Brevet FR3053780A1 — publié le 20180112

DISPOSITIF ET METHODE DE CALCUL DE PREDICTION DE PERFORMANCE DE NAVIGATION REQUISE Domaine de l'invention L'invention concerne le domaine des systèmes de gestion de vol, et plus particulièrement celui de l'aide au pilotage d'aéronefs par le calcul en anticipation de performances de navigation. Etat de la Technique La navigation dite basée sur la performance (PBN) pour « Perfor- mance Based Navigation » en anglais, est une méthode de vol qui a été définie par l'organisation de l'aviation civile internationale OACI en 1998 afin d'optimiser l'utilisation de l'espace aérien devant la croissance permanente de sa fréquentation. La méthode PBN permet de définir des conditions à respecter en termes d'intégrité, de disponibilité, de fonctionnalité, d'exactitude et de continuité. Ces conditions se traduisent par des exigences en termes de performance de navigation requise (RNP) pour « Required Navigation Performance » et en termes de performance de navigation estimée EPE (Estimated Position Error) ou EPU (Estimated Position Uncertainty). La performance de navigation requise RNP est définie pour des portions de vol. Tel qu'illustré sur la figure 1, la RNP varie selon que l'aéronef est sur une por- tion de vol de type `Oceanic' ou Enroute' ou 'Terminal Area' ou encore `Approach'. Ainsi une procédure avec une certaine performance requise se réfère à un bloc d'espace spécifique. Le niveau de performance requis se traduit par la largeur d'un corridor selon le bloc d'espace. Par exemple, un bloc d'espace océanique peut avoir un corridor de largeur allant de 4 à 10Nm où le symbole Nm correspondant au mile marin et 1 mile marin équivaut à 1852 m. En phase approche vers un aéroport où beaucoup d'aéronefs coexistent dans un espace réduit, le niveau de performance requise traduit en largeur du corridor vaut généralement 1 Nm en début d'approche, descend jusqu'à 0.5 Nm pour les approches de non-précision, 0.3 Nm pour les approches de précision et jusqu'à 0.1 Nm pour les approches spéciales dites `RNP AR'. La variabilité du niveau de performance requise permet de définir une trajectoire en trois dimensions composée de 2 3053780 lignes droites et de courbes, dans un environnement à densité de circulation élevée, autour de zones sensibles au bruit ou à travers un terrain difficile. Le niveau de performance requise peut être défini dans un fichier de configuration du système de gestion de vol, manuellement par le pilote ou appelé d'une base de données pré- 5 sente dans le système de gestion de vol. Il peut aussi être défini par défaut selon que l'espace survolé par l'aéronef est de type océanique, en route ou aéroport, par exemple. Pour pouvoir suivre les exigences de la procédure RNP, les moyens de navigation de l'aéronef doivent être capables de calculer la position de l'aéronef se- 10 Ion la performance requise sur l'espace survolé. Ainsi, une procédure avec une cer- taine performance requise signifie que les systèmes de navigation de l'aéronef doivent être capables de garantir que la position de l'aéronef est à l'intérieur d'un cercle de rayon xx Nm. Par exemple, pour une procédure ayant une performance requise RNP de 5 Nm, le système de navigation de l'aéronef doit être capable de calculer la 15 position de l'aéronef dans un cercle de rayon 5 Nm. Plus précisément comme illustré sur la figure 2, le système de navigation doit garantir que l'aéronef ne devra pas sortir d'un corridor de largeur 10 Nm (2 x RNP : accuracy limit) pendant 95% du temps de vol, et garantir que l'aéronef ne franchira jamais la frontière d'un corridor de largeur 20 Nm (4 x RNP : containment limit). 20 La précision du calcul de la position peut varier le long du vol. En effet, les dispositifs extérieurs de navigation par satellites de type Global Positioning System GPS ont des niveaux de couverture différents selon la zone géographique considérée. Il en est de même pour les moyens de radio navigation. Quant aux moyens iner- 25 tiels, ils souffrent du problème de dérive inertielle inhérent à ces systèmes. De manière classique, l'erreur de calcul de la position horizontale aéronef appelée TSE « Total System Error » représentée sur la figure 3 est la somme quadratique de 3 composantes, exprimée par l'équation suivante : TEE= (FTE -f-(N E)" POE) 30 où : - NSE « Navigation System Error » représente l'erreur de localisation de l'avion, appelée aussi PEE pour « Position Estimation Error ». Cette erreur caractérise 3 3053780 l'erreur dans le calcul de la position avion à partir des capteurs de radio position, inertiels, ou satellitaires. Elle est souvent représentée sous la forme d'un cercle autour de l'avion. PDE « Path Definition Error » représente l'erreur de trajectoire avion. Cette er- 5 reur est considérée comme négligeable, car associée à une erreur de codage peu probable de la base de données de navigation. Cette erreur devient encore plus faible pour les systèmes de navigation utilisant un modèle de référence géodésique de type WGS84. FTE pour « Flight Test Error » représente l'erreur de guidage avion, appelée 10 aussi PSE pour « Path steering Error ». Cette erreur est liée au mode de gui- dage de l'avion et a pour source, trois états de guidage classés du moins précis correspondant à l'erreur la plus importante, au meilleur : le guidage manuel sans aide pour suivre la trajectoire, le guidage manuel avec suivi des ordres directeur de vol, 15 le guidage automatique avec le pilote automatique engagé pour le suivi de la trajectoire. Sur la figure 3, la flèche « DesP » pour « desired path » correspond à la trajectoire souhaitée, et la flèche en pointillé « DefP » pour « defined path » corres- 20 pond à la trajectoire calculée. Pour la TSE, c'est une première composante (PDE) qui en pratique est considérée négligeable, une deuxième composante (FTE) qui a 3 valeurs fixes et qui ne s'applique qu'au segment de vol actif, celui que l'aéronef est en train de suivre, et une troisième composante (NSE) qui est liée aux mesures des capteurs. Cette der- 25 nière composante peut varier le long de la trajectoire car elle est fonction de la per- formance des capteurs disponibles autour de la position de l'aéronef qui évolue. L'erreur dans le calcul de la position de l'aéronef provient des systèmes effectuant le calcul, en général le système de navigation qui est désigné par la terminologie anglo-saxonne « Flight Management System » ou FMS et qui met la route à 30 suivre à disposition du personnel de bord et à disposition des autres systèmes embarqués. Ce système FMS permet aussi une aide à la navigation, par l'affichage d'informations utiles aux pilotes, ou bien par la communication de consignes de guidage à un système de pilotage automatique. Sur certains aéronefs, tel l'A350, c'est le système ADIRU qui opère la fonction localisation de l'avion. Ces systèmes fournissent 4 3053780 une estimation de l'erreur de calcul dite (EPE) pour « Estimation Position Error », parfois appelée (EPU) pour « Estimation Position Uncertainty », deux dénominations qui représentent la même information. Cette information est ainsi représentative d'un niveau de performance estimée par rapport à un niveau de performance requise. La 5 figure 4 illustre selon un affichage connu, la prédiction de performance estimée sous l'information EPU variable selon les segments de vol. Le système de navigation doit garantir que la position de l'aéronef est à l'intérieur d'un cercle de rayon `xx', ce rayon caractérisant l'incertitude EPU dans le calcul de la position. Ce cercle, en fonction de la vitesse de l'avion prend la forme d'un ovoïde pour tenir compte de la pos- 10 sible réduction de la tolérance requise lors du passage d'un segment de vol au sui- vant, en sortie de virage de transition entre deux segments de vol. Ainsi, actuellement la connaissance de la performance de navigation requise reste limitée au segment de vol courant, voire à proximité de la fin du segment suivant, alors que la valeur de la performance de navigation requise est variable tout 15 le long du plan de vol. Le pilote ne bénéficie aucunement de la connaissance à l'avance d'un changement de la performance de navigation requise. De manière analogue, la performance de navigation estimée est fonction de capteurs de localisation dont la disponibilité varie le long du vol, et le calcul de la valeur de la performance de navigation estimée n'est valable aujourd'hui que pour le 20 segment de vol courant suivi par l'aéronef. Ainsi, la connaissance de la performance de navigation estimée reste limitée à la position actuelle de l'aéronef et ne permet pas au pilote d'anticiper sur le non-respect de la performance requise. Ainsi, les informations disponibles pour l'opérateur restent les valeurs de 25 performance de navigation requise et de performance de navigation estimée pour le segment de vol courant tel que cela est illustré sur les figures 5a et 5b. La figure 5a représente une page d'un écran d'un système de gestion du vol, écran qui n'est pas accessible par le pilote en position « tête haute » et dont l'accès nécessite de la part du pilote d'entrer dans le menu du système de gestion pour faire apparaître cette 30 page sur un écran. Sur l'exemple de cette page, le titre « APPROACH » indique que les informations fournies sont relatives à une phase d'approche d'un aéroport, par exemple. En bas à gauche, le terme « REQUIRED » est affiché avec une valeur numérique de 1.0 NM qui indique le niveau de performance requise par la procédure RNP. En bas à droite, le terme « ESTIMATED » est affiché avec une valeur numé- 5 3053780 rique de 0.60 NM qui indique le niveau de performance estimé. Dans l'exemple, l'exigence de la procédure RNP est satisfaite, le niveau de performance de navigation estimée étant inférieur au niveau de performance de navigation requise. Le terme « HIGH » associé au terme « ACCUR » représente une indication qualitative 5 du niveau d'intégrité des calculs de navigation pour le pilote et montre que le niveau de sureté est considéré comme élevé. Par ailleurs, l'opérateur maintient l'aéronef sur une trajectoire calculée qui est dite trajectoire « fil » tel que cela est illustré sur la figure 5b. La figure 5b représente une page d'un écran de navigation du système de gestion de vol embarqué à 10 bord d'un aéronef qui montre la trajectoire à suivre par l'aéronef, est généralement facilement accessible en position « tête haute » par le pilote de l'aéronef, ne nécessitant aucune manoeuvre pour y avoir accès. La position courante de l'aéronef est indiquée par un symbole en forme d'aéronef, représenté au centre de trois cercles concentriques de rayon croissant. La trajectoire de l'aéronef est indiquée par un axe 15 ou « fil » passant par la position courante de l'aéronef, un premier et un deuxième point de passage (CI27R, FI27R). La position courante et le premier point de passage définissent une première portion courante de trajectoire, une portion de trajectoire étant communément appelé segment ou « leg » en anglais. Les premier et deuxième points de passage définissent une deuxième portion de trajectoire. 20 Les systèmes de l'aéronef doivent respecter et ne pas dépasser la per- formance de navigation requise qui est exprimée en largeur Nm d'un corridor. Or avec l'affichage fil, l'opérateur n'a pas d'information sur la latitude de navigation dans le corridor qui est défini par la performance de navigation requise, et si un obstacle se trouve dans le corridor, le pilote ne le verra qu'au dernier moment et l'opération va 25 nécessiter une demande d'autorisation en urgence à l'opérateur au sol. Ainsi actuellement, les systèmes de navigation délivrent un niveau de performance de navigation requise et un niveau de performance de navigation estimée qui sont limités au segment de vol courant ou au mieux au segment suivant pour la position courante de l'aéronef. De plus, les systèmes de navigation connus 30 ne permettent pas à l'opérateur de connaitre la « liberté » de naviguer dans un corri- dor défini tout en respectant la procédure RNP. Un but de l'invention est de palier aux inconvénients des systèmes con- nus. 6 3053780 Résumé de l'invention Un objet de la présente invention est de proposer un dispositif et un procédé 5 permettant de calculer la prédiction de performance de navigation requise pour une trajectoire associée à une liste de segments d'un plan de vol. Un autre objet de l'invention est de proposer un dispositif et un procédé permettant de transformer une trajectoire fil en une trajectoire corridor, permettant de garantir la conformité aux exigences de performance de navigation PBN tant que 10 l'avion ne sort pas de la trajectoire corridor. Avantageusement, le dispositif de l'invention fournit une aide au pilotage d'un aéronef dans le cadre de procédures PBN en offrant une capacité à définir la performance de navigation requise sur une liste de segments. Avantageusement, le dispositif de l'invention fournit de manière simple une 15 information trajectoire corridor, permettant à l'opérateur de l'aéronef de mieux maitriser la trajectoire de l'avion et la performance attendue et disponible, en lui donnant facilement accès au couloir dans lequel la performance est garantie et aux limites à ne pas dépasser. Par la visualisation immédiate de la latitude de navigation dans un corridor, l'évitement d'un obstacle devient une opération facile à mener par 20 le pilote, sans demande d'autorisation préalable ou avec une demande très anticipée car l'opérateur ou le pilote grâce à la connaissance de la performance estimée, respecte la sécurité qui lui est affichée de manière évidente par la trajectoire corridor. Pour obtenir les résultats recherchés, procédés, dispositifs et un produit 25 programme d'ordinateur sont décrits. En particulier, un procédé, opéré par une plateforme de calcul pour aéronef, pour le calcul de prédiction de performance de navigation requise pour une trajectoire d'un aéronef, comprend les étapes de : 30 - recevoir une liste de segments d'un plan de vol ; - pour chaque segment de la liste : - identifier toutes les contingences constituant des contraintes de performance de navigation; - déterminer et sélectionner la contingence la plus contraignante pour ledit 7 3053780 segment ; - calculer une prédiction de performance de navigation requise, en fonction de données issues de la contingence sélectionnée ; et 5 - mettre à jour la liste de segments avec la prédiction de performance de navigation requise associée à chaque segment. Selon un mode de réalisation, l'étape d'identification consiste à identifier les contingences existantes dans la base de données navigation et les contingences 10 définies par un opérateur. Dans un autre mode de réalisation, l'étape de détermination consiste à déterminer si une contingence de performance donnée par une réglementation est la plus contraignante, et la sélectionner. Quand aucune contrainte de performance de navigation n'est identifiée 4, le 15 calcul de la prédiction de performance de navigation requise est fait en fonction de valeurs par défaut. Avantageusement, le procédé peut être opéré pour un calcul de prédiction de performance de navigation horizontale requise et/ou pour un calcul de prédiction de 20 performance de navigation verticale requise. Toujours avantageusement, les étapes du procédé peuvent être ré-exécutées automatiquement si le plan de vol change. L'invention concerne aussi un dispositif pour le calcul de prédiction de performance de navigation requise pour une trajectoire d'un aéronef, qui comprend : 25 - des moyens permettant de recevoir une liste de segments d'un plan de vol ; - des moyens permettant pour chaque segment de la liste : - d'identifier toutes les contingences constituant des contraintes de performance de navigation; - de déterminer et sélectionner la contingence la plus contraignante pour ledit 30 segment ; - de calculer une prédiction de performance de navigation requise, en fonction de données issues de la contingence sélectionnée ; et - des moyens permettant de mettre à jour la liste de segments avec la 8 3053780 prédiction de performance de navigation requise associée à chaque segment. Dans un mode de réalisation, le dispositif est apte à opérer toutes les étapes du procédé revendiqué. L'invention couvre aussi un système de gestion de vol (FMS) ou un ordinateur embarqué de type EFB qui comprend un dispositif de calcul de prédiction de performance de navigation requise pour une trajectoire d'un aéronef tel que revendiqué. L'invention concerne aussi un produit programme d'ordinateur qui comprend des instructions de code permettant d'effectuer les étapes du procédé, lorsque le programme est exécuté sur un ordinateur. 15 Dans un mode de réalisation, le procédé de calcul des prédictions de performance de navigation estimée peut être exécuté pour en permettre un affichage. L'invention concerne aussi un procédé d'affichage de prédictions de performance de navigation estimée et requise pour une trajectoire d'un aéronef, le procédé étant opéré par une plate-forme de calcul pour aéronef et comprend les 20 étapes : - de calculer des prédictions de performance de navigation estimée pour une liste de segments d'un plan de vol ; - de calculer pour la même liste de segments, des prédictions de performance de navigation requise selon les étapes du procédé de calcul des prédictions de 25 performance de navigation requise revendiqué ; et - de représenter graphiquement sur un moyen d'affichage lesdites prédictions de performance de navigation estimée et requise. 30 Dans un mode de réalisation, l'étape de calculer des prédictions de performance de navigation estimée comprend les étapes de : - recevoir une liste de segments comprenant l'ensemble des segments d'un plan de vol avec une prédiction d'un temps de passage associée à chaque segment; - pour chaque segment de la liste : 5 10 9 3053780 - identifier les systèmes de positionnement extérieurs à l'aéronef disponibles dans la zone géographique dudit segment ; - déterminer les valeurs de performance des systèmes de positionnement identifiés et sélectionner le système de positionnement extérieur présentant l'erreur 5 de calcul de performance de navigation la plus faible pour la position dudit segment et ledit temps de passage prédit ; - calculer une prédiction de performance de navigation estimée, à partir de données issues du système de positionnement extérieur sélectionné; et 10 - mettre à jour la liste de segments avec la prédiction de performance de navigation estimée associée à chaque segment. Dans un mode de réalisation, la représentation graphique consiste à afficher en superposition sur une trajectoire fil lesdites prédictions de performance de 15 navigation estimée et requise. Dans une variante, avant l'étape d'affichage, le procédé permet pour chaque segment de la liste, de soustraire aux prédictions de performance de navigation requise, les prédictions de performance de navigation estimée, pour construire une 20 trajectoire corridor, et dans lequel la représentation graphique consiste à afficher lesdites prédictions de performance de navigation estimée et requise en fonction du corridor. Selon un mode de réalisation, l'étape d'affichage consiste à afficher une 25 trajectoire fil pour les segments ayant une prédiction de performance de navigation estimée supérieure à la prédiction de performance de navigation requise. Dans une variante, la représentation graphique consiste à représenter la latitude de navigation en contraste sur la trajectoire corridor. 30 L'invention couvre aussi un dispositif d'affichage de prédictions de performance de navigation estimée et requise pour une trajectoire d'un aéronef, le dispositif d'affichage comprend un moyen d'affichage et des moyens de calcul permettant de calculer des prédictions de performance de navigation estimée et 10 3053780 requise, les prédictions de performance de navigation estimée sont calculées selon les étapes du procédé de calcul revendiqué, et le dispositif comprend de plus des moyens pour représenter graphiquement sur le moyen d'affichage les prédictions de performance de navigation estimée et requise. 5 Le moyen d'affichage peut être un écran du cockpit de l'aéronef, comme un « Navigation Display » (ND) ou un écran « Primary Flight Display » (PFD). Description des figures 10 Différents aspects et avantages de l'invention vont apparaitre en appui de la description d'un mode préféré d'implémentation de l'invention mais non limitatif, avec référence aux figures ci-dessous : La figure 1 illustre une performance de navigation requise RNP pour différentes 15 portions de vol ; La figure 2 illustre les limites de navigation RNP d'un aéronef dans un corridor ; La figure 3 illustre les trois composantes de l'erreur de calcul de la position horizontale aéronef; Les figures 4a et 4b illustrent différentes pages de l'écran de navigation d'un système 20 de gestion de vol, selon l'état de l'art connu; La figure 5 illustre un affichage de la prédiction de performance de navigation estimée pour une trajectoire associée à une liste de segments selon un mode de réalisation de l'invention; La figure 6 illustre un affichage de la prédiction de performance de navigation requise 25 pour une trajectoire associée à une liste de segments selon un mode de réalisation de l'invention; La figure 7 illustre un affichage combiné des prédictions de performance de navigation requise et estimée pour une trajectoire associée à une liste de segments selon un mode de réalisation de l'invention; 30 La figure 8 illustre un affichage combiné des prédictions de performance de navigation requise et estimée pour une trajectoire associée à une liste de segments selon un autre mode de réalisation de l'invention; La figure 9a illustre le procédé de calcul des prédictions de performance de navigation requise pour une liste de segments dans un mode de réalisation de 11 3053780 l'invention; La figure 9b illustre un procédé de calcul des prédictions de performance de navigation estimée pour une liste de segments dans un mode de réalisation de l'invention; 5 La figure 9c illustre le procédé de construction d'une trajectoire corridor dans un mode de réalisation de l'invention ; La figure 10 illustre schématiquement la structure et les fonctions d'un système de gestion de vol de type FMS permettant d'opérer la présente invention ; La figure 11 illustre le procédé de calcul de la prédiction EPU pour un segment dans 10 un mode de réalisation de l'invention; La figure 12 illustre le procédé de calcul de la prédiction EPU-inertie pour un segment dans un mode de réalisation de l'invention; La figure 13 illustre le type d'EPU considéré pour des segments en fonction de la disponibilité ou de la perte de fonctionnalité RAIM ; 15 La figure 14 illustre la valeur de corridor (Défaut, Pilote, Database) prise en compte pour un segment ; Les figures 15 à 20 illustrent différentes variantes d'affichage des prédictions de performance de navigation requise et estimée ; La figure 21 illustre les trois composantes de l'erreur de calcul de la position verticale 20 aéronef ; Les figures 22 et 23 illustrent des variantes d'affichage de corridor vertical. Description détaillée de l'invention 25 La figure 5 représente un exemple d'affichage selon un mode de réalisation de l'invention, de la prédiction de performance de navigation estimée (EPU) pour une trajectoire fil associée à une liste de segments. Cet affichage permet à l'opérateur de surveiller les performances de navigation l'aéronef. Une liste de segments telle que définie dans la description, est une séquence continue de segments (S1, S2, ..., Si, 30 ... , Sn), les segments étant droits ou courbes, chaque segment ayant un point début (PDs,) et un point final (PFsi) respectivement définis par leur latitude, longitude et altitude. Par ailleurs, à tout segment d'une liste est associée une heure ou un temps de passage sur le point final du segment, et on parle de liste de segments datée. Dans l'exemple de la figure 5, cinq segments (S1 à S5) d'une liste de segments Sn sont 12 3053780 représentés. Le segment S1 qui a pour point début PDs1 et pour point final PFsi contient la représentation de l'aéronef dans sa position courante, le segment S2 qui a pour point début PDs2 et pour point final PFs2 affiche une prédiction de performance de navigation estimée EPU de 0.1 Nm. Le segment S5 qui a pour point début PDs5 5 affiche une prédiction de performance estimée de 0.3 Nm. Pour des raisons de simplification, seuls les EPU de deux segments sont représentés. La figure 6 représente un exemple d'affichage selon un mode de réalisation de l'invention, de la prédiction de performance de navigation requise pour une trajectoire 10 fil associée à une liste de segments, où la liste de segments (S1 à S5) est identique à celle de la figure 5. Dans cette représentation, la prédiction de performance requise est affichée en demi-largeur d'un corridor correspondant au corridor à l'intérieur duquel l'aéronef peut circuler. Cet affichage permet à l'opérateur d'anticiper une exigence de performance de navigation requise plus contraignante. Sur le segment S2, 15 cette valeur vaut 1 Nm signifiant que l'aéronef doit circuler dans un couloir de largeur 2Nm sur cette portion de vol, et pour le segment S5, cette valeur vaut 0.3 Nm signifiant que l'aéronef doit circuler dans un couloir de largeur 0.6 Nm sur cette portion de vol. Les figures 7 et 8 représentent des exemples d'affichage combinant des pré- 20 dictions de performance de navigation requise et estimée pour une trajectoire fil as- sociée à une liste de segments, selon différents modes de réalisation de l'invention. L'affichage de la figure 7 peut être une représentation conforme à la représentation mentale d'un opérateur avec un premier corridor relatif à l'EPU et un deuxième corridor correspondant à la performance de navigation requise. L'affichage de la figure 8 25 permet à l'opérateur même en mode non managé (où le mode NAV de suivi automatique de la trajectoire est non engagé) de connaitre la situation relative de l'aéronef par rapport à la limite réglementaire (la largeur du corridor « requis »). La figure 9a illustre selon un mode de réalisation de l'invention, des étapes du 30 procédé de calcul des prédictions de performance estimée pour une liste de segments d'un plan de vol. Le procédé débute par une étape (902) de réception d'une liste datée de 'N' segments de vol pour une trajectoire associée à un plan de vol. A chaque segment du plan de vol, il est associé une heure prédite de passage de l'aéronef sur ledit 13 3053 780 segment. La liste des segments est produite par le système de gestion de vol. Les données plan de vol sont généralement fournies par le système de gestion de vol (FMS) qui dispose d'un plan de vol courant de l'aéronef qui comprend les différents points du plan de vol. La figure 10 illustre schématiquement la structure et les fonc- 5 tions d'un système de gestion de vol de type (FMS) connu, permettant d'implémenter les moyens aptes à opérer le procédé de l'invention. Un système de type FMS est installé dans un avion et dispose d'une interface homme-machine (1220) comprenant des moyens de saisie, par exemple formés par un clavier, et des moyens d'affichage, par exemple formés par un écran d'affichage, ou bien simplement un écran d'affi- 10 chage tactile, ainsi qu'au moins les fonctions suivantes: - Navigation (LOCNAV) (1201), pour effectuer la localisation optimale de l'aéronef en fonction des moyens de géolocalisation (1230) tels que le géopositionnement par satellite ou GPS, GALILEO, les balises de radionavigation VHF, les centrales inertielles. Les procédés et les systèmes décrits affectent ou concer- 15 nent principalement cette partie du calculateur; - Plan de vol (FPLN) (1202), pour saisir les éléments géographiques constituant le "squelette" de la route à suivre, tels que les points imposés par les procédures de départ et d'arrivée, les points de cheminement, les couloirs aériens, communément désignés "airways" selon la terminologie anglaise ; 20 - Base de données de navigation (NAVDB) (1203), pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases relatives aux points, balises, legs d'interception ou d'altitude, etc; - Base de données de performance, (PERFDB) (1204), contenant les paramètres aérodynamiques et moteurs de l'appareil ; 25 - Trajectoire latérale (TRAJ) (1205), pour construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances de l'aéronef et les contraintes de confinement (RNP) ; - Prédictions (PRED) (1206), pour construire un profil vertical optimisé sur la trajectoire latérale et verticale et donnant les estimations de distance, heure, altitude, 30 vitesse, carburant et vent notamment sur chaque point, remises à jour à chaque changement de paramètre de pilotage et calculées jusqu'à la destination, et qui seront affichées à l'équipage. ; - Guidage (GUID) (1207), pour guider dans les plans latéraux et verticaux l'aéronef sur sa trajectoire tridimensionnelle, tout en optimisant sa vitesse, à l'aide des 14 3053 780 informations calculées par la fonction Prédictions (1206). Dans un aéronef équipé d'un dispositif de pilotage automatique (1210), ce dernier peut échanger des informations avec le module de guidage (1207) ; - Liaison de données numériques (DATALINK) (1208) pour échanger des in- 5 formations de vol entre les fonctions Plan de vol/Prédictions et les centres de con- trôle ou les autres aéronefs ; - un ou plusieurs écrans, notamment des écrans dits FMD, ND et VD qui sont : Le FMD (« Flight Management Display » en anglais) est une interface, généralement un écran d'affichage, pouvant être interactif (par exemple un écran tactile), permet- 10 tant d'interagir avec le FMS. Par exemple, il permet de définir une route et de dé- clencher le calcul du plan de vol et de la trajectoire associée. Il permet également de consulter le résultat du calcul sous forme textuelle. Le ND (« Navigation display » en anglais) est une interface, généralement un écran d'affichage, pouvant être interactif (par exemple un écran tactile), permettant de consulter en deux dimensions la trajec- 15 toire latérale de l'avion, vue de dessus. Différents modes de visualisation sont dispo- nibles (rose, plan, arc, etc) ainsi que selon différentes échelles (configurables). Le VD (« Vertical Display » en anglais) est une interface, généralement un écran d'affichage, pouvant être interactif (par exemple un écran tactile), permettant de consulter en deux dimensions le profil vertical, projection de la trajectoire. Comme pour le ND, 20 différentes échelles sont possibles pour le VD. Dans un mode de réalisation alternatif, le dispositif de l'invention peut être implémenté au niveau d'un ordinateur embarqué séparé du FMS, de type « Electronic Flight Bag » (EFB) selon l'anglicisme consacré. L'EFB est un dispositif électronique de gestion de l'information qui aide les équipages à effectuer des tâches de gestion 25 de vol. Il s'agit d'une plate-forme informatique qui peut héberger des applications lo- gicielles spécialement développées pour opérer des fonctions comme les calculs de performances de décollage, de centrage. Le procédé permet ensuite (904) de récupérer les valeurs de performance d'un ensemble de systèmes de positionnement extérieur à l'aéronef. Les principaux 30 systèmes de positionnement connus sont les balises de radio navigations au sol (ex : VOR, TACAN, DME, LOC, MLS...), les systèmes de navigations inertiels (ex : IRS, ADIRS, AHRS, etc...) et les systèmes de positionnement à base de satellites (ex : GNSS, GPS, GLONASS...). A chaque type de système de positionnement est associée une performance de navigation. 15 3053780 A l'étape suivante (906), le procédé permet de calculer pour chaque segment I' de la liste, une prédiction de performance de navigation estimée, en prenant en compte la position du segment 'i' considéré et la prédiction d'heure de passage sur ce segment, ainsi que les données des systèmes de positionnement au travers des 5 centrales inertielles, des balises de navigation et des systèmes satellitaires. Tel que détaillé plus loin en référence à la figure 11, le calcul de la prédiction de performance estimée (908) se base sur une utilisation innovante des fonctionnalités des systèmes de réception satellites à bord de l'aéronef, et d'informations produites par les différents senseurs de position. Avantageusement, le procédé de l'invention permet de 10 comparer les informations produites par les différents systèmes de positionnement et de sélectionner pour le calcul de la prédiction de performance estimée, celui qui offre la meilleure performance de navigation pour chaque segment 'i', en fonction de la position du segment et de l'heure de passage prédite. La sortie (910) du procédé de calcul de prédiction de la performance de navi- 15 gation estimée est la liste des 'N' segments pour tout le plan de vol associé à la tra- jectoire, avec pour chaque segment, la prédiction de performance de navigation estimée (EPU PREDIT) calculée. Selon un mode de réalisation, le procédé de calcul de la prédiction de performance de navigation estimée sur tout le plan de vol est effectué à intervalles régu- 20 liers, si aucun événement de relance automatique n'est apparu depuis une certaine durée (15mn par exemple), afin de tenir compte de pannes satellites, de pannes de balises de navigation ou d'autres évènements. Dans un autre mode de réalisation, le procédé de calcul de la prédiction de performance de navigation estimée peut être relancé automatiquement si les prédic- 25 tions de temps de passage sur les segments changent de manière significative par exemple dû à un changement de vitesse, des phénomènes météo (vents importants). Dans une autre variante, le calcul de la prédiction de performance estimée peut être relancé suite à une relance du calcul de la prédiction de performance re30 quise. La figure 9b illustre selon un mode de réalisation de l'invention, des étapes du procédé de calcul des prédictions de performance requise pour une liste de segments d'un plan de vol. Le procédé débute par une étape (903) de réception d'une liste de 'N' segments de vol pour une trajectoire associée à un plan de vol. 16 3053 780 Dans une étape suivante (905) le procédé permet de calculer pour chaque segment de la liste, une prédiction de performance requise. Pour chaque segment 1' de la liste, le procédé permet (907) d'identifier via les informations de la base de données navigation et les entrées opérateur, l'ensemble 5 des contingences donnant des contraintes de performance de navigation requise, de sélectionner (909) la contingence la plus contraignante, et de calculer (911) à partir des données de la contingence sélectionnée, une prédiction de performance requise pour le segment considéré. Lorsqu'un opérateur définit une valeur de largeur de corridor, celle-ci est ap- 10 plicable sur le segment courant et sur tous les autres segments de la liste entière. Cependant, si une réglementation est associée à la performance de navigation, elle est traduite en valeur de largeur de corridor à travers les autres options (Data base navigation, aire de vol) et peut être plus contraignante que la valeur saisie par l'opérateur. Dans l'état de l'art, lorsque la valeur définie par l'opérateur devient une 15 valeur supérieure à celle correspondant à la règlementation, le système envoie un message au pilote lui demandant de baisser la valeur du corridor pour la mettre en conformité avec la règlementation. Avantageusement, avec le procédé de l'invention, pour un segment I' donné, pour le calcul de prédiction de performance requise, le système prend la contingence la plus contraignante, c'est-à-dire celle donnant la va- 20 leur de la demi-largeur du corridor. Le système ne prend en considération la contin- gence définie par l'opérateur que si la valeur de corridor qu'il définit est inférieure à celle de la règlementation. Quand le corridor est défini pour un segment dans la base de données, il correspond à la règlementation de performance requise pour ce segment et il est applicable, sauf si la valeur pilote est plus contraignante. Quand ni une 25 valeur opérateur, ni une valeur « Database » n'existe pour un segment, une valeur de corridor par défaut, déterminée en fonction de l'aire géographique de vol (terminal, en route océanique, approche), est appliquée pour ce segment. Ainsi, quand le corridor est défini pour un segment avec la valeur par défaut, il correspond à la règlementation de performance requise pour ce segment et il est applicable sauf si la 30 valeur pilote est plus contraignante. La figure 14 illustre quelle valeur de corridor (Dé- faut, Pilote, Database) est prise en compte pour un segment T. La sortie (913) du procédé de calcul de prédiction de la performance de navigation requise est la liste des 'N' segments pour tout le plan de vol associé à la tra- 17 3053 780 jectoire, avec pour chaque segment, la prédiction de performance de navigation requise (RPN) calculée. Ainsi, le but du système de calcul de la prédiction de la performance de navigation requise est de définir pour chacun des segments de la liste, la performance de 5 navigation requise qui est applicable c'est-à-dire qui est en conformité avec la régle- mentation. Le calcul de la prédiction de performance de navigation requise n'est pas relancé de manière régulière ni de manière automatique. Le calcul est relancé suite à une modification par l'opérateur de la liste des segments (par ajout, suppression de 10 segments) ou suite à une modification par l'opérateur de la valeur du corridor associé à un segment. Avantageusement, tel qu'illustré sur la figure 9c, le procédé mis en oeuvre par le dispositif de l'invention permet de plus de combiner les prédictions de performance 15 de navigation requise (9020) avec des prédictions de performance de navigation es- timée (9010) calculées pour une même liste de segments (9000), afin de construire (9030) une trajectoire corridor de navigation. Avantageusement, il est proposé deux approches pour construire un corridor à partir des deux types de prédictions de performance. Dans une première option, le 20 procédé permet de soustraire la performance prédite de celle requise, de manière à ce qu'il ne puisse jamais dépasser la contrainte requise, quelle que soit la position de l'avion dans ce corridor. L'avantage de cette solution est que si une dégradation de la performance de navigation intervient, elle est progressive et visible par l'opérateur. L'affichage résultant de cette approche est illustré sur la figure 18. 25 Une approche alternative pour construire un corridor est de considérer un couloir de largeur « 1 x corridor » quand la performance prédite est strictement inférieure à la performance requise. Si la performance prédite est supérieure ou égale à la performance requise, l'affichage redevient un fil. Dans ce cas, la garantie 30 n'est pas de rester à l'intérieur du corridor mais de garantir de ne jamais franchir le corridor 2 fois plus large, ce qui est l'objectif majeur de sécurité. L'avantage de cette solution est que le couloir dans lequel l'aéronef peut voler est plus large. L'affichage résultant de cette approche est illustré sur la figure 19. 18 3053780 Selon divers modes de réalisation, le corridor peut être affiché (9040) sur demande sur un écran pour le pilote sous la forme d'une trajectoire dite « ruban » selon différentes variantes illustrées par les figures 15 à 20, le ruban étant obtenu par un remplissage contrasté de la largeur du corridor correspondant à la latitude de naviga- 5 tion. Le dispositif d'affichage peut être un écran classique du cockpit comme un « Navigation Display » (ND) ou un écran « Primary Flight Display » (PFD) avec une capacité « Synthetic Visual System » (SVS) tel que représenté sur la figure 20. Pour un opérateur sol, ces informations peuvent être affichées sur un écran du poste de 10 commande. La trajectoire « ruban » est construite de manière à ne jamais sortir de la contingence (largeur du corridor) par rapport à la trajectoire de référence correspondant à la liste de segments initiaux du plan de vol, illustré sur les figures 15 et 16. Dans la mesure où un corridor est défini, la seule représentation des points 15 des segments sans dessiner le fil qui les rejoint est un autre exemple de représentation proposé sur la figure 17. Si sur un segment, la performance prédite est supérieure à la performance requise, le corridor redevient un fil sur le segment. De manière optionnelle, un message d'alerte peut être envoyé à l'opérateur lorsque ce segment va bientôt 20 devenir le segment actif, autrement dit lorsque ce segment est proche du début de la liste de segments. Ainsi, le pilote peut choisir d'afficher ou non : les prédictions de performance de navigation requise des segments ; 25 les prédictions de performance de navigation estimée des segments ; le corridor résultant de la combinaison des 2 prédictions. De façon optionnelle, en cas d'affichage multiples plans de vol, tous les affichages peuvent être temporairement inhibés de façon automatique ou manuelle. 30 La figure 11 illustre l'étape de calcul de la prédiction de performance de navigation estimée EPU pour un segment 'i' de la liste (étape 908 de la figure 9a). Le procédé est décrit ici pour le calcul de la prédiction de performance de navigation horizontale estimée, cependant l'homme du métier transposera les principes 19 3053 780 du procédé au calcul de la prédiction de performance de navigation verticale estimée. Avantageusement, le procédé utilise des fonctionnalités des systèmes de réception satellites embarqués à bord de l'aéronef pour la surveillance des satellites et 5 la détection des satellites en panne. En particulier, le procédé utilise une capacité de ces systèmes à prédire la disponibilité des satellites pour une date et un lieu donnés, fonctionnalité dite « RAIM » pour « Reliability, Availability, and Integrity Monitoring ». Les récepteurs équipés d'une technologie RAIM sont aptes à prédire l'intégrité des signaux de positionnements GPS reçus des satellites et aptes à détecter par une 10 fonction dite « FDE » pour « Fault Detection and Exclusion » les satellites en panne et les exclure du calcul de la position de l'aéronef. La prédiction de performance de navigation estimée est liée au nombre et à la position des satellites disponibles à une heure ou un temps donné. Le procédé est itératif et opère segment après segment (1102,1124). Pour un 15 segment I' (1102), le procédé permet de déterminer (1104) si la prédiction satellitaire est précise et disponible en utilisant la fonctionnalité RAIM. Dans le cas positif, pour tout segment où la prédiction satellitaire est précise et disponible, le procédé permet d'établir la prédiction de performance de navigation estimée en fonction de la valeur de la performance satellitaire prédite, nommée « EPU_SATELLITE » (1110). 20 Pour augmenter sa précision, le procédé permet de combiner les informations satellitaires (1104) avec les informations (1106) des systèmes à base de centrales inertielles (IRS, AHRS...), par exemple pour couvrir les cas où le système satellitaire donne une valeur de position aéronef aberrante (dû par exemple à une perte transitoire de satellites). Le système inertiel va alors passiver cette réponse. En effet, le 25 système inertiel dérive lentement et la position aéronef du système satellitaire qui est précise à long terme va passiver cette dérive en permettant au système inertiel de se recaler. Le système satellitaire fournit la valeur de sa performance (1104) et par l'utilisation du système inertiel (1106) le procédé permet de consolider cette valeur et calculer une prédiction de performance de navigation estimée nommée 30 « EPU HYBRID » (1108). Revenant à l'étape initiale (1104), si sur un segment 'i' le système satellitaire n'est pas disponible ou présente une performance non adéquate par rapport à la performance de navigation requise (branche Non), le procédé permet de prendre en compte les informations de performance fournies par les autres systèmes de posi- 20 3053780 tionnement - balises et inertiels. Le procédé permet de calculer (1112) la performance de navigation estimée nommée EPU_BALISES associée aux types de balises disponibles autour du segment qui ne disposent pas d'information satellitaire (sans RAIM), et permet de calculer (1114) la performance de navigation estimée, 5 nommée EPU_INERTIE, associée aux systèmes inertiels, en tenant compte de la dérive inertielle sur le segment 'i' « sans RAIM ». Puis le procédé permet de comparer (1116) les valeurs EPU_BALISES et EPU_INERTIE et prendre la valeur (1118, 1120) correspondant à la meilleure performance. Comme décrit, le procédé ne calcule la valeur EPU_BALISES (1112) que sur une non disponibilité de la capacité 10 RAIM. Pour ce faire, le système recherche si dans la zone géographique du segment 'I' « sans RAIM », des balises de radio navigation existent (VOR, TACAN, DME, LOC, ILS, MLS...). Si c'est le cas, le procédé calcule la performance estimée associée aux balises en fonction des balises disponibles. Par exemple, l'EPU_BALISES est de l'ordre de 4Nm pour des balises VOR alors qu'il peut être de l'ordre de 0.3Nm 15 pour des balises DME. L'EPU_BALISES pour le segment 1' est comparé (1116) à l'EPU_INERTIE du même segment 1' dont le calcul est décrit ci-après. De manière similaire, le procédé ne calcule la valeur de l'EPU_INERTIE (1114) que sur une non disponibilité de la capacité RAIM. Les systèmes inertiels (IRS, AHRS) ont une valeur d'EPU INERTIE variable au cours du temps à cause de leur dérive intrinsèque qui 20 est de l'ordre de 2Nm à 4Nm par heure selon la performance des systèmes et en l'absence de recalage par la position satellite. Quand la capacité RAIM devient non disponible pour un premier segment 1' (1202), tel que décrit en référence à la figure 12 le procédé initialise (1204) l'EPU_INERTIE _i de ce segment avec la dernière valeur de l'EPU SATELLITE. Après une première non disponibilité RAIM, pour les 25 segments suivants qui ont une capacité RAIM non disponible (branche non,1206), l'EPU_INERTIE du segment 1' correspondant est l'EPU_INERTIE du segment 1-1' augmentée de la dérive du système inertiel qui est proportionnelle au temps de parcours du segment T. Une estimation de la dérive peut être réalisée de façon linéaire le long du segment. Une telle opération peut être continuée de façon itérative tant 30 que la valeur de l'EPU_INERTIE du segment reste inférieure à celle de l'EPU BALISES. Ainsi pour chaque segment T de la liste, le procédé calcule (1122) une valeur d'EPU du segment « EPU prédit », et itère sur le segment suivant 'N+17 (1124) de 21 3053780 manière à générer une liste de 'N' segments avec une prédiction de performance de navigation estimée calculée pour chaque segment (910). De manière générale, l'EPU a une valeur dépendante des systèmes de positionnement disponibles. A titre d'exemple, le système satellitaire permet d'atteindre 5 des EPU SATELLITE (1110) de l'ordre de 0.1Nm. Avantageusement, le procédé permet de déterminer si la longueur d'un segment de la liste est trop longue, en regard de la configuration des satellites ou de la présence de balises sol, Dans un tel cas, le procédé permet de découper le segment en plusieurs sous-segments de longueur fixe, de manière à obtenir une valeur de 10 performance prédite adéquate. Une longueur maximale de segment peut être fixée, comme égale à 100Nm par exemple. Dans une alternative, une autre méthode pour découper un segment trop long est d'utiliser la réponse RAIM qui dans les systèmes actuels donne l'état «RAIM » pour -15mn, -5mn, Omn, + 5mn et +15mn par rapport à la position du segment. 15 La figure 13 illustre le type d'EPU considéré pour plusieurs segments en fonction de la disponibilité ou non de la fonctionnalité RAIM. Avant la perte RAIM, la prédiction fournie est basée sur I'EPU_SATELLITE. Après la perte RAIM, au prochain point final (PF), la prédiction fournie est basée sur l'EPU_INERTIE tant qu'elle est 20 inférieure à l'EPU_BALISES et devient basée sur l'EPU_BALISES après le prochain point final où elle lui devient supérieure. Bien que les procédés de calcul de la prédiction de performance de navigation requise et estimée aient été décrits pour une prédiction de performance de 25 navigation horizontale, un calcul correspondant de la prédiction de performance de navigation peut être appliqué à l'axe vertical de la trajectoire d'un aéronef. Comme pour l'axe horizontal, il existe sur l'axe vertical, la « Total System Error » (TSEz) en z (axe vertical) qui représente l'erreur dans le calcul de la position verticale, autrement dit l'altitude d'un aéronef. Cette erreur représentée sur la figure 30 21, a trois composantes, et est exprimée par l'équation suivante : TSEz FTEz HCE (ASE 22 3053780 où « Flight Test Error vertical » (FTEz) correspond à l'erreur de guidage vertical de l'aéronef en mode manuel ou automatique ; « Horizontal coupling Error » (HCE) correspond à l'erreur induite par l'erreur 5 latérale (erreur de couplage horizontal) ; et « Altimetry System Error » (ASE) correspond à l'erreur du système d'altimétrie dans le calcul de l'altitude de l'aéronef à partir des capteurs de radio position, inertiels, ou satellitaires. 10 Il existe des exigences réglementaires relatives à l'écart entre un profil vertical de référence et l'aéronef, de l'ordre de 250ft à haute altitude, et de l'ordre de 150ft à basse altitude. Ces exigences qui définissent les performances verticales requises sont les entrées du calcul de la prédiction de performance verticale requise et peuvent être représentées sous forme d'un corridor vertical. 15 Selon le même principe que pour le calcul de la prédiction de performance horizontale, le procédé de calcul de la prédiction de performance verticale prend en compte les différents systèmes de positionnement vertical avec leur précision associée. Les principaux systèmes connus sont les systèmes de positionnement satellite (ex GPS, GLONASS, etc), les systèmes à base de pression barométrique 20 ou radio (Air Data Computer ADC, Radio Altimètre RA) et les systèmes de navigations à base d'inertie (ex IRS, ADIRS, AHRS, etc...). En tenant compte des senseurs de position verticale, une estimation de la performance verticale est établie en fonction des senseurs disponibles. Cette estimation est la base du calcul de prédiction de performance verticale estimée. 25 Le procédé de calcul des prédictions de performance requise et estimée permet de construire un corridor vertical de navigation qui peut être affiché sur demande sur un écran pour le pilote. Le profil « ruban » vertical est construit de manière à ne jamais sortir de la contingence « 2 x la largeur du corridor » (2 fois la 30 tolérance d'écart) verticale par rapport au profil vertical de référence correspondant à la liste de segments. Les figures 22 et 23 illustrent des variantes d'affichage de corridor vertical sur un « Vertical display » (VD) ou sur un « Primary Flight Display » (PFD) ayant un « Synthetic Visual System 3D » (SVS 3D). Le système peut afficher le profil ruban vertical pour les prédictions requises et estimées à base de traits pointillés comme 23 3053780 illustré sur la figure 21. Une autre proposition d'affichage de cette trajectoire ruban par le système d'affichage est fournie par la figure 22. Selon un mode d'implémentation, le procédé de calcul des prédictions 5 estimées et requises sur une liste de segments est porté par une partition spécifique d'une plateforme matérielle spécifique à l'avionique mais différente de celle du FMS. Selon un autre mode de réalisation préféré, ce calcul est effectué sur la plateforme d'exécution du FMS, par des composants adaptés aux calculs. En effet, l'avènement de l'avionique modulaire intégrée sur les aéronefs récents, a permis la définition de 10 plateformes d'exécution et de communication numérique entre les fonctions. Cette évolution a toutefois entraîné une augmentation de la complexité - notamment la complexité interne des fonctions mais aussi la complexité du processus de configuration du système avionique - et des besoins de performances grandissants et d'optimisation de ressources. Dans ce contexte, les nouvelles plateformes 15 matérielles sont dotées de capacités de gestion (des opérations, de la sécurité et de maintenance), d'optimisation d'énergie et de localisation, qui vont au-delà des fonctions standards des plateformes connues. Selon un autre aspect, l'invention concerne un produit programme d'ordinateur comprenant des instructions de code permettant d'effectuer les étapes du procédé selon l'invention. Le procédé peut 20 s'implémenter à partir d'éléments matériel et/ou logiciel. Le procédé peut être disponible en tant que produit programme d'ordinateur sur un support lisible par ordinateur. Le procédé peut être implémenté sur un système pouvant utiliser un ou plusieurs circuits électronique dédiés ou un circuit à usage général. La technique du procédé selon l'invention peut se réaliser sur une machine de calcul reprogrammable 25 (un processeur ou un microcontrôleur par exemple) exécutant un programme comprenant une séquence d'instructions, ou sur une machine de calcul dédiée (par exemple un ensemble de portes logiques comme un FPGA ou un ASIC, ou tout autre module matériel). Les différents modules du système selon l'invention peuvent être implémentés sur un même processeur ou sur un même circuit, ou distribués sur 30 plusieurs processeurs ou plusieurs circuits. Les modules du système selon l'invention consistent en des moyens de calcul incluant un processeur. La référence à un programme d'ordinateur qui, lorsqu'il est exécuté, effectue l'une quelconque des fonctions décrites précédemment, ne se limite pas à un programme d'application s'exécutant sur un ordinateur hôte unique. Au contraire, les termes programme 24 3053780 d'ordinateur et logiciel sont utilisés ici dans un sens général pour faire référence à tout type de code informatique (par exemple, un logiciel d'application, un micro logiciel, un microcode, ou toute autre forme d'instruction d'ordinateur) qui peut être utilisé pour programmer un ou plusieurs processeurs pour mettre en oeuvre des 5 aspects des techniques décrites ici. 25 REVENDICATIONS1. Procédé de calcul de prédiction de performance de navigation requise pour une trajectoire d'un aéronef, le procédé étant opéré par une plateforme de calcul pour aéronef et comprenant les étapes de : - recevoir une liste de segments d'un plan de vol ; - pour chaque segment de la liste : - identifier toutes les contingences constituant des contraintes de performance de navigation; - déterminer et sélectionner la contingence la plus contraignante pour ledit segment ; - calculer une prédiction de performance de navigation requise, en fonction de données issues de la contingence sélectionnée ; et - mettre à jour la liste de segments avec la prédiction de performance de navi- gation requise associée à chaque segment. 2. Le procédé selon la revendication 1 dans lequel l'étape d'identification consiste à identifier les contingences existantes dans la base de données navi- gation et les contingences définies par un opérateur. 3. Le procédé selon la revendication 2 ou 3 dans lequel l'étape de détermination consiste à déterminer si une contingence de performance donnée par une réglementation est la plus contraignante, et la sélectionner. 4. Le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 dans lequel le calcul de la prédiction de performance de navigation requise est fait en fonction de valeurs par défaut quand aucune contrainte de performance de navigation n'est identifiée. 26 3053780 5. Le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 dans lequel les étapes sont exécutées pour un calcul de prédiction de performance de navigation horizontale requise et/ou pour un calcul de prédiction de performance de navigation verticale requise. 5 6. Le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 dans lequel les étapes sont ré-exécutées automatiquement si le plan de vol change. 7. Un dispositif pour le calcul de prédiction de performance de navigation re- 10 quise pour une trajectoire d'un aéronef, le dispositif comprenant : - des moyens permettant de recevoir une liste de segments d'un plan de vol ; - des moyens permettant pour chaque segment de la liste : - d'identifier toutes les contingences constituant des contraintes de 15 performance de navigation; - de déterminer et sélectionner la contingence la plus contraignante pour ledit segment ; - de calculer une prédiction de performance de navigation requise, en fonction de données issues de la contingence sélectionnée ; 20 et - des moyens permettant de mettre à jour la liste de segments avec la prédiction de performance de navigation requise associée à chaque segment. 25 8. Le dispositif selon la revendication 7 dans lequel les moyens sont aptes à opérer les étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 6. 27 3053780 9. Système de gestion de vol (FMS) ou ordinateur embarqué de type EFB comprenant un dispositif de calcul de prédiction de performance de navigation requise pour une trajectoire d'un aéronef selon la revendication 7 ou 8. 5 10. Un produit programme d'ordinateur, ledit programme d'ordinateur comprenant des instructions de code permettant d'effectuer les étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur. 10 11. Procédé d'affichage de prédictions de performance de navigation estimée et requise pour une trajectoire d'un aéronef, le procédé étant opéré par une plateforme de calcul pour aéronef et comprenant les étapes de : - calculer des prédictions de performance de navigation estimée pour une liste de segments d'un plan de vol ; 15 - calculer pour la même liste de segments, des prédictions de performance de navigation requise selon les étapes du procédé de l'une quelconque des revendications 1 à 6 ; et - représenter graphiquement sur un moyen d'affichage lesdites prédictions 20 de performance de navigation estimée et requise. 12. Le procédé selon la revendication 11 dans lequel l'étape de calcul des prédictions de performance de navigation estimée comprend les étapes de : - recevoir une liste de segments comprenant l'ensemble des segments d'un 25 plan de vol avec une prédiction d'un temps de passage associée à chaque segment; - pour chaque segment de la liste : - identifier les systèmes de positionnement extérieurs à l'aéronef disponibles dans la zone géographique dudit segment ; 30 - déterminer les valeurs de performance des systèmes de 28 3053780 positionnement identifiés et sélectionner le système de positionnement extérieur présentant l'erreur de calcul de performance de navigation la plus faible pour la position dudit segment et ledit temps de passage prédit ; - calculer une prédiction de performance de navigation estimée, à 5 partir de données issues du système de positionnement extérieur sélectionné; et - mettre à jour la liste de segments avec la prédiction de performance de navigation estimée associée à chaque segment. 10 13. Le procédé selon la revendication 11 ou 12 dans lequel la représentation graphique consiste à afficher en superposition sur une trajectoire fil lesdites prédictions de performance de navigation estimée et requise. 15 14. Le procédé selon l'une quelconque des revendications 11 à 13 comprenant avant l'étape d'affichage, une étape consistant pour chaque segment à soustraire aux prédictions de performance de navigation requise, les prédictions de performance de navigation estimée, pour construire une trajectoire corridor, et dans lequel la représentation graphique consiste à afficher les- 20 dites prédictions de performance de navigation estimée et requise en fonc- tion du corridor. 15. Le procédé selon la revendication 14 dans lequel l'étape d'affichage consiste à afficher une trajectoire fil pour les segments ayant une prédiction de 25 performance de navigation estimée supérieure à la prédiction de perfor- mance de navigation requise. 16. Le procédé selon la revendication 14 ou 15 dans lequel la représentation graphique consiste à représenter la latitude de navigation en contraste sur la 30 trajectoire corridor. 29 3053780 17. Dispositif d'affichage de prédictions de performance de navigation estimée et requise pour une trajectoire d'un aéronef, le dispositif d'affichage comprenant un moyen d'affichage et des moyens de calcul permettant de calculer des prédictions de performance de navigation estimée et requise, les pré- 5 dictions de performance de navigation requise étant calculées selon les étapes du procédé de l'une quelconque des revendications 1 à 6, le dispositif comprenant de plus des moyens pour représenter graphiquement sur ledit moyen d'affichage lesdites prédictions de performance de navigation estimée et requise. 10 18. Le dispositif d'affichage selon la revendication 17 dans lequel le moyen d'affichage est un écran du cockpit de l'aéronef, comme un « Navigation Display » (ND) ou un écran « Primary Flight Display » (PFD). 15