Brevet FR3100061A1 — publié le 20210226

Description Titre de l'invention : Procédé de détermination d'une distance de vol d'un aéronef sur un segment de discontinuité, procédé de déter- mination d'une trajectoire, produit programme d'ordinateur et module de détermination associés [0001] La présente invention concerne un procédé de détermination d'une distance de vol d'un aéronef sur un segment de discontinuité. [0002] La présente invention concerne également un procédé de détermination d'une tra- jectoire, un produit programme d'ordinateur et un module de détermination associés. [0003] En particulier, l'invention se situe dans le domaine des systèmes de gestion du vol de type FMS (de l'anglais « Flight Management System ») des aéronefs et plus généralement, des systèmes de calcul de trajectoires des aéronefs. [0004] De manière connue en soi, ces systèmes permettent de construire une trajectoire de l'aéronef à partir d'un plan de vol représentant le contrat entre la compagnie aérienne et le contrôle aérien. La trajectoire basée sur ce plan de vol respecte ainsi une pluralité de : [0005] - points de passage, appelés « waypoints » ; contraintes de procédure, appelées « legs » et constituées d'un couple chemin/terminaison » ; contraintes de transition (par exemple « overfly » ou « Ilyby ») contraintes dites verticales, portées par les points de passage et pouvant être de type altitude, vitesse, pente ou temps. [0006] La trajectoire calculée est composée d'une pluralité de segments successifs latéraux, de type « courbes » ou « droits », et verticaux, pouvant être en accélération/décélération, à vitesse constante, à altitude constante ou variable. Les segments latéraux et verticaux sont liés, le vertical peut ainsi segmenter le latéral et inversement. [0007] Les différents types de legs ainsi que les règles de leur enchainement sont notamment définis par la norme ARINC 424. [0008] La plupart de ces legs définissent un point de début et un point de terminaison. Par ailleurs, des contraintes verticales peuvent être définies sur l'un de ces points ou les deux. [0009] Au moins certains des legs peuvent être dépourvus de point de terminaison spécifié. Dans la norme ARINC 424, il s'agit notamment du leg « FM » (« Fix to a Manual termination » en anglais) et du leg « VM » (« Ileading to a Manual termination » en anglais). Ces legs sont dits legs manuels ou legs à terminaison manuelle, dans la mesure où la sortie d'un tel leg est définie manuellement par le pilote lors du vol sur cc 2 leg, à la suite par exemple d'une consigne du contrôleur aérien. Le système insère une discontinuité latérale à la suite de ces legs indiquant que la suite du plan de vol ne sera suivie qu'après une action pilote. [0010] Lorsque le plan de vol de l'aéronef comporte un leg, à terminaison manuelle ou bien une autre discontinuité latérale, la trajectoire qui devra être volée par l'aéronef n'est pas complètement connue. [0011] Dans l'état de la technique, la solution généralement utilisée pour pallier ce problème consiste à faire l'hypothèse d'une distance directe, c'est-à-dire la distance la plus courte pour rejoindre la suite du plan de vol, dans le calcul de prédictions. [0012] Cela est illustré sur la figure 1 sur laquelle une discontinuité latérale est formée entre les segments DC et AB. Ainsi, dans ce cas, selon les méthodes de l'état de la technique, la distance la plus courte entre ces segments, c'est-à-dire la distance BC sera prise en compte pour le calcul de prédictions. [0013] Une telle hypothèse utilisée dans les systèmes actuels a plusieurs conséquences opé- rationnelles. [0014] Premièrement, cela induit des prédictions erronées en termes de distance volée ce qui peut provoquer à son tour des messages d'alerte intempestifs. En effet, une contrainte d'altitude ou de vitesse peut être annoncée manquée en aval de la discontinuité latérale en raison d'une distance trop courte pour dissiper l'énergie nécessaire. Cela peut générer une alerte non-fondée dès la préparation du vol ce qui rend plus complexe cette opération. [0015] Ensuite, d'un point de vue de l'asservissement sur le plan de vol, cela peut induire le besoin de commencer à perdre de l'énergie en vue de l'atterrissage beaucoup plus tôt que nécessaire. En effet, le système de type FMS calculant que l'aéronef ne sait pas décélérer le long de la discontinuité latérale si celle-ci est trop pentue, anticipera la décélération avant d'arriver sur la discontinuité latérale. [0016] Ce fonctionnement va à l'encontre de celui attendu puisque généralement, les consignes données par les contrôleurs concernant la désélection du leg à terminaison manuelle permettent de dissiper l'énergie nécessaire le long de ce leg. [0017] De plus, ce fonctionnement peut conduire à anticiper l'extension de certains ac- tionneurs comme les becs et volets. Le calcul des profils d'altitude étant intimement lié au calcul des profils de vitesse, cela peut également induire des paliers d'altitude dans la construction de la trajectoire de l'aéronef, ce qui n'est pas souhaitable dans un contexte d'optimisation des vols. [0018] Enfin, lorsqu'un automate de guidage est utilisé, une discontinuité latérale conduisant à un segment trop pentu peut induire un guidage vertical sous forme de « plongeon » afin de suivre au mieux ce profil à forte pente. Cela se traduit par une augmentation plus ou moins importante de la vitesse. Or, en descente et plus précisément en 3 approche, les accélérations de l'aéronef ne sont pas souhaitables. [0019] La présente invention a pour but de proposer un calcul d'une distance de vol sur un segment de discontinuité. Cette distance peut être ainsi prise en compte lors du calcul de la trajectoire de l'aéronef de sorte qu'elle devient plus cohérente en termes de prédictions et de dissipation d'énergie réellement subies par l'aéronef Cela permet de remédier aux inconvénients précités de l'état de la technique et notamment, d'éviter des alertes non-fondées, des extensions anticipées des actionneurs et descentes trop pentues. [0020] À cet effet, l'invention a pour objet un procédé de détermination d'une distance de vol d'un aéronef sur un segment de discontinuité d'une portion de trajectoire de l'aéronef, ladite portion comprenant en outre deux segments d'encadrement de part et d'autre du segment de discontinuité, le segment de discontinuité comprenant une discontinuité latérale, chaque segment d'encadrement étant continu. [0021] Le procédé comprend les étapes suivantes : [0022] - détermination d'une altitude d'entrée à ladite portion de trajectoire et d'une altitude de sortie de ladite portion de trajectoire ; [0023] - discrétisation d'un intervalle d'altitude délimité par l'altitude d'entrée et l'altitude de sortie en une pluralité d'intervalles élémentaires, chaque intervalle élémentaire étant défini en utilisant un pas élémentaire ; [0024] - pour chaque intervalle élémentaire, détermination d'une pente élémentaire de l'aéronef ; [0025] - détermination de la distance de vol sur le segment de discontinuité en fonction d'une distance directe entre les segments d'encadrement, des pentes élémentaires, des pas élémentaires et de l'étendue totale de ladite portion de trajectoire dans laquelle l'étendue du segment de discontinuité est substituée par la distance directe entre les segments d'encadrement. [0026] Suivant d'autres aspects avantageux de l'invention, le procédé de détermination d'une distance de vol comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : [0027] - la distance de vol sur le segment de discontinuité est déterminée selon l'expression suivante : [0028] ° E ci, = cidir + max itan AH Ai) -"r) [0029] où: [0030] tidir est la distance directe entre les segments d'encadrement ; [0031] x est l'étendue totale de ladite portion géométrique de trajectoire ; [0032] FPA i est la pente élémentaire sur un intervalle élémentaire i ; et [0033] AH, est le pas définissant l'intervalle élémentaire i ; [0034] - la distance de vol sur le segment de discontinuité est déterminée en fonction de la distance directe entre les segments d'encadrement, des pas élémentaires, de l'étendue totale de ladite portion de trajectoire dans laquelle l'étendue du segment de discontinuité est substituée par la distance directe entre les segments d'encadrement, et d'une pente retenue ; [0035] la pente retenue correspondant à l'un des éléments choisi dans le groupe comportant : [0036] - une pente résultante équivalente déterminée en utilisant l'ensemble des pentes élé- mentaires ; [0037] - une pente de valeur absolue la plus faible parmi l'ensemble des pentes élémentaires [0038] - chaque pas élémentaire est défini inférieur ou égal à un paramètre prédéterminé dé- finissant la précision de calcul de la distance de vol sur le segment de discontinuité ; [0039] - chaque pente élémentaire est déterminée pour l'intervalle élémentaire cor- respondant en fonction des performances de l'aéronef sur cet intervalle élémentaire ; [0040] - lorsque la variation d'altitude sur ladite portion de trajectoire est nulle ou lorsqu'il n'existe aucune contrainte d'altitude imposant une pente particulière mais il existe une contrainte de vitesse avec une borne basse sur ladite portion de trajectoire, la distance de vol sur le segment de discontinuité est déterminée en fonction d'une vitesse de l'aéronef sur chaque intervalle élémentaire ; [0041] - le segment de discontinuité correspond à un leg à terminaison manuelle. [0042] La présente invention a également pour objet un procédé de détermination d'une tra- jectoire d'un aéronef, comprenant pour le ou chaque segment de discontinuité, la mise en oeuvre d'un procédé de détermination d'une distance de vol sur ce segment de discontinuité, tel que défini précédemment. [0043] Suivant d'autres aspects avantageux de l'invention, le procédé de détermination d'une trajectoire d'un aéronef comprend les étapes suivantes : [0044] - détermination d'un profil de référence le long d'une trajectoire latérale pré-calculée à partir d'une pluralité de contraintes de vitesse et/ou d'altitude, la trajectoire latérale pré-calculée comprenant une pluralité de segments, l'étape de détermination comprenant : [0045] - la recherche dans la trajectoire latérale pré-calculée d'au moins un segment de dis- continuité entre deux segments, dits segments d'encadrement, le segment de discontinuité comprenant une discontinuité latérale ; [0046] - pour le ou chaque segment de discontinuité, la détermination d'une distance requise correspondant à la distance de vol déterminée pour ce segment de discontinuité ; et [0047] - l'intégration de la ou de chaque distance requise dans le profil de référence ; [0048] - détermination à partir du profil de référence, de prédictions verticales relatives à une trajectoire verticale de l'aéronef ; [0049] - détermination à partir des prédictions verticales, d'une trajectoire latérale comprenant pour le ou chaque segment de discontinuité, la détermination d'un segment de substitution raccordant les deux segments d'encadrement correspondants de manière continue, l'étendue spatiale du ou de chaque segment de substitution étant dé- terminée en fonction de la distance requise déterminée pour le segment de discontinuité correspondant. [0050] L'invention a également pour objet un produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsque mises en oeuvre par un équipement informatique, mettent en oeuvre le procédé de détermination d'une trajectoire d'un aéronef, tel que défini précédemment. [0051] L'invention a également pour objet un module de calcul d'une trajectoire d'un aéronef, comprenant des moyens techniques configurés pour mettre en oeuvre le procédé de détermination d'une trajectoire d'un aéronef, tel que défini précédemment. [0052] Ces caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront à la lecture de la des- cription qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : [0053] - [fig.1] la figure 1 est une vue schématique illustrant la mise en oeuvre du calcul de prédictions selon des méthodes de l'état de la technique ; [0054] - [fig.2] la figure 2 est une vue schématique d'un module de détermination d'une tra- jectoire d'un aéronef selon l'invention ; [0055] - [fig.3] la figure 3 est un organigramme d'un procédé de détermination d'une tra- jectoire selon l'invention, le procédé étant mis en oeuvre par le module de détermination de la figure 2 ; [0056] - [fig.4] [Fig 5] [Fig 6] [Fig 7] [Fig 8] [Fig 9] [Fig 10] [Fig 11] les figures 4 à 11 sont des vues illustrant la mise en oeuvre de différentes étapes du procédé de la figure 3 ; et [0057] - [fig.12] la figure 12 est un organigramme d'un procédé de détermination d'une distance de vol sur un segment de discontinuité selon l'invention, ce procédé étant mis en oeuvre par le module de détermination de la figure 2. [0058] La figure 2 représente une vue schématique d'un module de détermination 10 d'une trajectoire d'un aéronef selon l'invention. [0059] Par aéronef, on comprend tout engin pilotable pour voler notamment dans l'atmosphère terrestre, tel qu'un avion, notamment un avion commercial, un hélicoptère, un drone, etc. [0060] L'aéronef est pilotable par un pilote à partir d'un cockpit de cet aéronef ou à distance. [0061] L'aéronef comporte notamment un système de gestion de vol, connu également sous le terme « FMS », qui permet de construire une trajectoire de l'aéronef à partir d'un plan de vol introduit dans ce système par le pilote. Pour ce faire, le système FMS est 6 pourvu d'une interface homme-machine permettant au pilote d'introduire des informations nécessaires dans cc système et d'obtenir une visualisation des calculs effectués parce système, comme par exemple la trajectoire de r aéronef. [0062] À cet effet, l'interface homme-machine du système FMS se présente par exemple sous la forme d'un clavier adapté et d'un ou plusieurs écrans d'affichage adaptés. [0063] Dans l'exemple de réalisation de la figure 2, le module de détermination 10 est connecté au système FMS qui est alors désigné par la référence 12 sur cette figure 2. [0064] Le module de détermination 10 est embarqué à bord de l'aéronef ou est distant de celui-ci. Dans ce dernier cas, ce module de détermination 10 est connecté au système FMS via des moyens de transmission de données numériques à distance, connus en soi. [0065] En outre, le module de détermination 10 est apte à recevoir des données introduites par le pilote dans le système FMS 12 via le clavier 14 de cc système FMS 12 et à afficher des résultats de son fonctionnement sur l'écran 15 de ce système FMS 12 ou sur tout autre écran du cockpit de l'aéronef ou encore, sur un écran distant. [0066] En complément, selon un exemple particulier de réalisation de l'invention (non-illustré), le module de détermination 10 est apte à recevoir des données issues d'une liaison de données avec le sol de type « Datalink ». [0067] Selon l'exemple de réalisation de la figure 2, le module de détermination 10 se présente sous la forme d'un calculateur comportant une unité d'entrée 21, une unité de traitement 22 et une unité de sortie 23. [0068] Chacune de ces unités 21, 22, 23 se présente par exemple au moins partiellement sous la forme d'un logiciel exécuté par le calculateur formant le module 10 à l'aide notamment d'un processeur et d'une mémoire prévus à cet effet clans ce calculateur. [0069] Selon un autre exemple de réalisation (non-illustré), le module de détermination 10 est intégré dans le système FMS 12 ou clans tout autre calculateur existant de l'aéronef ou dans un calculateur distant. Dans ce cas, les unités 21, 22, 23 se présentent au moins partiellement sous la forme de logiciels exécutables par un tel calculateur. [0070] L'unité d'entrée 21 est apte à recevoir des données issues du système FMS 12 et à les transmettre à l'unité de traitement 22. [0071] L'unité de traitement 22 est apte à traiter ces données comme cela sera expliqué par la suite et à transmettre un résultat de ce traitement à l'unité de sortie 23. [0072] Finalement, l'unité de sortie 23 est apte à transmettre ce résultat au système FMS 12 pour par exemple l'afficher sur l'écran 15 ou sur tout autre écran du cockpit. [0073] Le procédé de détermination de la trajectoire de l'aéronef, mis en oeuvre par le module de détermination 10, sera désormais expliqué en référence à la figure 3 présentant un organigramme de ses étapes. La trajectoire calculée par ce procédé comprend notamment un profil de référence qui servira de référence à l'aéronef pour réaliser sa descente et son approche. 7 [0074] Avantageusement, le procédé est mis en oeuvre lors de la préparation du vol par les pilotes. [0075] Dans cc cas, les pilotes disposent d'une trajectoire latérale pré-calculée à partir d'une pluralité de contraintes de vitesse et/ou d'altitude issues d'un plan de vol. [0076] Chaque contrainte du plan de vol est associée à un point de passage de la trajectoire de l'aéronef sur lequel elle impose au moins un paramètre de vol de l'aéronef Une telle contrainte correspond notamment à une contrainte d'altitude ou à une contrainte de vitesse définissant respectivement au moins une valeur d'altitude à respecter ou une valeur de vitesse à respecter. [0077] Par ailleurs, comme cela est connu en soi, chaque contrainte présente un type de contrainte qui indique comment la ou les valeurs définies par la contrainte doivent être respectées. [0078] En particulier, dans l'état de la technique, sont connus les types suivants de contrainte : [0079] - « AT » définissant une seule valeur qui signifie que le paramètre correspondant de vol doit être égal à cette valeur ; [0080] - « AT OR ABOVE » définissant une seule valeur qui signifie que le paramètre cor- respondant de vol doit être égal ou supérieur à cette valeur ; [0081] - « AT OR BELOW » définissant une seule valeur qui signifie que le paramètre cor- respondant de vol doit être égal ou inférieur à cette valeur ; [0082] - « WINDOW » définissant deux valeurs qui signifient que le paramètre cor- respondant de vol doit être compris dans un intervalle délimité par ces deux valeurs. [0083] Selon un autre exemple de réalisation de l'invention, le procédé est mis en oeuvre lors du vol de l'aéronef à partir d'un profil de référence déjà existant. Cela est notamment effectué lorsque le profil de référence doit être modifié suite par exemple à l'acquisition d'une nouvelle contrainte ou consigne. Dans ce cas, la trajectoire pré-calculée est ce profil de référence existant. [0084] Enfin, avant la mise en oeuvre du procédé, l'unité d'entrée 21 acquiert l'ensemble des données nécessaires et notamment la trajectoire pré-calculée, pour déterminer un profil de référence à suivre par l'aéronef. [0085] Puis, l'unité d'entrée 21 transmet l'ensemble des données acquises à l'unité de traitement 22. [0086] Lors de l'étape initiale 110, l'unité de traitement 22 détermine un profil de référence à suivre par l'aéronef à partir de la trajectoire pré-calculée. Il s'agit donc de la détermination d'un nouveau profil de référence ou de la mise à jour d'un profil de référence déjà existant. [0087] De manière connue en soi, cette détermination est mise en oeuvre en faisant un calcul à rebours composé de différentes opérations : 8 [0088] - le calcul de l'approche finale ; [0089] - le calcul de l'approche intermédiaire ; [0090] - le calcul de la descente géométrique ; [0091] - le calcul de la descente optimisée. [0092] Ce calcul du profil de référence est mis en oeuvre par les sous-étapes 111 à 114 répétées en boucle à partir d'un point de début d'intégration, jusqu'à atteindre les conditions d'altitude et de vitesse en fin de croisière, ou la position actuelle de l'aéronef Lors de la première mise en oeuvre des sous-étapes 111 à 114, le point de début d'intégration correspond à la destination de l'aéronef car le calcul se fait à rebours. [0093] En particulier, lors de la sous-étape 111, l'unité de traitement 22 détermine un point de terminaison intermédiaire permettant de délimiter avec le point de début d'intégration la portion géométrique du profil de référence à construire pour une itération des sous-étapes 111 à 114. [0094] Selon l'invention, cc point de terminaison intermédiaire correspond à la prochaine contrainte d'altitude imposant un changement de pente, tout en permettant de respecter l'ensemble des contraintes intermédiaires sur la portion géométrique considérée. [0095] Une contrainte imposant un changement de pente est appelée couramment contrainte contraignante. [0096] Selon un exemple de réalisation, pour ce faire, l'unité de traitement 22 fait d'abord un calcul à rebours de la portion géométrique considérée à partir du point de début d'intégration jusqu'à la prochaine contrainte de type AT si une telle contrainte existe. [0097] Si la portion géométrique ainsi construite respecte l'ensemble des contraintes inter- médiaires, la contrainte de type AT est alors le point de terminaison intermédiaire recherché et l'unité de traitement 22 passe à la sous-étape suivante 112. [0098] Un tel cas est illustré sur la figure 4 sur laquelle le point de début d'intégration est dénoté par « Pl » et la contrainte d'altitude de type AT est dénotée par « P2 ». Ainsi, il est clair que dans le cas de cette figure, le profil d'altitude A construit entre les points Pl et P2 respecte l'ensemble des contraintes intermédiaires, à savoir les contraintes Pl', P2' et P3'. [0099] Dans le cas contraire, c'est-à-dire lorsque la portion géométrique construite entre le point de début d'intégration et la contrainte de type AT, ne respecte pas au moins une contrainte intermédiaire, la sous-étape 1 1 1 est réinitialisée comme dans le cas précédent au point de début d'intégration mais cible cette fois la contrainte intermédiaire qui a été manquée. Cette contrainte est alors de type autre que le type AT. La portion géométrique considérée lors de cette nouvelle itération de la sous-étape Ill est délimitée alors par le point de début d'intégration et la contrainte manquée lors du calcul précédent. 9 [0100] La sous-étape 111 est répétée ainsi jusqu'à ce que la pente de la portion géométrique obtenue permette de satisfaire l'ensemble des contraintes intermédiaires comprises entre le point de début d'intégration et la contrainte ciblée qui sera alors considérée comme le point de terminaison intermédiaire recherché. [0101] Un tel cas est illustré sur la figure 5 sur laquelle le profil d'altitude Al construit entre le point de début d'intégration P1 et la prochaine contrainte P2 de type AT ne respecte pas la contrainte intermédiaire P2'. La sous-étape 111 est alors répétée jusqu'à obtenir le profil d'altitude A2 entre les points Pl et P1' qui respecte l'ensemble des contraintes intermédiaires. [0102] S'il n'existe aucune contrainte contraignante, le calcul du profil est réalisé avec un ensemble de segments avec une poussée constante jusqu'au niveau de croisière, le calcul qui est considéré comme optimal au regard de la consommation de carburant, et dit profil « Idle ». [0103] Dans le cas où cet ensemble de segments permet de satisfaire toutes les contraintes d'altitude, il n'existe donc plus de contrainte en altitude imposant un changement de pente. Dans ce cas, l'unité de traitement 22 effectue la recherche d'une contrainte de vitesse avec une borne basse (c'est-à-dire de type AT OR ABOVE ou AT ou WINDOW) qui serait manquée. Si une telle contrainte de vitesse est trouvée, elle est considérée comme le point de terminaison intermédiaire recherché. Dans le cas contraire, l'unité de traitement 22 passe directement à l'étape 130 expliquée en détail dans la suite. [0104] Ce cas est illustré sur la figure 6 sur laquelle le profil d'altitude A construit entre le point de début d'intégration Pl et le niveau de croisière N satisfait toutes les contraintes intermédiaires entre ces points. [0105] Dans le cas où l'ensemble de segments avec une poussée constante ne permet pas de satisfaire au moins une contrainte d'altitude intermédiaire, la sous-étape 111 est réinitialisée au point de début d'intégration et cible cette fois la contrainte manquée qui serait alors de type autre que le type AT. L'étape Ill est alors répétée jusqu'à ce que la pente de la portion géométrique obtenue permette de satisfaire l'ensemble des contraintes intermédiaires entre le point de début d'intégration et la contrainte ciblée. [0106] Ce cas est illustré sur la figure? sur laquelle le profil d'altitude AI construit entre le point de début d'intégration Pl et le point de niveau de croisière N ne permet pas de satisfaire la contrainte d'altitude intermédiaire PI'. L'étape Ill est alors répétée en ciblant le point P1' et en obtenant ainsi le profil A2. Dans la mesure où ce profil A2 permet de satisfaire l'ensemble des points intermédiaires, le point P1' est alors considéré comme le point de terminaison intermédiaire recherché. [0107] Lors de la sous-étape 112 suivante, l'unité de traitement 22 recherche sur la portion géométrique délimitée par le point de début d'intégration et le point de terminaison in- termédiaire déterminé lors de la sous-étape 111 précédente, un segment, dit segment de discontinuité, comprenant une discontinuité latérale. Cette discontinuité latérale est par exemple un leg à terminaison manuelle. [0108] Le segment de discontinuité est compris entre deux segments, dits segments d'encadrement. [0109] Lorsqu'il existe au moins un segment de discontinuité sur ladite portion géométrique, l'unité de traitement 22 passe à la sous-étape 113 suivante. Dans le cas contraire, l'unité de traitement 22 passe à la sous-étape 114 décrite en détail par la suite. [0110] Dans l'exemple de la figure 8, un log L à terminaison manuelle est déterminé entre les points B et C. Le segment BC est alors un segment de discontinuité. Par ailleurs, dans cet exemple, le point D correspond au point de début d'intégration et le point A correspond au point de terminaison intermédiaire déterminé à l'issue de la sous-étape 111. [0111] Lors de la sous-étape 113, pour le segment de discontinuité identifié, l'unité de traitement 22 détermine une distance requise d', correspondant à une distance minimale de vol sur ce segment de discontinuité pour assurer une dissipation énergétique suffisante et nécessaire pour respecter les contraintes amont, intermédiaires et aval, c'est-à-dire aux points de passage A. B, C et D dans les exemples des figures. [0112] La dissipation énergétique dépend de la configuration de l'aéronef permettant de dissiper de l'énergie ou non. Cette configuration est notamment définie par la position des aérofreins de l'aéronef, de ses becs et volets ou encore de ses trains d'atterrissage. [0113] Selon l'invention, la distance requise d', correspond à une distance de vol sur le segment de discontinuité correspondant qui est déterminée en mettant en oeuvre le procédé de détermination d'une distance de vol selon l'invention. Ce procédé sera expliqué en détail par la suite. [0114] La figure 9 illustre la mise en oeuvre de la sous-étape 113 dans le cas de l'exemple de la figure 8. [0115] En particulier, cette figure 9 illustre les nouveaux profils d'altitude SA; et de vitesse V' obtenus en allongeant la discontinuité latérale BC suite au calcul de la distance requise dm,. La nouvelle distance BC qui est représentée sur cette figure 9 par la distance B'C correspond alors à la distance requise d', calculée. La nouvelle portion géométrique AD est ainsi également rallongée et correspond à la portion A'D clans l'exemple de la figure 9. [0116] Lors de la sous-étape 114 finale, l'unité de traitement 22 intègre la distance requise cl 'g déterminée dans la portion géométrique considérée du profil de référence et désigne le point de terminaison intermédiaire en tant qu'un nouveau point de début d'intégration. 11 [0117] Si cc nouveau point de début d'intégration correspond au point de départ de l'aéronef ou à sa position courante, la construction du profil de référence est donc terminée et l'unité de traitement 22 passe à l'étape 120 suivante. Dans le cas contraire, l'unité de traitement 22 passe à l'étape 111 avec ce nouveau point de début d'intégration. [0118] Lors de l'étape 120, l'unité de traitement 22 détermine à partir du profil de référence, des prédictions verticales relatives à une trajectoire verticale de l'aéronef. [0119] Ces prédictions concernent notamment la vitesse de l'aéronef, le temps de vol, la position et la quantité de carburant restant sont déterminées selon des méthodes connues en soi. [0120] Lors de l'étape 130 suivante, l'unité de traitement 22 détermine à partir des pré- dictions verticales, une trajectoire latérale. [0121] Cette étape comprend notamment pour le ou chaque segment de discontinuité, la dé- termination d'un segment de substitution, l'étendue spatiale du segment de substitution étant déterminée en fonction de la distance requise déterminée précédemment. [0122] Pour ce faire, l'unité de traitement 22 détermine d'abord un point de désélection du ou de chaque segment de discontinuité en fonction de la distance requise d,' correspondant à ce segment et de la distance directe dru, entre les segments d'encadrement correspondant à cc segment de discontinuité. [0123] Chaque point de désélection est défini par une distance prévue d, qui doit être volée sur le segment de discontinuité avec la course codée en procédure dans le cas du leg à terminaison manuelle ou, à défaut, avec la course du leg qui précède la discontinuité latérale dans le plan de vol. [0124] Selon un premier exemple de réalisation de cette étape 130, la distance prévue d, est déterminée selon l'expression suivante : [0125] d - driit.2 req 2. ( (Ire,/ - ddircos ( 0)) [0126] où fi est l'angle formé entre les deux segments d'encadrement correspondants. [0127] Dans cc cas, l'étendue spatiale du segment de substitution sans prise en compte de l'étendue des transitions à ses extrémités est égale à la distance requise di,. [0128] Dans le cas où il est demandé à l'aéronef de suivre un cap différent de celui ini- tialement planifié, la distance prévue dl est déterminée selon l'expression suivante : [0129] d 2 2 req "CD dl = 2. ( dreq -(11-1..cos ( ' ) ) [0130] où ir est l'angle formé entre le nouveau cap et le segment d'encadrement suivant le segment de discontinuité. [0131] Puis, l'unité de traitement 22 détermine la transition au point de désélection du segment de discontinuité correspondant et au point de rejointe du segment 12 d'encadrement suivant ce segment de discontinuité. [0132] Ces transitions sont déterminées en fonction du type de transition souhaité (« fly-by » ou « ovcr-fly ») et en fonction de type d'alignement imposé par le segment d'encadrement suivant le segment de discontinuité correspondant. [0133] La détermination de ces transitions est effectuée par exemple selon les techniques ex- pliquées dans le document FR 3 064 351 Al. [0134] Selon un deuxième exemple de réalisation, la distance prévue dl est déterminée de sorte que la longueur totale de la trajectoire incluant les transitions soit égale à la distance requise dreci. [0135] Dans ce cas, la distance prévue d, est déterminée selon des formules analogues à celles citées ci-dessus mais en prenant en compte les valeurs connues du rayon de virage et de changement de cap déterminés par les transitions correspondantes. [0136] Lors de l'étape 140 suivante, l'unité de traitement 22 transmet la trajectoire dé- terminée à l'unité de sortie 23 qui la transmet à des systèmes embarqués utilisant cette trajectoire. [0137] En particulier, lors de cette étape 140, l'unité de traitement 22 transmet la trajectoire déterminée à un écran d'affichage dans le cockpit de l'aéronef, notamment à l'écran d'affichage de type « Vertical Display » et/ou à l'écran d'affichage de type « Navigation Display ». [0138] Selon un exemple de réalisation de l'invention, un tel écran d'affichage affiche la tra- jectoire latérale de l'aéronef avec des discontinuités latérales induites par les discontinuités latérales dans le plan de vol. [0139] Avantageusement, dans ce cas, l'écran d'affichage affichant la trajectoire latérale (l'écran de type « Navigation Display ») affiche en outre un symbole représentatif du point de désélection pour le ou chaque segment de discontinuité. [0140] Un exemple d'un tel affichage est représenté sur la figure 10. [0141] En effet, comme cela est visible sur cette figure 10, une discontinuité latérale de la trajectoire latérale de l'aéronef est définie entre les points B et C et le symbole Sym désigne le point de désélection du leg à terminaison manuelle correspondant. [0142] En variante, la trajectoire latérale et/ou la trajectoire verticale est(sont) représentée(s) sur l'écran d'affichage correspondant sous une forme continue. Dans ce cas, le segment de trajectoire correspondant à chaque discontinuité latérale est affiché d'une manière particulière, permettant de le distinguer des autres segments de trajectoire. Ainsi, par exemple, un tel segment est affiché par des traits interrompus. [0143] Dans l'exemple de la figure 11, le segment latéral BC construit lors de l'étape 130 est représenté par des traits interrompus. [0144] Le procédé de détermination d'une distance de vol sur un segment de discontinuité sera désormais expliqué en référence à la figure 12 présentant un organigramme de ses 13 étapes. [0145] En particulier, comme expliqué précédemment, ce procédé est mis en oeuvre notamment par l'unité de traitement 22 du module 10 à chaque itération des étapes 1 1 1 à 114 lorsqu'il est nécessaire de déterminer la distance requise d1 pour un segment de discontinuité. Ainsi, la distance de vol d,. sur le segment de discontinuité correspondant déterminée selon cc procédé sera assimilée à la distance requise da., lors de la mise en oeuvre du procédé décrit précédemment. [0146] Tl est à noter également que le procédé de détermination d'une distance de vol sur un segment de discontinuité peut être mis en oeuvre indépendamment du procédé de détermination d'une trajectoire décrit précédemment. Cela est par exemple le cas lorsque la trajectoire de l'aéronef est pré-calculée par tout autre moyen disponible et lorsqu'il est nécessaire de déterminer une distance de vol sur chaque segment de discontinuité compris dans cette trajectoire tout en satisfaisant les contraintes énergétiques de cette trajectoire [0147] Avant la mise en oeuvre du procédé de détermination d'une distance de vol d, sur un segment de discontinuité, il est donc considéré qu'une portion de trajectoire comportant un segment de discontinuité est fournie. Cc segment de discontinuité est disposé entre deux segments d'encadrement. [0148] Lorsque cc procédé est mis en oeuvre lors de la sous-étape 113 du procédé de déter- mination de la trajectoire, cette portion de trajectoire est donc celle déterminée entre le point de début d'intégration et le point de terminaison intermédiaire lors de la sous-étape 112. [0149] Lorsque ce procédé est mis en oeuvre indépendamment du procédé décrit pré- cédemment, la portion de trajectoire considérée peut correspondre à toute autre portion comportant des contraintes de vitesse et d'altitude respectées [0150] Lors d'une étape initiale (i) du procédé, l'unité de traitement 22 détermine une altitude d'entrée ho et une altitude de sortie relatives à la portion de trajectoire considérée. [0151] Lors de l'étape suivante (ii), l'unité de traitement 22 discrétisc [h.0, h» pour obtenir une pluralité d'intervalles élémentaires [hi., hi .4.111. Chaque intervalle élé- mentaire est obtenu en utilisant un pas élémentaire AH, relatif à cet intervalle. [0152] En particulier, les intervalles élémentaires sont déterminés comme suit : [0153] k +1 = ± [0154] où [015.5] hi et hi+ sont les altitudes délimitant l'intervalle élémentaire f; et [0156] (CAS; - CASA )at Hi -min hCSTR x - hi, dCAS , A HmAx , h dh TGT 14 [0157] où [0158] CAS est la vitesse du prochain changement prévisible de la configuration dc l'aéronef ou de phase de vol (S/F, L/G, A/I, DECEL, etc.), cette vitesse étant prédéfinie et connue par le biais d'une base de données de performances de l'aéronef ; 101591 CAS; est la vitesse de l'aéronef à l'altitude hi ; 101601 A HmAx est une valeur de discrétisation maximale en altitude caractérisant la précision des calculs, cette valeur étant égale par défaut par exemple à 2000 ft ; 101611 hcsTR, est l'altitude à la contrainte de vitesse CAScsrn + ou CA,Scs, R _ ri [ , définie ci-dessous ; 101621 dCAS est la variation de la vitesse cible, en kts/ft, dépendant de la phase de vol, dh TGT et définie telle que [0163] en descente : [0164] dC AS( CAS csTR, - CAS; LI AS cisTR - csn 4-1 - CAS max , min dh 51 TGT heSTR + - h i h CSTR - CSTR +[ - hi [0165] et en approche : [0166] fiC AS= min (max CAScsTR+ - CAS ,\ C AS sT - ("SFR + r CAS hcsTR + hC Lift TGT57 R - i , CS1 R + h, [0167] où [0168] CA Sc sne ± est la prochaine contrainte de vitesse (à rebours) avec une borne basse (de type AT OR ABOVE ou AT ou WINDOW), si elle existe. C'est la plus proche contrainte CA Scs7 R ± depuis le point de début d'intégration sur l'ensemble de la portion géométrique entre hi et hie ; [0169] CAScsne_ T R est la prochaine contrainte de vitesse (à rebours) avec une borne haute (de type AT OR BELOW ou AT ou WINDOW), si elle existe, limitant l'accélération à rebours depuis CAS, vers CAScsTR , sur la base d'une interpolation géométrique ; [0170] h.57- est est l'altitude à la contrainte de vitesse considérée, obtenue par interpolation du calcul de la pente géométrique entre h. et h1., en considérant une distance directe sur le leg à terminaison manuelle correspondant ; [0171] S est le taux d'accélération minimal cible configurable qui est égal par exemple à en descente et à 25 kts/ft en approche. 1000 [0172] Ainsi, l'expression pour l'altitude hi ± i prend la forme suivante : [0173] (CAS - CAS i) hi1 = min hi+ min déitS ' A UMAX hen r, kf dh TGT [0174] Puis, lors de l'étape (iii) suivante, l'unité de traitement 22 détermine une pente élé- mentairc ['PAL pour chaque intervalle élémentaire i. [0175] Sur chaque intervalle élémentaire i, la pente élémentaire FRA i correspondante est obtenue en utilisant un service déjà existant dans l'état de la technique et permettant de calculer une pente selon certains critères. En particulier, cc service, qui s'appuie sur des données de performances de l'aéronef, est fonction des paramètres suivants : [0176] N'Ai= f ISA, in. h. SIE, T. W,, 41/ CA5', d5,'S , xec. AIR, A I 1, LI G. c, FP& y TGT [0177] où : [0178] A ISA est l'écart de températures par rapport à l'atmosphère standard (connu sous l'acronyme anglais « International Standard Atmosphere ») ; [0179] in est la masse de l'aéronef ; [0180] h est l'altitude de l'aéronef ; [0181] 51F est la configuration aérodynamique de l'aéronef (de l'anglais « Slats/Flaps »); [0182] T est la poussée moteur de l'aéronef ; [0183] W, est le vent de face ; [0184] W,. est le vent de travers ; [0185] CAS est la vitesse calibrée de l'aéronef ; [0186] dCAS est la variation de la vitesse calibrée cible en fonction de l'altitude, en dla TUT kts/ft [0187] ilEl est le nombre de moteurs en panne ; [0188] e est la marge appliquée sur la poussée constante ; [0189] A est la marge appliquée sur la poussée en descente ; [0190] XCG est la position du centre de gravité de l'aéronef ; [0191] AIR est un paramètre définissant la position des aérofreins ; [0192] A LI est un paramètre définissant le statut du système antieivrage ; [0193] LI C; est un paramètre définissant la position des trains d'atterrissage: rentrés ou sortis ; [0194] c. est la courbure qui est égale à l'inverse du rayon de virage ; [0195] FPA0 est la pente sol d' initialisation du calcul. [0196] Puis, lors de l'étape (iv) suivante, l'unité de traitement 22 détermine la distance de vol d, sur le segment de discontinuité en fonction d'une distance directe entre les segments d'encadrement ddir, des pentes élémentaires FP-41, des pas élémentaires AH et de l'étendue totale de ladite portion de trajectoire dans laquelle l'étendue du segment de discontinuité est substituée par la distance directe entre les segments d'encadrement. [0197] En particulier, cette distance de vol d, est déterminée selon l'expression suivante : [0198]AH; d,-= -Fmax (°, itan ( 1) [0199] où: 16 [0200] cidir est la distance directe entre les segments d'encadrement correspondants, c'est-à-dire la distance BC dans l'exemple dc la figure 8 ; et [0201] x est ladite étendue totale de la portion géométrique considérée, c'est-à-dire la distance AD dans l'exemple de la figure 8 en supposant l'étendue du segment de discontinuité substituée par la distance directe (ddir) entre les segments d'encadrement. [0202] En variante, pour calculer la distance dn il n'est possible d'utiliser qu'une seule pente, dite pente retenue. [0203] Cette pente retenue peut présenter une pente résultante équivalente, c'est-à-dire une pente unique équivalent à la variation d'altitude et de distance globale induite par l'ensemble des pentes élémentaires FFAi ou la pente la plus pénalisante, c'est-à-dire une pente dc valeur absolue la plus faible parmi la pluralité des pentes élémentaires FPAi. [0204] Dans ce dernier cas, pour éviter la création locale d'une pente trop pentue, la distance requise dre, est calculée selon l'expression suivante au lieu dc l'expression précédente : [0205] = ildir + max 0, tan ( max FPA;) [0206] Avantageusement, selon l'invention, lors de l'étape (iv) la distance à voler d, est calculée autrement dans deux cas particuliers. [0207] Le premier cas particulier est le cas où la variation d'altitude (AH ou Ani) sur la portion géométrique considérée est nulle mais où la vitesse est contrainte par une borne basse. Dans ce cas, la pente retenue pour cette portion est également nulle et la trajectoire est calculée en palier d'accélération à rebours. 102081 Le deuxième cas particulier où il n'existe aucune contrainte d'altitude imposant une pente particulière mais il existe une contrainte de vitesse avec une borne basse en amont du point initial de la portion à poussée constante considérée, dite « idle ». Dans ce cas, le profil de référence est calculé en mode « energy sharing », c'est-à-dire en utilisant une poussée minimale constante de l'aéronef avec un rapport constant de la dissipation d'énergie cinétique sur la dissipation d'énergie potentielle. 102091 Dans ces deux cas particuliers, la distance requise d, est déterminée selon l'expression suivante : E 102101 (o, ( , v (AscsTR+ c AS i+1 - CASi osso dICAS th ; ^ d' = ddir-Fmax 102111 x est la distance totale de la portion considérée (en considérant une distance directe sur le segment de discontinuité) qui est réduite à la distance entre le début du segment de discontinuité (par ex : le début du leg à terminaison manuelle) (à rebours) et la fin de la portion considérée, cette valeur correspondant alors à la distance AC dans l'exemple de la figure 8 ; 17 [0212] Y est la distance de vitesse parcourue à vitesse constante si elle existe en raison d'une contrainte (à rebours) du segment de discontinuité telle que : [0213] v max CAScsTR_ en amont CAS- - CAS/ CASOETR_- CAS° )\ '0 , ciiscsTR, ( jé AS t1CAS CSTR + (-51R- ; dx d x 10214] CAScsTR + est une contrainte de vitesse imposant un taux de décélération au-delà (à rebours) de la discontinuité du segment de discontinuité correspondant ; 10215] est la distance directe entre les segments d'encadrement correspondants ; 10216] CAS° est la vitesse au début (à rebours) du segment de discontinuité; 10217] CAS, est la borne basse de la contrainte de vitesse ; 10218] CAS1+1 est la vitesse de la borne basse limitée au prochain changement prévisible de configuration de l'aéronef ou de phase de vol (S/F, L/G, Ail. DECEL, etc.) impactant les performances ; 10219] ÇASi est la vitesse de l'aéronef au point /; [0220] dCAS sont des variations de vitesse en palier pour le premier cas particulier ou en dx mode « energy sharing » pour le deuxième cas particulier en kts/NM sur la portion discrétisée correspondante, ces variations étant estimées à l'aide du modèle de performance permettant de calculer la capacité de décélération selon l'état de l'aéronef et les données météorologiques. [0221] On conçoit alors que la présente invention présente un certain nombre d'avantages. [0222] En effet, l'invention permet de calculer une distance de vol sur un segment de de dis- continuité d'une trajectoire d'aéronef tout en respectant l'ensemble des contraintes énergétiques imposées sur cette trajectoire. 10223] La distance ainsi calculée peut être utilisée pour construire une trajectoire plus précise. 10224] Cette trajectoire permet de mieux gérer la situation énergétique de l'aéronef notamment en descente et d'avoir des prédictions plus fiables. Cela permet alors d'éviter des segments trop pentus et des vitesses excessives lors du vol de l'aéronef. Cela permet en outre d'éviter des alertes non-fondées lors de la planification et/ou de la réalisation du vol. 18 [Revendication I] [Revendication 21 [Revendication 3] REVENDICATIONSProcédé de détermination d'une distance de vol d'un aéronef sur un segment de discontinuité d'une portion de trajectoire de l'aéronef, ladite portion comprenant en outre deux segments d'encadrement de part et d'autre du segment de discontinuité, le segment de discontinuité comprenant une discontinuité latérale, chaque segment d'encadrement étant continu ; le procédé comprenant les étapes suivantes : - détermination (i) d'une altitude d'entrée (ho) à ladite portion de trajectoire et d'une altitude de sortie (h ) de ladite portion de trajectoire ; - discrétisation (ii) d'un intervalle d'altitude délimité par l'altitude d'entrée (ho) et l'altitude de sortie (hi.) en une pluralité d'intervalles élémentaires, chaque intervalle élémentaire étant défini en utilisant un pas élémentaire (Ani) ; - pour chaque intervalle élémentaire, détermination (iii) d'une pente élémentaire (FPAi) de l'aéronef ; - détermination (iv) de la distance de vol (d') sur le segment de discontinuité en fonction d'une distance directe (ddif.) entre les segments d'encadrement, des pentes élémentaires (FPAi), des pas élémentaires ( Ail,) et de l'étendue totale (x) de ladite portion de trajectoire dans laquelle l'étendue du segment de discontinuité est substituée par la distance directe (d,11,.) entre les segments d'encadrement. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la distance de vol (d') sur le segment de discontinuité est déterminée selon l'expression suivante : Mi, E 'tan (F PA ' ) x ) où: - cidir est la distance directe entre les segments d'encadrement ; - est l'étendue totale de ladite portion géométrique de trajectoire ; - FPAi est la pente élémentaire sur un intervalle élémentaire I ; et - AH est le pas définissant l'intervalle élémentaire Procédé selon la revendication 1, dans lequel la distance de vol (d') sur le segment de discontinuité est déterminée en fonction de la distance directe tardi4 entre les segments d'encadrement, des pas élémentaires ( AH,), de l'étendue totale 0) de ladite portion de trajectoire dans laquelle l'étendue du segment de discontinuité est substituée par la distance directe (ddif.) entre les segments d'encadrement, et d'une pente -= clan + max 19 [Revendication 4] [Revendication 5] [Revendication 6] [Revendication 7] [Revendication 8] [Revendication 9] retenue ; la pente retenue correspondant à l'un des éléments choisi dans le groupe comportant : - une pente résultante équivalente déterminée en utilisant l'ensemble des pentes élémentaires (FP4i) ; - une pente de valeur absolue la plus faible parmi l'ensemble des pentes élémentaires (Fp.,3,). Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chaque pas élémentaire (AF/i) est défini inférieur ou égal à un paramètre prédéterminé définissant (AileA x) la précision de calcul de la distance de vol (du) sur le segment de discontinuité. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chaque pente élémentaire (FPAi) est déterminée pour l'intervalle élémentaire correspondant en fonction des performances de l'aéronef sur cet intervalle élémentaire. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel lorsque la variation d'altitude sur ladite portion de trajectoire est nulle ou lorsqu'il n'existe aucune contrainte d'altitude imposant une pente particulière niais il existe une contrainte de vitesse avec une borne basse sur ladite portion de trajectoire, la distance de vol (dr) sur le segment de discontinuité est déterminée en fonction d'une vitesse de l'aéronef sur chaque intervalle élémentaire. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le segment de discontinuité correspond à un leg à terminaison manuelle. Procédé de détermination d'une trajectoire d'un aéronef, comprenant pour le ou chaque segment de discontinuité, la mise en oeuvre d'un procédé de détermination d'une distance de vol sur ce segment de discontinuité, selon l'une quelconque des revendications précédentes. Procédé selon la revendication 8, comprenant les étapes suivantes : - détermination (110) d'un profil de référence le long d'une trajectoire latérale pré-calculée à partir d'une pluralité de contraintes de vitesse et/ ou d'altitude, la trajectoire latérale pré-calculée comprenant une pluralité de segments, l'étape de détermination comprenant : - la recherche dans la trajectoire latérale pré-calculée d'au moins un segment de discontinuité entre deux segments, dits segments d'encadrement, le segment de discontinuité comprenant une discontinuité latérale ; 20 [Revendication 10] - pour le ou chaque segment de discontinuité, la détermination d'une distance requise (d reg ) correspondant à la distance de vol (d') dé- [Revendication 11] terminée pour ce segment de discontinuité ; et - l'intégration de la ou de chaque distance requise (d) dans le profil de référence ; - détermination (130) à partir du profil de référence, de prédictions verticales relatives à une trajectoire verticale de l'aéronef ; - détermination (140) à partir des prédictions verticales, d'une trajectoire latérale comprenant pour le ou chaque segment de discontinuité, la détermination d'un segment de substitution raccordant les deux segments d'encadrement correspondants de manière continue, l'étendue spatiale du ou de chaque segment de substitution étant déterminée en fonction de la distance requise (d ) déterminée pour le segment de discontinuité reg correspondant. Produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsque mises en oeuvre par un équipement informatique, mettent en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 8 à 9. Module de détermination (10) d'une trajectoire d'un aéronef, comprenant des moyens techniques (21, 22, 23) configurés pour mettre en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 8 à 9.