposés, et en première approximation, on pourrait estimer qu'ils se compensent et simplement appliquer une correction de longueur 6D1 sur la trajectoire latérale. Cependant, considérant que la vitesse a un effet quadratique sur la 25 dissipation d'énergie, la traînée variant comme le carré de la vitesse, et linéaire sur la longueur, une convergence plus efficace est assurée en appliquant la correction de distance 8D2 préférée. Suivant la Figure 14, un système 302 de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef 30 304 comporte une base de données 306 des performances de l'aéronef, un moyen 308 de fourniture de données météorologiques de l'environnement SEPf 3057986 39 dans lequel l'aéronef évolue, une station sol de contrôle aérien 310 pour fournir un temps final requis tf ou d'un délai temporel requis At -requis, d'arrivée de l'aéronef 304 au point cible, et un ou plusieurs calculateurs électroniques 312 pour calculer le profil de descente et de rejointe en 5 poussée minimale du point cible. Suivant la Figure 14 et de manière particulière, l'au moins calculateur électronique 312 de calcul du profil de descente et de rejointe en poussée minimale du point cible est le système de gestion de vol FMS (en anglais Flight Management System), et le moyen 308 de fourniture de données 10 météorologiques comporte une base de données ou mémoire de stockage des données météorologiques à bord de l'avion. Le profil de descente, suivi en permanence dans un régime moteur en poussée constante et minimale, est défini à partir d'un premier état initial de l'aéronef 304 jusqu'à un deuxième état final de l'aéronef 304 contraint 15 temporellement par le temps d'arrivée final tf au point cible ou un délai temporel requis At. Le premier état initial de l'aéronef comporte une première position géodésique Qi de départ, un temps initial ti, une première altitude initiale hi, une première vitesse initiale de l'aéronef VI relative au sol et une première 20 vitesse de vent W1, Le deuxième état final de l'aéronef comporte une deuxième position géodésique Qf d'arrivé au point cible, un temps final tf de contrainte, une deuxième altitude finale hf, une deuxième vitesse finale de l'aéronef Vf relative au sol et une deuxième vitesse de vent Wf, 25 Le système de détermination 302 est configuré pour : .- dans une première étape, calculer un différentiel d'énergie de l'aéronef dans l'air AE, entre le premier état initial de l'aéronef et le deuxième état final de l'aéronef, puis .- dans une deuxième étape, fournir un modèle paramétrique de profil 30 d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air Va(t) de l'aéronef 304 correspondant à une stratégie de vitesse dans l'air avec en permanence une poussée moteur minimale, puis ajuster des paramètres dudit modèle paramétrique de sorte que le modèle paramétrique ajusté de profil d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air va(t) de l'aéronef assure la consommation de la variation d'énergie de 35 l'aéronef dans l'air AEa dans le délai requis At -requis, et la variation d'altitude 3057986 requise hf-hi dans le temps requis avec en permanence une poussée moteur minimale ; puis .- dans une troisième étape, déterminer une trajectoire géodésique de l'aéronef et une trajectoire géodésique latérale à partir d'un type de 5 manoeuvre latérale, du profil d'altitude ajusté h(t), du profil de vitesse dans l'air ajusté va(t) et de la connaissance des vitesses des vents dans la zone géographie de traversée prévue de l'aéronef. Suivant une première configuration particulière système 302 de la Figure 14 et un premier mode opératoire, l'aéronef 304 comprend un premier 10 calculateur, ici le calculateur FMS, configuré pour calculer à bord une vitesse de descente CAS intermédiaire requise et une distance de vol requise, et des premiers moyens de transmission 322 pour envoyer ces deux paramètres d'exigence, et la station de contrôle aérien 310 comporte des deuxièmes moyens de transmission 324 pour recevoir la vitesse de descente 15 CAS intermédiaire requise et la distance de vol requise et envoyer à l'aéronef 304 des consignes de définition d'une trajectoire latérale et de vitesse, lesdites consignes étant déterminées par un deuxième calculateur de la station sol pour assurer la distance de vol et la vitesse intermédiaire requise. Suivant une deuxième configuration, la station sol est configurée pour 20 envoyer à l'aéronef en supplément du délai requis, un point de convergence le long du plan de vol, et le premier calculateur de l'aéronef est configuré pour déterminer la vitesse intermédiaire CAS et la distance géodésique requises, et identifier un point de virage, soit le long d'un maintien de cap courant par un alignement de trajectoire, soit le long du plan de vol courant, 25 par raccourcissement de trajectoire, suivi d'un vol direct vers le point de convergence. Le point de virage est alors transmis vers le sol, le plan de vol modifié en conséquence, et le guidage latéral et en vitesse est activé à bord. Suivant une troisième configuration, la station sol est configurée pour 30 calculer la vitesse de descente CAS intermédiaire requise et une distance de vol requise, pour proposer à l'opérateur sol une trajectoire latérale offrant la distance de vol requise, et transmettre à l'équipage sous le contrôle de l'opérateur ladite trajectoire latérale, sous la forme d'un nouveau plan de vol, d'une trajectoire requise, ou d'une succession d'instructions de cap, 3057986 41 permettant dans tous les cas d'assurer la synchronisation dans des conditions les plus favorables économiquement pour l'aéronef. De manière générale, l'aéronef est compris dans l'ensemble des avions pilotés à bord en manuellement ou en mode automatique et des 5 drones pilotés à distance manuellement ou en mode automatique. De manière générale, l'au moins calculateur électronique de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible est: .- un calculateur électronique intégré dans un système de gestion de 10 vol FMS, ou .- un EFB ou tout calculateur d'aide à la navigation embarqué mais non intégré à l'avionique de l'aéronef, ou .- un calculateur intégré dans une station sol de contrôle aérien, en aide à la décision pour un contrôleur, ou 15 .- un calculateur intégré dans une station sol de gestion de mission d'un drône. Le procédé et le système, décrits ci-dessus, de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef, permettent donc de satisfaire une contrainte temporelle en un point 20 cible de la descente, tout en maintenant une poussée minimale et en sécurisant la stabilisation finale de l'aéronef avant l'atterrissage. Ce procédé prend en compte la performance de descente de l'aéronef, ainsi que l'impact du vent pendant la descente. Il peut s'appliquer dans toutes configurations de trajectoires permettant d'introduire une flexibilité sur la longueur de 25 trajectoire latérale, et des exemples opérationnels de telles trajectoires sont : .- l'ajustement d'un virage vers un point spécifié, le long de la route planifiée de l'aéronef, .- l'ajustement d'un virage vers un point spécifié, le long d'un cap spécifié, 30 .- l'ajustement de la capture de l'axe d'approche finale par modification du cap de capture, .- l'ajustement de la capture de l'axe d'approche finale par maintien du cap jusqu'à un point de virage, puis capture selon un angle spécifié, 3057986 42 .- l'ajustement de la capture de l'axe d'approche finale par maintien du cap jusqu'à un point de virage, puis capture avec une marge en distance spécifiée. REVENDICATIONS1. Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef, Le profil de descente en permanence en poussée minimale étant défini à partir d'un premier état initial de l'aéronef initial jusqu'à un deuxième état final de l'aéronef contraint temporellement, Le premier état initial de l'aéronef comportant une première position géodésique Qi de départ, un temps initial ti, une première altitude initiale hi, une première vitesse initiale de l'aéronef Vt relative au sol et une première vitesse de vent 147/, Le deuxième état final de l'aéronef comportant une deuxième position géodésique Qf d'arrivé au point cible, un temps final tf de contrainte, une deuxième altitude finale hf, une deuxième vitesse finale de l'aéronef V f 15 relative au sol et une deuxième vitesse de vent Wf, Ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte .- une première étape (4) de calcul d'un différentiel d'énergie de l'aéronef dans l'air M'a entre le premier état initial de l'aéronef et le deuxième état final de l'aéronef ; et 20 une deuxième étape (6), consécutive à la première étape consistant à .* fournir un profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef, correspondant à une stratégie de descente dans l'air qui assure en permanence un régime moteur à poussée minimale et utilisant un ou plusieurs paramètres ajustables, puis à 25 .- ajuster le ou les paramètres ajustables de sorte qu'un profil ajusté d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air va(t) de l'aéronef assure la consommation de la variation d'énergie de l'aéronef dans l'air AEa dans le délai requis At --requis, et la variation d'altitude requise hi - hf dans le délai requis avec en permanence un régime moteur à poussée constante et 30 minimale ; et .- une troisième étape (8), consécutive à la deuxième étape, de détermination d'une trajectoire géodésique latérale P(t) de l'aéronef à partir du profil d'altitude ajusté h(t), du profil de vitesse dans l'air ajusté Va(t) et de la connaissance des vitesses des vents dans la zone géographie de 35 traversée prévue de l'aéronef. 3057986 44 .2 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon la revendication 1, dans lequel 5 la première étape (4) consiste à déterminer le différentiel de l'énergie de l'aéronef dans l'air LEa comme la différence Eai - Eaf entre l'énergie de l'aéronef dans l'air à l'état initial Eai et l'énergie de l'aéronef dans l'air à l'état final Eaf, l'énergie de l'aéronef dans l'air Eai à l'état initial étant égale à la 10 somme El-1 Ewi de l'énergie totale Er de l'aéronef à l'état initial et d'un premier terme correctif Ewi de l'effet des vents à l'état initial sur la pente air suivie de l'aéronef, et l'énergie de l'aéronef dans l'air Eaf à l'état final étant égale à la somme ETf Ewf de l'énergie totale ETf de l'aéronef à l'état final et d'un deuxième terme correctif Ewf de l'effet des vents à l'état final sur la pente air suivie de l'aéronef, avec 1 ET. = 2 -M(t-)V.2 M(ti). g. hi " et 1 Ewi = - 2m(ti)Wi2 - m(ti). (V, - W, ). et 1 ETf = 2rn(tf).Vf2 M(tf). g. hf et Ewf = M(tf).Wf2 - M(tf). (Vf - Wf ).Wf et m(ti), m(tf)désignant la masse de l'aéronef respectivement à l'instant initial ti et l'instant final tf. .3 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, dans lequel le profil modélisé ajustable d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef est décomposé en une succession temporelle d'un 3057986 45 nombre N, supérieur ou égal à 2 3, de profils élémentaires ajustables d'altitude hm(k,t) et de vitesse dans l'air Vam(k,t) de l'aéronef, l'indice k étant un indice d'identification de l'ordre de succession temporelle des profils élémentaires ajustables hm(k, t), Vam(k,t) compris entre 1 et N ; et 5 le profil élémentaire hm(1, t) et Vam(1, t) évolue sur un premier intervalle temporel élémentaire IT(1) compris entre le temps initial ti et un premier temps intermédiaire t(2) formant respectivement les temps associés au premier état initial et à un premier état intermédiaire de l'aéronef ; et pour k variant entre 2 et N-1, le profil élémentaire hm(k, t) et Vam(k, t) 10 évolue sur un k-ième intervalle temporel élémentaire IT(k) compris entre un (k-1)-ième temps intermédiaire t(k) et un k-ième temps intermédiaire t(k+1) formant respectivement les temps associés au (k-1)-ième état intermédiaire et au k-ième état intermédiaire de l'aéronef ; et le profil élémentaire hm(N, t) et Vam(N, t) évoluent sur un N-ième 15 intervalle temporel élémentaire IT(N) compris entre le (N-1)-ième temps intermédiaire t(N) et le temps final tf formant respectivement les temps associés au (N-1)-ième état intermédiaire et au deuxième état final de l'aéronef ; et deux intervalles consécutifs IT(k), IT(k+1) pour k variant de 1 à N-1 20 sont contigus, les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k ,t), pour k variant de 1 à N correspondent à des phases cD(k) de descente en régime moteur constant et minimal, les phases de descente en régime moteur constant et minimal étant comprises dans l'ensemble formé par les phases de descente à vitesse CAS 25 constante, les phases en accélération constante et les phases décélération à rapport d'énergie ER constant. .4 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon la revendication 3, 30 dans lequel pour chaque phase de descente (1)(k) et le profil ajustable correspondant hm(k, t) et Vam(k ,t), k variant de 1 à N, l'instant de début de l'intervalle IT(k), t(k), l'instant de fin de l'intervalle IT(k), t(k+1), les altitudes hm(t(k)), et hm(t(k+1)), les vitesses de l'aéronef dans l'air Vam(k, t(k)) et Vam((k,t(k+1)), les énergies résiduelles SEPm(k, t(k)), SEPm(k, t(k+1)), 3057986 46 correspondant respectivement aux deux instants t(k) et t(k+1) sont reliés par la relation SE Pm(k , t(k)) + SEPm(k, t(k + 1) , . (k + 1) - t(k)) 2 = [hm(t(k + 1) - hm(t(k)] + V am2 (k, t(k + 1)) - V am2 (k, t(k)) 2g 5 .5 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon l'une quelconque des revendications 3 à 4, dans lequel, pour k variant de 1 à N, .* lorsque les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k ,t) correspondent a lo une phase (1)(k) de descente en accélération constante bornée et en régime moteur constant et minimal, la durée Atm(k) du k-ième intervalle élémentaire IT(t) et la variation d'altitude Ahm(k) sur ledit intervalle IT(k) vérifient les équations : Atm (k) = Van», t(k + 1)) - Vam (k, t(k)) A 15 et (SEPin(k,t(k))+ SEPm(k,t(k+1)) Vam(t(k))+2Vam(t(k+1))) Ahm(k) = /V + 1)) - 2A 20 Vam(t(k))) .* lorsque les profils ajustables hm(k, t) et Vam(k ,t) correspondent a une phase D(k) de descente à vitesse CAS ou Mach constante et en régime moteur constant et minimal, la durée Atm(k) du k-ième intervalle élémentaire 25 IT(t) et la variation d'altitude Ahm(k) sur ledit intervalle IT(k) vérifient les équations Ahm(k) = hm (k, t(k + 1)) - hm (k, t(k)) et 3057986 47 Atni(k) 2 Ahm(k) + V am2 (t(k + 1) - V am2 (t(k))) ( SE Pm(k, t(k)) + SEP,,(k, t(k + 1)) 2g .* lorsque les profils ajustables h(k, t) et Va(k ,t) correspondent a une 5 phase D(k) de descente en décélération à rapport d'énergie ER constant et en régime moteur constant et minimal, la durée 3,t(k) du k-ième intervalle élémentaire IT(t) et la variation d'altitude Ah(k) sur ledit intervalle IT(k) vérifient les équations : 10 Atm (k) ER. (SEP,' (k, t(k)) + SEP',(k, t(k + 1))) 2g 2 (Vam2 (t(k + 1) - Vam2 (t(k)) et Ahm (k) = ER 2g (1 - ER) (V am2 (t(k + 1)) - V am2 (t(k))) 15 .6 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, dans lequel Le modèle paramétrique de profil d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air va(t) de l'aéronef à ajuster comporte trois phases successives : 20 .- une première phase d'accélération/décélération vers une vitesse CAS souhaitée, puis .- une deuxième phase à la vitesse CAS souhaitée constante, puis .- une troisième phase d'accélération/décélération vers la vitesse finale, 25 La vitesse CAS souhaitée et les durées des trois phases étant ajustée de sorte à satisfaire la contrainte de durée totale At --requis ainsi que la durée de contrainte de variation d'altitude hi - hf. 3057986 48 .7 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, dans lequel le profil modélisé d'altitude h(t) et de 5 vitesse dans l'air Va(t) de l'aéronef à ajuster comporte trois phases successives : .- une première phase à la vitesse CAS initiale sur une première tranche d'altitude 3,1/(1) avec une durée ajustable permettant de faire varier un instant de début de décélération, puis 10 .- une deuxième phase de décélération de la vitesse CAS initiale à la vitesse CAS finale, puis .- une troisième phase de descente à la vitesse CAS finale jusqu'à l'altitude finale, La variation d'altitude Ah(1) avant la décélération est ajustée de 15 manière itérative pour obtenir la durée de la première phase. .8 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel la troisième étape (6) comporte 20 une première sous-étape (104) au cours de laquelle, des positions horizontales de départ et d'arrivée, Pai et Paf, au sein de la masse d'air sont déterminées à partir de positions géodésiques horizontales de départ et d'arrivée, Pi et Pf, et de la vitesse horizontale du vent W-- hor(h) en supposant que la vitesse et la direction du vent ne dépendent que l'altitude h et en 25 utilisant la relation : tf PettPaf = -Wh(h(0)dt ti et une deuxième sous-étape (106) de détermination d'une distance latérale requise dans l'air à parcourir Da à partir du profil de vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t) et de la pente air y(t) en utilisant l'équation : t2 Da = J Va(t). cos (y(t)) dt ts 30 une troisième sous-étape (108) de détermination d'une trajectoire latérale dans l'air Pa(t) joignant les positions horizontales de départ et d'arrivée, Pai et Paf et prenant en compte les vecteurs de vitesse initiale et 3057986 49 finale dans l'air, la longueur de la trajectoire latérale dans l'air Pa(t) étant contrainte en étant mise égale à la distance latérale dans l'air requise à parcourir Da , une quatrième sous-étape (110) de calcul d'une trajectoire latérale géodésique Pa(t) déduite à partir de trajectoire latérale dans l'air Pa(t) et de la carte de vent. .9 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon l'une quelconque des 10 revendications 1 à 7, dans lequel la troisième étape (6) comporte une première sous-étape (154) de fourniture d'une trajectoire latérale préliminaire d'un type prédéterminé ajustable par la modification d'un paramètre, et un modèle de vent fonction de l'altitude et éventuellement de la position horizontale et éventuellement du temps, et 15 une deuxième sous-étape (156) d'ajustement de l'au moins un paramètre de la trajectoire latérale préliminaire au cours de laquelle l'au moins un paramètre d'ajustement est modifié de sorte que la distance géodésique horizontale parcourue le long de la trajectoire latérale préliminaire ajusté en tenant compte des vents se termine précisément à la 20 position géodésique finale Pf, et une troisième sous-étape (158) de détermination d'une distance géodésique horizontale requise à partir des profils d'altitude h(t) et de vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t), en évaluant à chaque instant t le module 11V.,horil de la vitesse géodésique horizontale de l'aéronef à partir de la 25 vitesse air Va(t) et de composantes de la vitesse du vent (XW(t), TW(t)), et en intégrant au cours du temps le module de la vitesse géodésique horizontale suivant les équations :r t2 D = f dt = f (-Niva2 - XW2(t) + TW(t))dt XW(t) et TW(t) désignant respectivement la composante transversale et la composante longitudinale du vent à l'instant T, et 30 .10 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, comprenant en outre une quatrième étape (10), 3057986 50 consécutive à la troisième étape (8), de corrections des profils d'altitude h(t) et de vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t), et de la trajectoire géodésique latérale, déterminés respectivement dans les deuxième et troisième étapes (4),(6), qui prennent en compte, un premier effet El(t) des gradients de vent 5 dans le calcul de l'énergie résiduelle dans l'air SEP et/ou un deuxième effet E2(t) des virages sur le facteur de charge qui modifie la masse apparente dans le calcul de la variation de l'énergie résiduelle dans l'air SEP(t), l'expression générale de l'énergie résiduelle dans l'air SEP(t) s'écrivant sous la forme : 10 SEP(t) = Va(t) (dVa(t) dh(t) (1 + E2 (t)) g dt + El(t) + dt où g désigne l'accélération de la pesanteur au voisinage de la surface de la Terre. .11 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en 15 poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon la revendication 10, dans lequel la quatrième étape (10) est un processus itératif, comportant des première, deuxième, troisième, quatrième sous-étapes (252, 254, 256, 258) exécutées en boucle ; et 20 La première sous-étape (252), exécutée initialement à la fin de la troisième étape (8) et postérieurement à la quatrième sous-étape (258) lorsqu'au moins une itération a été décidée au cours de la troisième sous-étape (256), consiste à déterminer de manière conventionnelle une évolution temporelle d'un vecteur d'état de l'aéronef incluant au moins l'altitude h(t), la 25 vitesse de l'aéronef dans l'air Va(t), la distance géodésique parcouru D(t) le long de la trajectoire géodésique P(t) courante, initialement déterminée en début d'une première itération dans la troisième étape ou déterminée au cours de la quatrième sous-étape de la quatrième étape, en prenant en compte les gradients de vent et le facteur de charge des virages dans le 30 calcul de la variation d'énergie résiduelle SEP(t) jusqu'à ce que soit la position finale, soit l'altitude finale est atteinte en un point d'arrêt de la trajectoire géodésique courante ; et 3057986 51 la deuxième sous-étape (254), exécutée postérieurement à la première sous-étape (252), consiste en ce que des écarts bruts 8D1 , 8ti ,8h, 6V1, concernant la distance géodésique parcourue, le temps, l'altitude, la vitesse dans l'air sont évaluées entre l'état de l'aéronef, considéré au point 5 d'arrêt et calculé en prenant en compte les effets de correction, et l'état final souhaité, et en ce que des écarts affinés 6D2 , 8t2 , concernant distance géodésique parcourue, le temps sont évalués en fonction des écarts bruts 6D1 , 8t, , entre l'état de l'aéronef, considéré au point d'arrêt et calculé en prenant en compte les effets de correction, et l'état final souhaité, 10 la troisième sous-étape (256) de test et de décision d'exécution d'une itération de la boucle, exécutée postérieurement à la deuxième sous-étape, consiste en ce que les écarts affinés 6D2 , 8t2 de distance géodésique parcourue et de temps d'arrivée au point d'arrêt sont comparés à un seuil d'arrêt de sortie de la boucle E , un branchement est réalisé sur la quatrième 15 sous-étape est réalisé lorsqu'au moins un des écarts affinés 8D2 , 8t2 est supérieur ou égal au seuil d'arrêt, et un arrêt de la quatrième étape lorsque les deux écarts affinés 6D2 , 8t2 sont strictement inférieur au seuil, la quatrième étape est terminée ;et la quatrième sous-étape (258), exécutée lorsqu'au moins un des 20 écarts affinés 6D2 , 6t2 est supérieur ou égal au seuil d'arrêt, consiste en ce que le profil courant d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air Va(t) est réajusté en prenant en compte l'écart de temps affiné et en réutilisant le procédé d'ajustement du profil de la deuxième étape, puis la manoeuvre de trajectoire latérale est réajustée en prenant en compte l'écart de distance affiné et en 25 réutilisant le procédé d'ajustement de la trajectoire latérale de la troisième étape pour obtenir une trajectoire géodésique courante mise à jour. .12 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon la revendication 11, 30 dans lequel les écarts affinés 6D2 , 6t2 de distance géodésique parcourue et de temps d'arrivée au point d'arrêt sont fonctions des écarts bruts 6D1 , 6t1 , entre l'état de l'aéronef, considéré au point d'arrêt et calculé en prenant en compte les effets de correction, et l'état final souhaité, suivant les relations : 3057986 52 1 6h + g-817,(Vf +SV a) 5t2 = 8t1 + et 1 (51)2 = 6D1 +2.8t2. Vf 5 V/. et SEPf désignant respectivement la vitesse finale et la variation d'énergie résiduelle au point d'arrêt P(tf). .13 Procédé de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon l'une des 10 revendications 1 à 12, dans lequel l'aéronef est compris dans l'ensemble des avions pilotés à bord en manuellement ou en mode automatique et des drones pilotés à distance manuellement ou en mode automatique. 15 .14 Système de détermination d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible par un aéronef (304), le profil de descente en permanence en poussée minimale étant défini à partir d'un premier état initial de l'aéronef initial jusqu'à un deuxième état final de l'aéronef contraint temporellement par un temps d'arrivée final tf ou un délai temporel requis 20 _Atrequis, le premier état initial de l'aéronef comportant une première position géodésique Qi de départ, un temps initial ti, une première altitude initiale hi, une première vitesse initiale de l'aéronef V/ relative au sol et une première vitesse de vent Wt, 25 Le deuxième état final de l'aéronef comportant une deuxième position géodésique Qf d'arrivé au point cible, un temps final tf de contrainte, une deuxième altitude finale hf, une deuxième vitesse finale de l'aéronef Vf relative au sol et une deuxième vitesse de vent Wf, ledit système de détermination comportant une base de données 30 (306) des performances de l'aéronef (304), un moyen de fourniture de données météorologiques (308) de l'environnement dans lequel évolue SEPf 3057986 53 l'aéronef (304), une station sol (310) de fourniture du temps final requis ou d'un délai temporel requis à l'aéronef, et un ou plusieurs calculateurs électroniques (312) pour calculer le profil de descente et de rejointe en poussée minimale d'un point cible, 5 ledit système de détermination étant configuré pour dans une première étape, calculer un différentiel d'énergie de l'aéronef dans l'air LEa entre le premier état initial de l'aéronef et le deuxième état final de l'aéronef, puis dans une deuxième étape, fournir un profil modélisé ajustable 10 d'altitude hm(t) et de vitesse dans l'air Vam(t) de l'aéronef correspondant à une stratégie de vitesse dans l'air avec en permanence une poussée moteur minimale, puis ajuster des paramètres dudit profil modélisé ajustable de sorte que le profil modélisé ajusté obtenu d'altitude h(t) et de vitesse dans l'air Va(t) de l'aéronef assure la consommation de la variation d'énergie de 15 l'aéronef dans l'air AEa dans le délai requis At --requis, et la variation d'altitude requise hi - hf dans le temps requis avec en permanence une poussée moteur minimale ; puis dans une troisième étape, déterminer une trajectoire géodésique de l'aéronef et une trajectoire géodésique latérale à partir d'un type de 20 manoeuvre latérale, du profil d'altitude ajusté h(t), du profil de vitesse dans l'air ajusté va(t) et de la connaissance des vitesses des vents dans la zone géographie de traversée prévue de l'aéronef. .15 Système de détermination d'un profil de descente et de rejointe en 25 poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon la revendication 16, dans lequel L'au moins un calculateur électronique (312) de détermination d'un calcul d'un profil de descente et de rejointe en poussée minimale est .- un calculateur électronique intégré dans un système de gestion de 30 vol FMS, .- un EFB ou tout calculateur d'aide à la navigation embarqué mais non intégré à l'avionique de l'aéronef, .- un calculateur intégré dans un station sol de contrôle aérien, en aide à la décision pour un contrôleur, 3057986 54 .- un calculateur intégré dans une station sol de gestion de mission d'un drône. .16 Système de détermination d'un profil de descente et de rejointe en 5 poussée minimale d'un point cible par un aéronef selon l'une quelconque des revendications 14 à 15, dans lequel .- suivant une première configuration, l'aéronef comprend un premier calculateur, configuré pour calculer à bord une vitesse de descente CAS intermédiaire requise et une distance de vol requise, et des premiers 10 moyens de transmission (322) pour envoyer ces deux paramètres d'exigence, et la station de contrôle aérien comporte des deuxièmes moyens de transmission (324) pour recevoir la vitesse de descente CAS intermédiaire requise et la distance de vol requise et envoyer à l'aéronef des consignes de définition d'une trajectoire latérale et de vitesse, lesdites 15 consignes étant déterminées par un deuxième calculateur de la station sol pour assurer la distance de vol et la vitesse intermédiaire requise, ou .- suivant une deuxième configuration, la station sol est configurée pour envoyer à l'aéronef en supplément du délai requis, un point de convergence le long du plan de vol, et le premier calculateur de l'aéronef 20 est configuré pour déterminer la vitesse intermédiaire CAS et la distance géodésique requises, et identifier un point de virage, soit le long d'un maintien de cap courant par un alignement de trajectoire, soit le long du plan de vol courant, par raccourcissement de trajectoire, suivi d'un vol direct vers le point de convergence. 25