Brevet FR3064763A1 — publié le 20181005

GUIDAGE VERTICAL D'UN AERONEF Domaine de l'invention L'invention concerne le domaine technique des systèmes de gestion de vol, et plus particulièrement les méthodes et les systèmes pour la gestion de l'asservissement d'un aéronef sur un profil théorique de descente et approche. Etat de la Technique Lors d'un vol en guidage vertical automatique, un aéronef est asservi sur un profil théorique de descente et d'approche dit profil TDP, calculé par le système de gestion de vol (Flight Management System en anglais, acronyme F.M.S.). Ce profil est constitué de segments ayant différentes longueurs et/ou pentes. Le profil de descente et donc ces segments dépendent notamment de la performance avion et de la procédure sélectionnée par le pilote. Dans les systèmes de gestion de vol existants, le choix du prochain segment à voler par l'aéronef se fait généralement parmi une liste déterminée de segments situés devant le segment actif ou courant (actuellement volé par l'aéronef). Dans les systèmes existants, le pilote n'intervient pas dans le choix des segments à voler. Le choix du segment d'asservissement est déterminé automatiquement (par la machine, i.e. selon des algorithmes prédéfinis). Lorsque certaines conditions sont remplies, le segment choisi (ou sélectionné) devient actif. A défaut, le guidage de l'aéronef continue sur le 30 segment courant. Les conditions à remplir pour activer le segment sélectionné peuvent comprendre différents paramètres, par exemple et 2 3064763 notamment le fait que sa trajectoire de « capture » (vol réel) doit être « tangente » (c'est-à-dire sans traversée du segment choisi à capturer). Additionnellement, la sélection du segment qui devient actif peut ménager 5 i.e. optimiser la prise en compte du « facteur de charge », de manière à maintenir ce dernier constant ou sensiblement constant. Le facteur de charge traduit les sensations d'à-coups pour un humain à bord de l'aéronef. Le facteur de charge qui traduit l'effort appliqué à la structure de l'aéronef et par suite correspond aux sensations physiques ressenties par 10 les passagers lors d'une évolution de la trajectoire de l'avion. Ce facteur de charge peut être défini comme étant le rapport entre la charge totale supportée par la structure et le poids réel de cet appareil. Le facteur de charge peut être exprimé en fraction de la gravité (en g). Pour un facteur de charge supérieur à un, une sensation de tassement sera ressentie. 15 Pour un facteur de charge nul, une sensation d'apesanteur sera ressentie. Si le facteur de charge est inférieur à zéro, un passager aura la sensation d'être projeté vers le haut (par rapport au sol). Il existe un besoin pour définir et assurer un guidage vertical optimisé, en 20 particulier plus « lissé », selon des critères objectifs (e.g. approche tangente) et/ou subjectifs (confort passager, directement ou indirectement quantifiable). Un problème technique à résoudre consiste notamment à maîtriser (e.g. minimiser ou optimiser) les déviations ou les écarts entre la trajectoire réelle de l'aéronef et le profil de descente théorique, en 25 particulier pendant les transitions entre les différents segments composant le profil TDP. Les procédés existants présentent des limitations. La trajectoire de l'aéronef pour transiter d'un segment au suivant doit s'effectuer de manière « tangente » aux segments TDP mais également selon un « facteur de charge » acceptable. D'une part, la méthode usuelle consistant à choisir le prochain segment de guidage parmi une liste définie de segments devant le segment actif est généralement inadaptée. 3 3064763 D'autre part, ce facteur de charge s'applique globalement sur toute la trajectoire de capture mais sans prendre en compte d'éventuelles géométries particulières entre le point courant de l'aéronef et le point dit d'interception (auquel la transition de segment s'effectue). 5 La profondeur de recherche (e.g. le nombre de segments sélectionnés successivement) qui conditionne une descente adaptée est délicate à manier. En ignorant un segment lointain, une décision de trajectoire peut se révéler inconfortable (commande à piquer suivie d'une commande à 10 cabrer) voire inadaptée (capture tangente rendue impossible ou avec un facteur de charge excessif) ou non-sûre (non-respect des contraintes d'altitude). L'activation d'un segment insuffisamment long peut entraver à terme le guidage (e.g. des inversions de facteurs de charge peuvent dégrader sensiblement le confort des passagers de l'aéronef). L'activation 15 d'un segment de plan de vol peut ignorer ou enfreindre des contraintes éventuelles, par exemple en matière d'altitude. La littérature brevet ne mentionne pas explicitement de solution satisfaisante au problème technique du guidage vertical avec les 20 contraintes énumérées ci-avant. Dans ce domaine du guidage vertical, la littérature aborde peu les aspects d'exploration et d'optimisation, par exemple combinatoire. Résumé de l'invention 25 Il est décrit un procédé mis en oeuvre par ordinateur pour la gestion de la descente d'un aéronef, comprenant les étapes consistant à: - recevoir un profil de descente; - déterminer une bande de recherche comprenant une pluralité de segments de vol du profil; et - sélectionner un segment de vol 30 dans ladite bande de recherche. Différents critères de sélection sont décrits, notamment la prise en compte des commandes de cabrage et/ou d'éloignement par rapport au segment actif (distance d'anticipation). D'autres développements comprennent le fait que la bande de recherche 4 3064763 est configurable, la prise en compte du facteur de charge, des modalités de capture tangente (trajectoire sans traversée de segment), le respect de contraintes d'altitude, la détermination de parabole de capture modélisant la trajectoire, ainsi que l'activation du segment sélectionné en 5 tant que référence d'asservissement. Des aspects de système (e.g. FMS, EFB) et de logiciel sont décrits. Selon un des aspects du procédé selon l'invention, il est déterminé un segment de référence pour déterminer et/ou réaliser un asservissement 10 adapté selon un guidage a minima « sûr », et additionnellement « acceptable » au regard d'un ensemble de critères prédéfinis. Un guidage « sûr » correspond par exemple au fait de respecter des contraintes d'altitude. Le guidage peut également respecter des critères de régularité acceptables (e.g. en évitant des enchainements de 15 changements brutaux de consignes i.e. de facteurs de charge, pour ménager le confort des passagers et/ou la consommation de carburant par exemple). Selon un des aspects avantageux du procédé selon l'invention, il est 20 déterminé ou estimé ou évalué une ou plusieurs futures trajectoires verticales de l'aéronef, améliorant le guidage vertical de manière générale, et déterminant la sélection des segments à voler en particulier. Les critères pris en compte peuvent notamment comprendre la vérification préalable que le segment sélectionné est de fait volable et que 25 la transition associée vérifie bien des contraintes d'altitude prédéfinies (entre autres paramètres). Avantageusement, le procédé selon l'invention permet de maitriser ou minimiser les écarts d'altitude au TDP pendant les transitions de 30 segments de plan de vol. Avantageusement, le procédé selon l'invention permet d'anticiper les captures de segments, induisant donc des transitions plus « lissées » 5 3064763 (e.g. consommation carburant optimisée, meilleur confort passagers). Avantageusement, le procédé selon l'invention permet de filtrer ou de réduire le nombre de segments excessivement courts pouvant compliquer 5 le guidage vertical de l'aéronef. Description des figures D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'aide 10 de la description qui suit et des figures des dessins annexés dans lesquels: La figure 1 illustre schématiquement la structure et les fonctions d'un système de gestion de vol de type F.M.S. embarqué dans un aéronef ; 15 La figure 2 illustre des exemples d'étapes du procédé selon un mode de réalisation de l'invention. Les figures 3 à 9 illustrent différents exemples de profils de descente, tels 20 que gérés ou déterminés par des modes de réalisation du procédé selon l'invention. Description détaillée de l'invention 25 La figure 1 illustre schématiquement la structure et les fonctions d'un système de gestion de vol de type F.M.S. 101 embarqué dans un aéronef 100. L'invention peut être intégrée dans un calculateur de type FMS (ou dans 30 une fonction FM d'un calculateur). Un F.M.S. 101 est généralement connecté à de nombreux autres calculateurs (une centaine), lesquels peuvent également mettre en oeuvre une ou plusieurs étapes du procédé 6 3064 763 selon l'invention. Un système FMS met généralement en oeuvre des fonctions ou étapes décrites dans la norme ARINC 702 (Advanced Flight Management 5 Computer System). Ces fonctions comprennent notamment : - Navigation LOCNAV, 170, pour effectuer la localisation optimale de l'aéronef en fonction des moyens de géo-localisation (GPS, GALILEO, balises radios VHF, centrales inertielles) ; - Plan de vol FPLN, 110, pour saisir les éléments géographiques 10 constituant le squelette de la route à suivre (procédures de départ et d'arrivée, points de passages (waypoints), airways) ; - Base de données de navigation NAVDB 130, pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases (points, balises, legs d'interception ou d'altitude...) ; 15 - Base de données de performance, PERF DB 150, contenant les paramètres aérodynamiques et moteurs de l'appareil. - Trajectoire latérale TRAJ, 120: pour construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances avion et les contraintes de confinement (RNP) ; 20 - Prédictions PRED, 140: pour construire un profil de vitesse/d'altitude optimisé sur la trajectoire latérale ; - Guidage, GUID 200, pour guider dans les plans latéraux et verticaux l'aéronef sur sa trajectoire 3D, tout en optimisant la vitesse ; - Liaison de donnée numérique DATALINK, 180 pour communiquer avec 25 les centres de contrôle et les autres aéronefs. A partir du plan de vol défini par le pilote (liste de points de passage appelés « waypoints »), la trajectoire latérale est calculée en fonction de la géométrie entre les points de passage (appelés couramment LEG) et/ou les conditions d'altitude et de vitesse (qui sont utilisées pour le 30 calcul du rayon de virage). Sur cette trajectoire latérale, le FMS optimise une trajectoire verticale (en altitude et vitesse), passant par des contraintes éventuelles d'altitude, de 7 3064763 vitesse, de temps. Pendant la descente vers sa destination quand l'avion est guidé en « Managed mode » (c'est à dire par le FMS), le système doit déterminer 5 le segment du profil référence pour s'asservir en terme de guidage vertical. Un système F.M.S. comprend ou peut être associé à des interfaces homme-machine I.H.M. 190 (e.g. écrans d'ordinateur, réalité augmentée, 10 réalité virtuelle, retours haptiques, projecteurs, etc). Un ou plusieurs systèmes (e.g. de type non-avionique) peuvent accéder au F.M.S. avionique, par exemple via les I.H.M. 190 et/ou par des ordinateurs 199 de type A.O.C. (compagnie aérienne) et/ou A.T.C. (contrôle aérien). 15 II est décrit un procédé mis en oeuvre par ordinateur pour la gestion de la descente d'un aéronef, comprenant les étapes consistant à: - recevoir une trajectoire théorique; - déterminer une bande de recherche dimensionnée pour correspondre aux caractéristiques inertielles de l'aéronef et/ou pour satisfaire des contraintes de trajectoire, ladite bande 20 de recherche comprenant un ou plusieurs segments de la trajectoire théorique. Le procédé comprend une étape préalable consistant à recevoir (des informations relatives à) une trajectoire. Le qualificatif « théorique » est 25 illustratif, non limitatif ; il peut s'agir d'une trajectoire de n'importe quel type (e.g. publiée par le contrôle aérien, une trajectoire à étudier, une trajectoire correspondant à un plan de vol ou à une révision de ce plan de vol, etc). 30 La trajectoire peut être 2D (en deux dimensions d'espace, i.e. un profil vertical ou même un profil latéral) mais également en 3D (trajectoire dans l'espace, latéral/vertical combiné). La trajectoire (par exemple « théorique ») est déterminée par le système de gestion de vol FMS et/ou 3064763 8 reçue du contrôle aérien ATC. La « bande de recherche » déterminée et manipulée par l'invention assure (cause) ou permet (conséquence) de contenir tous les segments 5 de (plan de) vol ou de trajectoire pouvant être anticipés avec les contraintes données (par exemple compte tenu d'un facteur de charge maximal). Le nombre de segments dans la bande de recherche est fixe à un instant 10 donné. Il peut optionnellement être dynamiquement évalué au cours du vol, puisque la bande de recherche se déplace avec l'aéronef. Pour déterminer la bande de recherche, les caractéristiques intrinsèques de l'aéronef sont prises en compte (les caractéristiques inertielles de 15 l'aéronef, comme par exemple la réactivité de l'aéronef, les limites de cabrage etc), ainsi que des caractéristiques extrinsèques (e.g. des contraintes qui viennent délimiter plus encore les trajectoires possibles, par exemple en matière de confort passager). Les caractéristiques extrinsèques peuvent être reçues et/ou déterminées (e.g. calculées, 20 déduites, etc). La bande de recherche délimite donc l'espace des possibles, en déterminant une « enveloppe » de trajectoires, i.e. une « délimitation » ou une « fenêtre » ou un « sous-ensemble,> des segments de la trajectoire théorique reçue. 25 Dans un développement, le procédé comprend en outre l'étape consistant à sélectionner un segment dans la bande de recherche. Au sein de la bande de recherche (sélection d'un sous-ensemble de segments de la trajectoire théorique reçue), la sélection d'un segment se 30 fait dans la perspective d'un « asservissement futur », i.e. de manière à asservir la trajectoire de l'aéronef sur ce segment (valider dans le FMS le segment de plan de vol, qui passe d'un statut de segment potentiel à un segment effectivement ou réellement volé et qui par suite restreint 3064763 9 l'espace des possibles résiduel). Le dimensionnement de la bande de recherche peut être dynamique et au sein de cette bande de recherche, les critères de sélection peuvent 5 évoluer (de manière statique ou prédéfinie au cours du temps, mais également de manière dynamique, par exemple en fonction de règles logiques, d'événements de vol, du contexte de vol, etc). Les objectifs sous-jacents à la sélection peuvent être variés. 10 Correspondant à un objectif de sûreté aéronautique, le segment déterminé comme étant le plus contraignant (par comparaison interne entre les segments) peut être sélectionné. A défaut ou de manière alternative, le segment sélectionné peut être celui 15 qui correspond le mieux (i.e. minimisation de l'écart) à la tendance de la trajectoire théorique dans la bande de recherche, selon une perspective d'optimisation. Dans un développement, le procédé comprend en outre l'étape consistant 20 à activer le segment sélectionné. L'activation effective du segment consiste à valider ledit segment dans le système de gestion de vol. Le segment activé servira alors de référence pour l'asservissement effectif. 25 L'instant auquel le segment sélectionné pourra être activé dépend de plusieurs facteurs. Par exemple, le segment pourra être activé au moment qui permet de minimiser l'écart à la trajectoire théorique tout en respectant ses contraintes, éventuellement selon une certaine tolérance 30 (par exemple ne pas s'écarter de plus de 200 pieds des contraintes) et en considérant les caractéristiques ou contraintes inertielles (facteur de charge de capture par exemple de l'aéronef). 10 3064763 Concernant l'activation : la trajectoire de l'avion si le segment est activé est modélisée par le FMS. Cette trajectoire est comparée avec les contraintes d'altitude connues ou reçues. Si la trajectoire est acceptable au regard des contraintes prises en compte, alors le segment sélectionné 5 peut effectivement être activé. Le cas échéant, l'aéronef vole la trajectoire effectivement prévue et vérifiée. Dans certains modes de réalisation, une modélisation précise de la trajectoire ne peut pas être effectuée. Des approximations peuvent 10 néanmoins être effectuées. En particulier et par exemple, une estimation de la trajectoire en cas d'activation peut avantageusement être « conservatrice » vis-à-vis des contraintes d'altitude (par exemple une trajectoire avec un facteur de charge maximal - ou au contraire nul - peut être déterminée de manière à identifier les situations extrêmes, sachant 15 qu'en réalité la trajectoire sera moins contrainte). Dans un développement, le segment sélectionné est un segment de vol de la bande de recherche associé à une commande de cabrage. 20 II peut exister différentes manières de sélectionner un segment, chacune pouvant correspondre à des situations différentes Dans un mode de réalisation, un critère de sélection peut être l'existence d'une commande à cabrer. S'il existe plusieurs commandes à cabrer au sein de la bande de recherche manipulée, il peut être avantageux de sélectionner le segment 25 associé à la première commande à cabrer. Toutefois, d'autres sélections peuvent être effectuées (un autre segment peut être sélectionné s'il est associé à d'autres paramètres conduisant à une amélioration globale de trajectoire). 30 Si plusieurs commandes à cabrer sont présentes, le premier segment associé à une commande à cabrer peut être sélectionné. Dans un développement, le segment sélectionné est le premier segment 11 3064763 de vol de la bande de recherche associé à une commande de cabrage. Ce mode de réalisation est avantageux en matière de sûreté aéronautique. 5 Dans un développement, le segment sélectionné est le premier segment sortant de ladite bande de recherche. Dans d'autres modes de réalisation, le segment le plus loin du segment actif peut être sélectionné (par exemple le dernier de la bande de 10 recherche, ce qui avantageusement permet d'éviter des consignes justifiées à court terme mais globalement désavantageuses, à plus long terme). Dans un développement, le nombre de segments de vol de la bande de 15 recherche est configurable. La « profondeur » de la bande de recherche peut être configurable, i.e. varier dans le temps et/ou l'espace. Cette profondeur peut par exemple être modifiée à la demande par le pilote et/ou automatiquement selon 20 différents paramètres (par exemple selon le contexte ou la phase de vol, qui peuvent s'avérer plus ou moins délicates) Dans un développement, l'activation est conditionnelle. 25 Dans un mode de réalisation, le procédé comprend une étape consistant à activer le segment de vol sélectionné. Cette activation peut être conditionnelle, en fonction de résultats calculés ou simulés ou estimés ou évalués. Les résultats ou paramètres pris en 30 compte peuvent notamment comprendre le degré de satisfaction de critères prédéfinis par la trajectoire de l'aéronef une fois l'activation effective. Les critères peuvent notamment concerner le facteur de charge qui traduit le confort passager lors des évolutions de l'aéronef. 12 3064763 Dans un développement, l'activation du segment sélectionné est conditionnée au fait que le facteur de charge nécessaire à la capture tangente de ce segment par l'avion est supérieur ou inférieur à une valeur 5 prédéfinie. Dans un mode de réalisation, l'activation d'un segment sélectionné est effectuée quand le facteur de charge nécessaire à la capture tangente de ce segment par l'avion est supérieur à une valeur prédéfinie. Une capture 10 tangente désigne une trajectoire sans traversée du segment considéré. Dans un mode de réalisation, le procédé comprend une étape consistant à guider l'aéronef vers le segment de vol sélectionné, selon un facteur de charge maximal prédéfini. 15 Dans un mode de réalisation, le facteur de charge prédéfini peut être sensiblement constant. Dans un développement, l'activation est conditionnée au respect d'une ou 20 plusieurs contraintes d'altitude préalablement reçues. Dans un mode de réalisation, l'activation d'un segment sélectionné est effectuée quand une ou plusieurs altitudes sont respectées (par exemple celles issues sur trafic aérien). 25 Dans un développement, le procédé comprend en outre une étape consistant à déterminer une trajectoire dite parabole de capture, ladite parabole de capture modélisant la trajectoire de l'aéronef au cours de la transition suivant l'activation du segment sélectionné, ladite activation 30 étant effectuée quand la parabole de capture assure de ne pas passer à plus d'une certaine valeur prédéfinie de l'altitude de la fin sur segment sélectionné. 13 3064763 Il est décrit un produit programme d'ordinateur, ledit programme d'ordinateur comprenant des instructions de code permettant d'effectuer une ou plusieurs des étapes du procédé, lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur. 5 Il est décrit un système pour mettre en oeuvre une ou plusieurs des étapes du procédé. Dans un mode de réalisation, le système comprend un système de gestion de vol de type avionique F.M.S. Dans un mode de réalisation, en complément ou en substitution, le système comprend 10 système non-avionique de type sac de vol électronique ou E.F.B. et/ou une tablette numérique. La figure 2 illustre des exemples d'étapes du procédé selon un mode de réalisation de l'invention. 15 Dans un mode de réalisation, l'invention peut se découper en deux étapes: une étape 210 consistant à déterminer le prochain segment ou « segment suivant » (à guider ou à « anticiper ») et une étape 220 consistant à activer ce segment (détermination de l'instant d'activation de 20 ce segment). L'étape 210 peut comprendre des sous-étapes. Le prochain segment à guider est cherché dans une « bande » ou 25 « bande de recherche » ou « espace de recherche » ou « zone de recherche » à la fin du segment de vol actif (volé par l'aéronef). Une telle bande comprend une pluralité de segments de vol. La taille de la « bande » (le nombre de segment que contient la bande) est construite de manière à ce que tout segment de vol pouvant être capturé après le 30 segment actif y soit contenu. 14 3064763 Dans cette bande, i.e. la pluralité de segments de vol sélectionnés, un segment particulier dit « segment à anticiper » est sélectionné selon des critères définis ci-après. Si un segment de vol compris dans la bande est associé à une 5 commande à cabrer, alors ledit segment est sélectionné comme segment à anticiper. En effet les commandes de cabrage contribuent à la sélection d'un segment à anticiper, pour des raisons et des avantages de sûreté aérienne. Si plusieurs segments de la « bande » sont associés à une commande à cabrer, le segment devant être activé le premier pour réussir 10 sa capture est sélectionné. A défaut de la présence d'un tel segment associé à une commande de cabrage, le premier segment sortant de la bande de recherche est sélectionné. En d'autres termes, tous les segments « intermédiaires », i.e. entièrement compris dans la bande sont ignorés. Cet « allongement » de 15 l'espace de recherche permet avantageusement un guidage amélioré, en évitant notamment d'asservir à court terme l'aéronef à des segments pouvant induire une commande contre-productive dans une vision d'asservissement à plus long terme. Les étapes 211 à 217 illustrent ce mécanisme de sélection. A l'étape 211, 20 le « segment suivant » (ou « prochain segment) considéré est le segment « limite » (dernier segment de la bande). A l'initialisation, le segment i est le segment actif incrémenté de 1. Le dernier segment de vol est sélectionné (étape 212); si un segment de vol comprenant une commande à cabrer existe (pente du segment inférieure au segment actif 25 FPA>FPActif, alors ce segment est retenu. Si plusieurs segments à cabrer existent, celui qui est associé avec la plus grande distance d'anticipation est retenu (217). La distance d'anticipation dépend généralement du delta d'angle avec le segment actif, du point d'intersection avec le segment actif, de la vitesse avion et du facteur de 30 charge souhaité pendant la transition. Entre deux segments à cabrer, c'est donc le delta d'angle avec le segment actif et la position du point 15 3064763 d'interception avec le segment actif qui influent (puisque les autres données sont identiques quel que soit le segment de la bande) A l'étape 220, l'instant (ou moment ou date temporelle) de l'activation du 5 segment à anticiper (tel que déterminé à l'étape précédente 210) est déterminé. L'opération d' « activation » signifie que le segment considéré devient la « référence » pour le guidage vertical (i.e. que le système s' « asservit » sur ce segment). L'asservissement sur un segment revêt 10 deux aspects: la « capture » de ce segment i.e. le fait que l'aéronef va être guidé pour transiter (ou rejoindre) ledit segment (avec un facteur de charge cible donné) et le « suivi » de ce segment (durant ce suivi, le facteur de charge commandé dépend uniquement des écarts vis-à-vis du segment). 15 Le segment précédemment déterminé est alors activé lorsque les deux conditions suivantes sont remplies: 1) le facteur de charge nécessaire à la capture tangente de ce segment par l'avion est supérieur à une valeur prédéfinie. Cette condition évite notamment des transitions trop longues ; et 20 2) la trajectoire de l'aéronef pendant la capture assure de ne pas passer en dessous d'une contrainte d'altitude (cette contrainte étant connue ou reçue ou déterminée par le FMS ou un système tiers). Cette contrainte notée ALT CSTR peut être associée avec une tolérance donnée. Le respect de cette condition permet de ne pas s'éloigner exagérément du 25 profil d'altitude théorique (« undershooter» en anglais). Dans un mode de réalisation de l'invention, la future dynamique de l'aéronef au cours de la transition suivant l'activation du segment à anticiper (segment sélectionné) est déterminée (ou calculée ou représentée ou modélisée) 16 3064763 Si l'aéronef converge vers le segment à anticiper (le segment sélectionné), l'écart d'altitude entre l'aéronef et le segment diminue, alors une « parabole de capture » modélisant la trajectoire d'un aéronef commandant un facteur de charge donné (« Nz_capture optimal ») est 5 calculée. L'activation est effective lorsque la parabole de capture assure de ne pas passer à plus d'une certaine valeur des altitudes de fins de segments. Si l'avion diverge du segment à anticiper (l'écart d'altitude augmente) alors deux cas sont à distinguer selon le sens de la divergence (a) si 10 l'aéronef plane au dessus du segment ou b) plonge dessous : test de FPAA/c par rapport au FPAnext_segment) Si l'avion vole au dessus du profil, l'activation est effective lorsque la parabole modélisant la trajectoire d'un aéronef commandant le facteur de charge à piquer maximum requis par le système de gestion de vol assure 15 de ne pas passer à plus d'une certaine valeur des altitudes de fins de segments. Le cas échéant, les facteurs de charges réellement commandés par le système seront donc par définition plus faibles ce qui assure que la trajectoire réelle avion respecte toujours les altitudes précédemment vérifiées (puisque l'aéronef « piquera » moins que prévu). 20 L'étape consistant à déterminer les propriétés d'une parabole de capture n'est effectuée que si l'avion « converge » (si l'avion diverge, il se ramènera sur le segment sans suivre un facteur de charge particulier, naturellement selon un mode de « capture »). Si l'avion plonge sous le profil, l'activation est effective si la parabole 25 modélisant la trajectoire d'un aéronef commandant un facteur de charge nulle assure de ne pas passer à plus d'une certaine valeur des altitudes de fins de segments (facteur de charge nul revient à utiliser la pente de descente courante (actuelle) de l'aéronef). Le cas échéant, les facteurs de charges réellement commandés par le système seront des ordres de 30 cabrage (en effet l'asservissement conduit à converger à nouveau vers le segment et pas continuer à s'en éloigner) ce qui assure que la trajectoire 17 3064763 réelle avion respecte toujours les contraintes d'altitude précédemment vérifiées puisque l'aéronef cabrera et ne continuera pas avec sa pente courante. 5 Les figures 3 et 4 illustrent le choix d'un segment suivant dans la « bande » de recherche. La figure 3 illustre une situation dans laquelle il n'y a pas de risque de passer sous une altitude contrainte si aucune anticipation n'existe. Par 10 conséquent, le segment sortant de la bande est retenu comme segment suivant. La figure 4 illustre une situation dans laquelle il y a passage sous une altitude contrainte si tous les segments intermédiaires sont ignorés (un segment sera traversé). Par conséquent, le segment moins pentu que 15 l'actif (qui risque d'être traversé) est retenu comme segment suivant pour demander une consigne de cabrage. Les figures 5 à 9 illustrent des géométries mettant en évidence les différents cas d'activation du segment suivant. 20 Les figures 6 et 7 illustrent une situation dans laquelle l'avion converge vers le segment suivant. Ce segment est activé dès que la parabole calculée avec un facteur de charge donné ne passent pas sous les fins de segments intermédiaires avec une marge (c'est-à-dire sur le schéma si les points de passage sont bien dans la marge). Tant que ce n'est pas le 25 cas, le segment actif courant est maintenu. La figure 8 illustre une situation dans laquelle l'avion diverge du segment suivant par le haut. Ici, à son activation, le système ordonnera des commandes à piquer pour converger à nouveau vers le profil. Activer le 30 segment dès que la parabole calculée avec le facteur de charge à piquer maximal ne passent pas sous les fins de segments intermédiaires avec une marge (c'est-à-dire sur le schéma si les points de passage sont bien 18 3064763 dans la marge) est donc conservatif. La trajectoire « réelle » de l'aéronef sera au dessus du trait vert. Tant que ce n'est pas le cas, le segment actif courant est maintenu. 5 La figure 9 illustre une situation dans laquelle l'avion diverge du segment suivant par le bas. Ici à son activation, le système ordonnera des commandes à cabrer pour converger à nouveau vers le profil. Activer le segment dès que la trajectoire basée sur la pente avion ne passent pas sous les fins de segments intermédiaires avec une marge (c'est-à-dire sur 10 le schéma si les points de passage sont bien dans la marge) est donc conservatif. La trajectoire « réelle » de l'aéronef sera au dessus du trait vert. Tant que ce n'est pas le cas, le segment actif courant est maintenu. L'invention peut s'implémenter à partir d'éléments matériel et/ou logiciel. 15 Dans un mode de réalisation, le procédé est mis en oeuvre par ordinateur. L'invention peut être disponible en tant que produit programme d'ordinateur sur un support lisible par ordinateur. Le support peut être électronique, magnétique, optique ou électromagnétique. 20 Le dispositif implémentant une ou plusieurs des étapes du procédé peut utiliser un ou plusieurs circuits électroniques dédiés ou un circuit à usage général. La technique de l'invention peut se réaliser sur une machine de calcul reprogrammable (un processeur ou un micro contrôleur par exemple) exécutant un programme comprenant une séquence 25 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). Un circuit dédié peut notamment accélérer les performances en matière d'accès et d'exécution des services avioniques. A titre d'exemple d'architecture matérielle adaptée à mettre en oeuvre 30 l'invention, un dispositif peut comporter un bus de communication auquel sont reliés une unité centrale de traitement ou microprocesseur (CPU, acronyme de «Central Processing Unit» en anglais), lequel processeur peut être "mufti-core" ou "many-core"; une mémoire morte (ROM, 19 3064763 acronyme de «Read Only Memory» en anglais) pouvant comporter les programmes nécessaires à la mise en oeuvre de l'invention; une mémoire vive ou mémoire cache (RAM, acronyme de «Random Access Memory» en anglais) comportant des registres adaptés à enregistrer des variables 5 et paramètres créés et modifiés au cours de l'exécution des programmes précités; et une interface de communication ou E/S (I/O acronyme de «Input/output» en anglais) adaptée à transmettre et à recevoir des données. La référence à un programme d'ordinateur qui, lorsqu'il est exécuté, 10 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 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, 15 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 aspects des techniques décrites ici. Les moyens ou ressources informatiques peuvent être centralisés et/ou être distribués ("Cloud computing"), éventuellement avec ou selon des technologies de 20 pair-à-pair et/ou de virtualisation et/ou de redondance. Le code logiciel peut être exécuté sur n'importe quel processeur approprié (par exemple, un microprocesseur) ou coeur de processeur ou un ensemble de processeurs, qu'ils soient prévus dans un dispositif de calcul unique ou répartis entre plusieurs dispositifs de calcul. Des technologies de 25 sécurisation (crypto-processeurs, authentification éventuellement biométrique, chiffrement, carte à puce, etc) peuvent être utilisées. Dans certains modes de réalisation, les différentes étapes de la méthode peuvent être implémentées en tout ou partie sur le FMS et/ou sur un ou 30 plusieurs EFB (sacs ou sacoches de vol électroniques). 20 REVENDICATIONS1. Procédé mis en oeuvre par ordinateur pour la gestion de la descente d'un aéronef, comprenant les étapes consistant à: - recevoir une trajectoire théorique; - déterminer une bande de recherche dimensionnée pour correspondre aux caractéristiques inertielles de l'aéronef et/ou pour satisfaire des contraintes de trajectoire, ladite bande de recherche comprenant un ou plusieurs segments de la trajectoire théorique. 2. Procédé selon la revendication 1, comprenant en outre l'étape consistant à sélectionner un segment dans la bande de recherche. 3. Procédé selon la revendication 2, comprenant en outre l'étape consistant à activer le segment sélectionné. 4. Procédé selon la revendication 2, le segment sélectionné étant un segment de vol de la bande de recherche associé à une commande de cabrage. 5. Procédé selon la revendication 2, le segment sélectionné étant le premier segment de vol de la bande de recherche associé à une commande de cabrage. 6. Procédé selon la revendication 2, le segment sélectionné étant le premier segment sortant de ladite bande de recherche. 7. Procédé selon la revendication 2, le nombre de segments de vol de la bande de recherche étant configurable. 30 8. Procédé selon la revendication 3, ladite activation étant conditionnelle. 9. Procédé selon la revendication 3 ou 8, l'activation du segment 21 3064763 sélectionné étant conditionnée au fait que le facteur de charge nécessaire à la capture tangente de ce segment par l'avion est supérieur ou inférieur à une valeur prédéfinie. 5 10. Procédé selon la revendication 3 ou 8, ladite activation étant conditionnée au respect d'une ou plusieurs contraintes d'altitude préalablement reçues. 11. Procédé selon la revendication 3 ou 8, comprenant en outre une 10 étape consistant à déterminer une trajectoire dite parabole de capture, ladite parabole de capture modélisant la trajectoire de l'aéronef au cours de la transition suivant l'activation du segment sélectionné, ladite activation étant effectuée quand la parabole de capture assure de ne pas passer à plus d'une certaine valeur prédéfinie de l'altitude de la fin sur 15 segment sélectionné. 12. 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 11, lorsque ledit 20 programme est exécuté sur un ordinateur. 13. Système pour mettre en oeuvre les étapes du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, comprenant un système de gestion de vol de type avionique F.M.S. 14. Système selon la revendication 13, comprenant un système non-avionique de type sac de vol électronique ou E.F.B. ou une tablette numérique. 2530