FR 2978588 A1 20130201 FR 1156959 A 20110729 La présente invention concerne un procédé et un dispositif de gestion optimisée de l'énergie d'un aéronef, en particulier d'un avion et notamment d'un avion de transport, lors d'un vol le long d'une trajectoire prédéterminée, afin de rejoindre un point donné de ladite trajectoire dans un état énergétique donné, avec une position donnée des becs et volets, ainsi que du train d'atterrissage. Plus précisément, l'invention a pour objet d'optimiser le contrôle de la configuration aérodynamique de l'avion, à savoir l'utilisation des becs et des volets (qui définissent la configuration aérodynamique) et du train d'atterrissage d'un avion afin d'assurer un vol stabilisé en un point de la trajectoire avec une vitesse, une configuration aérodynamique et une position du train d'atterrissage, données. Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à une phase d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport ou sur toute autre piste connue. La présente invention concerne donc le guidage d'un avion vers un objectif (point donné) situé dans l'espace. En plus du rendez-vous à satisfaire, d'autres contraintes sont imposées et doivent être satisfaites, telles qu'une vitesse de consigne, une configuration aérodynamique, une position du train d'atterrissage et/ou des contraintes opérationnelles. Dans le cadre de la présente invention : - l'état énergétique d'un avion représente l'énergie totale qui peut être définie à partir de la vitesse de l'avion et de sa hauteur par rapport au sol ; et - on entend par espace, l'espace aérien dans lequel peut voler un avion et dont les points sont définis de façon usuelle par trois coordonnées (longitude, latitude, altitude). On sait que le pilote d'un avion dispose de différents moyens de correction ou de contrôle pour satisfaire le rendez-vous et ce suivant différents niveaux d'énergie associés. Il peut s'agir de moyens conventionnels tels que les moteurs et les aérofreins, mais également d'autres moyens liés à la configuration aérodynamique de l'avion tels que les becs et volets et le train d'atterrissage qui impactent également les performances de l'avion, et par conséquent, ses capacités à modifier son énergie. On peut citer encore trois autres moyens dits opérationnels, à savoir la modification du plan vertical, qui se base davantage sur la notion de distribution de l'énergie entre énergie cinétique et énergie potentielle, la modification du plan latéral, qui permet d'ajuster la trace au sol et ainsi d'adapter la situation en énergie de l'avion avec la consigne et enfin la modification de la vitesse de consigne asservie par l'auto-poussée. La présente invention s'applique, plus particulièrement, à la commande de la position des becs et volets (qui définissent la configuration aérodynamique de l'avion) et à la commande de la position du train d'atterrissage. Pour les cas d'approche, quel que soit le mode de pilotage considéré (manuel, managé, sélecté), la commande des différentes configurations aérodynamiques et du train d'atterrissage demeure toujours manuelle, et sous la responsabilité du pilote. En particulier, le pilote commande la sortie des becs et des volets manuellement à l'aide d'un levier prévu à cet effet. La sortie des becs et des volets ayant un impact direct sur la performance de l'avion, le pilote doit planifier cette sortie en fonction de la trajectoire volée et de la consigne en vitesse visée. Sur les avions actuels, les changements de configurations becs et volets se décident par comparaison entre la vitesse de l'avion et des vitesses caractéristiques exprimées en vitesse calibrée CAS. Ces vitesses opérationnelles sont les suivantes : - une vitesse minimale opérationnelle en configuration lisse (dite « green dot speed »). Le passage en configuration 1 se fait généralement à cette vitesse. Cette vitesse offre notamment la meilleure finesse en configuration lisse. Elle dépend de l'altitude et de la masse de l'avion ; - une vitesse recommandée (dite « S-speed ») pour commander la configuration 2. Cette vitesse dépend de la vitesse minimale de contrôle VMCL (vitesse minimale de contrôle), de la vitesse VS1g (vitesse minimale pour maintenir un vol rectiligne uniforme) en configuration 1 et de la vitesse VFE (vitesse maximale sous laquelle la configuration peut être activée) en configuration 2 ; - une vitesse recommandée (dite « F2-speed ») pour commander la configuration 3. Cette vitesse dépend de la vitesse minimale de contrôle VMCL, de la vitesse VS1g en configuration 2 et de la vitesse VFE en configuration 3 ; et - une vitesse recommandée (dite «F3-speed ») pour commander la configuration dite « full ». Cette vitesse dépend de la vitesse minimale de contrôle VMCL, de la vitesse VS1g en configuration 3 et de la vitesse VFE en configuration dite « full ». De manière opérationnelle, la sortie du train d'atterrissage est commandée dès que la configuration 2 est étendue. Néanmoins, de manière générale, le train d'atterrissage peut être utilisé au-dessous d'une vitesse dite VLO (vitesse maximale sous laquelle le train d'atterrissage peut être sorti). Par conséquent, en dépit d'une automatisation croissante sur les avions, certains actionneurs, dont les actionneurs des becs, des volets et du train d'atterrissage, ne demeurent utilisables que de manière manuelle. Aussi, afin d'aider le pilote dans sa prise de décision ou d'informer le pilote de l'état d'énergie courant de l'avion, on connaît par le document US-2008/0140272 une solution permettant d'anticiper des situations de sur-énergie. L'objectif de cette solution est d'afficher deux cercles de prédiction en énergie sur une interface ND (« Navigation Display » en anglais) du cockpit pour informer le pilote de son état en énergie prédit au niveau du seuil de piste. Les deux prédictions calculées considèrent l'hypothèse d'une descente standard (trajectoire standard avec palier de décélération standard, sortie des configurations aérodynamiques et du train d'atterrissage selon la procédure standard) et d'une descente limite (sortie des configurations aérodynamiques anticipée, sortie des trains anticipée, aérofreins étendus au maximum). Grâce à la représentation de ces cercles, le pilote peut anticiper l'état de sous-énergie ou de sur-énergie en utilisant respectivement les moteurs ou les aérofreins et ainsi ramener l'avion vers un état d'énergie acceptable. Cette solution présente l'intérêt d'informer le pilote de son état d'énergie, toutefois la correction à appliquer reste à la charge du pilote. De plus, les cercles d'énergie sont basés sur deux trajectoires types (trajectoires extrêmes) et ne fournissent pas d'indication précise pour d'autres types de trajectoire intermédiaire. Par conséquent, plusieurs problèmes sont à résoudre : - informer le pilote de son état d'énergie tout au long de sa trajectoire jusqu'à un objectif final. La solution proposée par le document US 2008/0140272 est d'une grande utilité lors de la phase de descente jusqu'au point de décélération, mais elle ne présuppose que deux façons forfaitaires de piloter l'avion et n'assure pas elle-même la réalisation du pilotage de l'avion ; - aider le pilote dans sa prise de décision. Lors de situations non nominales (cas de vent, sur-énergie, sous-énergie), le pilote doit utiliser son savoir-faire pour adapter le pilotage de l'avion à l'environnement extérieur changeant et à la performance courante de l'avion. Le pilote doit faire appel à son expérience pour estimer l'effet de l'utilisation des différents actionneurs sur l'état d'énergie à venir. Cette estimation reste toutefois imprécise et non optimale ; et - diminuer la charge de travail du pilote. En effet, comme indiqué ci-dessus, plusieurs actionneurs doivent être contrôlés manuellement. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé de gestion optimisée de l'énergie d'un avion, en particulier d'un avion de transport, lors d'un vol le long d'une trajectoire, permettant d'optimiser l'utilisation des becs et des volets (définissant la configuration aérodynamique de l'avion) et du train d'atterrissage, afin de rejoindre un point donné de ladite trajectoire dans un état énergétique donné, avec une position donnée des becs et volets, ainsi que du train d'atterrissage, notamment lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que, au cours du vol de l'avion le long de ladite trajectoire jusqu'audit point donné, on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes successives suivante : a) on détermine les valeurs courantes de paramètres de l'avion ; b) on calcule l'état énergétique prédit de l'avion audit point, en fonction de ces valeurs courantes et de modèles prédéterminés, et de façon itérative, en fonction de l'état énergétique prédit, on détermine des ordres de commande optimisés de moyens de commande des becs et volets et du train d'atterrissage de l'avion, lesdits ordres de commande optimisés étant tels qu'ils permettent à l'avion d'atteindre ledit point donné dans ledit état énergétique donné ; et c) on applique les ordres de commande optimisés ainsi déterminés auxdits moyens de commande des becs et volets et du train d'atterrissage. Ainsi, grâce à l'invention, par le traitement itératif précité tenant compte d'un état énergétique prédit de l'avion au point à rejoindre, on est en mesure de déterminer automatiquement des ordres de commande optimisés (des moyens de commande des becs et volets, ainsi que du train d'atterrissage) qui permettent à l'avion d'atteindre ledit point en présentant ledit état énergétique donné. De plus, comme ce traitement, précisé ci-dessous, est itératif, on adapte tout au long du vol les commandes des becs et volets, ainsi que du train d'atterrissage, à la situation courante de l'avion. L'objectif de l'invention est d'optimiser ces commandes dans des cas de sous-énergie et de sur-énergie modérées. De préférence, lors de la mise en oeuvre de l'invention, les moteurs et les aérofreins de l'avion ne sont pas utilisés, ce qui procure implicitement un caractère optimal en termes de bruit causé par les aérofreins et moteurs, et un caractère optimal en termes de consommation de fuel. Néanmoins, la présente invention fonctionne également dans les cas où la poussée des moteurs est à un niveau donné et/ou dans le cas où les aérofreins sont dans une position donnée. Avantageusement, à l'étape a), on détermine les valeurs courantes des paramètres suivants : - un temps synchronisé ; - une vitesse air de l'avion ; - une distance sol de l'avion par rapport à un point donné ; - une altitude de l'avion ; - la position des becs et volets ; - la position du train d'atterrissage ; - la vitesse calibrée CAS de l'avion ; et - éventuellement un niveau de poussée moteur ; ainsi que - la position des aérofreins. Par ailleurs, selon l'invention, à l'étape b), on prévoit un module de prédiction et un module d'optimisation des ordres de commande à appliquer auxdits moyens de commande. De plus, avantageusement, à cette étape b), on réalise, de façon itérative, la suite d'opérations suivante : b1) on calcule un profil en énergie prédit à l'aide d'un module de prédiction ; b2) pour ce profil en énergie prédit, on calcule une erreur en énergie (correspondant à la différence entre l'énergie prédite et une énergie de consigne) , b3) si l'erreur en énergie n'est pas stabilisée (dans le sens qu'elle ne converge pas), on réalise de façon itérative les opérations suivantes : - on calcule l'efficacité des ordres de commande sur l'objectif à atteindre ; - on calcule des corrections à appliquer aux ordres de commande ; - on met à jour les ordres de commande ; - puis, on revient à l'étape b1) ; et b4) si l'erreur en énergie est stabilisée (dans le sens qu'elle converge) et minimisée, on obtient lesdits ordres de commande optimisés recherchés (qui correspondent aux ordres de commande pour lesquels on obtient cette stabilisation et cette minimisation de l'erreur en énergie). Dans un mode de réalisation préféré : - ledit module de prédiction prédit l'énergie audit point donné, en faisant des calculs progressifs, pour une pluralité de segments successifs le long de la trajectoire jusqu'audit point donné, chaque segment correspondant à une phase à configuration aérodynamique constante avec ou sans train d'atterrissage sorti ou à une phase de transition de configurations aérodynamiques ou de sortie de train d'atterrissage, des paramètres prédits à la fin d'un segment quelconque étant utilisés comme paramètres initiaux pour le segment qui suit directement ; et - ledit module d'optimisation calcule des corrections à appliquer aux ordres de commande pour pouvoir annuler l'erreur en énergie. En outre, avantageusement, à l'étape b), on prend également en compte au moins certaines des contraintes suivantes : - des contraintes de vitesse maximale, représentatives de chaque configuration aérodynamique ; - des contraintes de vitesse minimale, représentatives de chaque configuration aérodynamique ; et - des temps de sortie des becs et des volets, ainsi que du train d'atterrissage. Par ailleurs, de façon avantageuse : - les modèles précités comprennent au moins certains des éléments suivants : un modèle de vent, des modèles de performance de l'avion, une indication de la dynamique des actionneurs et une indication de contraintes opérationnelles ; et - à l'étape c), on présente à un pilote de l'avion des informations relatives à la commande des becs et volets et du train d'atterrissage. La présente invention présente ainsi de nombreux avantages. Entre autres, elle permet : - d'assurer le contrôle cohérent des moyens de contrôle en énergie (becs, volets et train) de manière automatique ; - d'informer le pilote en temps réel sur les états énergétiques de l'avion au travers de paramètres opérationnels idoines (indication de vitesse, d'altitude, ...), instantanés et futurs. L'état futur est celui prédit au point donné de l'état opérationnel de rendez vous; - d'informer le pilote, en temps réel, des commandes appliquées sur les becs, volets et train à l'instant présent ou à des instants futurs et de leurs effets sur la trajectoire et le bilan énergétique de l'avion ; et - d'alléger globalement la charge de pilotage du pilote. La présente invention concerne également un dispositif de gestion optimisée de l'énergie d'un avion, en particulier d'un avion de transport, lors d'un vol le long d'une trajectoire prédéterminée, permettant d'optimiser l'utilisation des becs et des volets (définissant la configuration aérodynamique de l'avion) et du train d'atterrissage, afin de rejoindre un ~o point donné de ladite trajectoire dans un état énergétique donné, avec une position donnée des becs et des volets, ainsi que du train d'atterrissage, notamment lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte : 15 - des moyens pour déterminer les valeurs courantes de paramètres de l'avion, au cours du vol de l'avion le long de ladite trajectoire jusqu'audit point donné ; - des moyens pour calculer l'état énergétique prédit de l'avion audit point, en fonction de ces valeurs courantes et de modèles prédéterminés, et pour 20 déterminer, de façon itérative, en fonction de l'état énergétique prédit, des ordres de commande optimisés de moyens de commande des becs et volets et du train d'atterrissage de l'avion, lesdits ordres de commande optimisés étant tels qu'ils permettent à l'avion d'atteindre ledit point donné dans ledit état énergétique donné ; et 25 - des moyens de commande des becs et volets et du train d'atterrissage de l'avion, auxquels on applique les ordres de commande optimisés ainsi déterminés. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif qui est destiné au contrôle du vol et à la gestion opérationnelle du vol, comporte de plus : - des moyens d'affichage pour présenter à un pilote de l'avion, sur un écran de visualisation, des informations relatives aux commandes ; et/ou - des moyens d'interface permettant à un pilote d'entrer des données dans ledit dispositif. La présente invention concerne également un avion, en particulier un avion de transport, qui est pourvu d'un dispositif tel que celui précité. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. Les figures 2 et 3 illustrent schématiquement des moyens faisant partie d'un dispositif conforme à l'invention. La figure 4 est un graphique illustrant un profil en énergie de l'avion lors d'une phase d'approche, qui permet d'expliquer des traitements mis en oeuvre par un module de prédiction d'un dispositif conforme à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à mettre en oeuvre une gestion optimisée de l'énergie d'un avion (non représenté), en particulier d'un avion de transport, lors d'un vol le long d'une trajectoire prédéterminée afin de rejoindre un point donné de ladite trajectoire dans un état énergétique donné, notamment lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport ou sur toute autre piste connue. Plus précisément, ledit dispositif 1 a pour objet d'optimiser l'utilisation des becs et des volets (définissant la configuration aérodynamique de l'avion) et l'utilisation du train d'atterrissage, afin de permettre à l'avion de satisfaire le rendez-vous audit point avec une vitesse de consigne, une configuration aérodynamique de consigne et une position de train d'atterrissage de consigne, et ce partant d'un autre point de la trajectoire avec une vitesse initiale, une configuration aérodynamique initiale et une position de train d'atterrissage donnée. Selon l'invention, pour ce faire, ledit dispositif 1 comporte : - un ensemble 2 de sources d'informations usuelles précisées ci-dessous, qui permet de déterminer les valeurs courantes de paramètres de vol de l'avion ; - au moins une base de données 3 qui comprend des modèles également précisés ci-dessous ; - des moyens d'interface 4, en particulier un clavier associé à un écran ou tout autre moyen usuel, qui permettent à un pilote d'entrer des données dans le dispositif 1 ; - une unité de traitement d'informations 5 qui est reliée par l'intermédiaire de liaisons 6 à 8 respectivement auxdits moyens 2 à 4 et qui est formée de manière : - à calculer l'état énergétique prédit de l'avion au point à atteindre, en fonction notamment de ces valeurs courantes et de ces modèles ; et - à déterminer, de façon itérative, en fonction de l'état énergétique prédit, des ordres de commande optimisés des becs et volets et du train d'atterrissage (non représentés) de l'avion, lesdits ordres de commande optimisés étant tels qu'ils permettent à l'avion d'atteindre le point à rejoindre dans un état énergétique donné ; et - des moyens 10 usuels de commande automatique des becs et des volets, ainsi que des moyens 11 usuels de commande automatique du train d'atterrissage de l'avion, auxquels on applique les ordres de commande optimisés déterminés par l'unité de traitement d'informations 5, qui sont transmis respectivement via des liaisons 12 et 13. De façon usuelle, le train d'atterrissage peut prendre deux positions, à savoir une position rentrée et une position sortie, et les becs et volets peuvent prendre différentes positions définissant les configurations aérodynamiques possibles de l'avion. Celles-ci peuvent être définies en un très grand nombre. Dans le cas où l'avion dispose d'un positionnement continu des becs et volets entre deux limites, cette plage continue de positions peut être fragmentée en un nombre donné de positions intermédiaires. Ainsi, l'invention s'accommode indifféremment d'avions aux configurations aérodynamiques discrètes ou continues. L'unité 5 qui peut faire partie d'un calculateur usuel de l'avion, comprend : - un module de prédiction 14 ; et - un module d'optimisation 15. Partant d'une trajectoire verticale et d'une trajectoire latérale planifiées, le dispositif 1 est ainsi capable dans un premier temps de prédire la situation en énergie de l'avion, à l'aide du module de prédiction 14. En parallèle, le module d'optimisation 15 est capable d'optimiser, de manière itérative, la séquence de commande des becs, des volets et du train d'atterrissage afin de moduler le profil global en énergie, en particulier pour rétablir l'avion sur une approche stabilisée. Dans un mode de réalisation préféré : - ledit module de prédiction 14 prédit l'énergie audit point donné, en faisant des calculs progressifs, pour une pluralité de segments successifs le long de la trajectoire jusqu'audit point donné, chaque segment correspondant à une phase à configuration aérodynamique constante avec ou sans train d'atterrissage sorti ou à une phase de transition de configurations aérodynamiques ou sortie de train d'atterrissage, des paramètres prédits à la fin d'un segment quelconque étant utilisés comme paramètres initiaux au segment qui suit directement ; et - ledit module d'optimisation 15 calcule, notamment, des corrections à appliquer aux ordres de commandes pour pouvoir annuler une erreur en énergie. Ledit dispositif 1 comporte également des moyens d'affichage 17 qui sont reliés par une liaison 18 à l'unité 5 et qui sont formés de manière à présenter à un pilote de l'avion, sur un écran de visualisation 19 du poste de pilotage, des informations relatives à la mise en oeuvre de l'invention, et notamment des informations relatives à la commande des moyens 10 et Il, telles que, par exemple, le moment de sortie du train d'atterrissage ou le moment de modification de la configuration aérodynamique. Par ailleurs, la base de données 3 peut comprendre au moins certains des éléments suivants, qui sont utilisés par l'unité 5 : un modèle du vent, au moins un modèle de performance, une indication de la dynamique des actionneurs associés à des moyens de contrôle en énergie, et une indication de contraintes opérationnelles. Ainsi, par le traitement itératif précité tenant compte d'un état énergétique prédit de l'avion au point à rejoindre, le dispositif 1 conforme à l'invention est en mesure de déterminer automatiquement des ordres de commande optimisés (des moyens de commande 10 des becs et volets, ainsi que des moyens de commande 11 du train d'atterrissage) qui permettent à l'avion d'atteindre ledit point en se trouvant dans ledit état énergétique donné. De plus, comme ce traitement est itératif, le dispositif 1 adapte, tout au long du vol, les commandes des moyens 10 et 11 à la situation courante de l'avion. Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à une phase d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport ou sur toute autre piste connue, dans le but d'atteindre un point prédéterminé avant l'atterrissage final. Dans ce cas préférentiel, l'objectif est de maintenir une certaine trajectoire, puis de stabiliser l'avion à une certaine vitesse d'approche et ceci à un certain point dans l'espace de ladite trajectoire devant le seuil de la piste d'atterrissage. Dans le cadre de la présente invention, ledit ensemble 2 de sources d'informations, peut comporter, par exemple : un calculateur de données air, de type ADC ("Air Data Computer" en anglais) ; au moins un système de référence inertielle, de type IRS ("Inertial Reference System" en anglais) ; et un système de gestion de vol, de type FMS ("Flight Management System" en anglais). Dans un mode de réalisation particulier, ledit ensemble 2 fournit notamment les valeurs courantes des paramètres suivants : - le temps (qui est synchronisé avec le dispositif 1) ; - la vitesse air de l'avion ; - la distance sol de l'avion par rapport à un point donné, de préférence le seuil de la piste d'atterrissage ; - l'altitude de l'avion ; - la position des becs et volets (c'est-à-dire la configuration aérodynamique) ; - la position du train d'atterrissage ; - la vitesse calibrée CAS de l'avion ; et - éventuellement le niveau de poussée moteur ; ainsi que - la position des aérofreins. L'unité de traitement d'informations 5 requiert donc des entrées pour assurer son fonctionnement et fournit des ordres de commande en sortie. Plus particulièrement, elle utilise les entrées suivantes : - la trajectoire verticale ; - la trajectoire latérale ; - des informations contenues dans la base de données 3 ; - les mesures et les informations fournies par l'ensemble 2 ; et - des objectifs de guidage. On précise ci-après ces différentes entrées. Afin de calculer au mieux les différentes commandes qui permettront de guider l'avion à un certain point de la trajectoire à une vitesse donnée, une configuration aérodynamique donnée et une position de train d'atterrissage donnée, le dispositif 1 doit connaître la trajectoire verticale qui sera volée ou sera susceptible d'être volée. Cette trajectoire verticale est définie par des points de passage à différentes altitudes en fonction de la distance sol. Selon l'invention, une loi de guidage de trajectoire verticale est utilisée pour maintenir l'avion sur ladite trajectoire verticale planifiée. De même, afin de calculer au mieux les différentes commandes, le dispositif 1 doit également connaître la trajectoire latérale qui sera volée ou qui sera susceptible d'être volée. Selon l'invention, une loi de guidage de trajectoire latérale est également utilisée pour maintenir l'avion sur ladite trajectoire latérale planifiée. Par ailleurs, la base de données 3 peut fournir différentes informations, et notamment : - un modèle du vent. Afin de rendre la prédiction précise, on utilise une information du vent probable tout au long de la trajectoire. Pour cela, il est possible d'utiliser le même modèle de vent que le système de gestion du vol FMS de l'avion ; - une dynamique des actionneurs. Afin de rendre la prédiction précise, on utilise des dynamiques des différents actionneurs (notamment les temps d'extension des bec et volets et du train d'atterrissage) ; - des contraintes en vitesse. Pour s'assurer que le dispositif 1 puisse prendre en compte les contraintes opérationnelles, les vitesses minimales et maximales opérationnelles sont fournies ; et - des modèles de performance. Afin de pouvoir réaliser la prédiction, on utilise différents modèles de performance de l'avion, de préférence un modèle pour chaque configuration aérodynamique avec ou sans train d'atterrissage sorti. En outre, comme le dispositif 1 optimise les commandes de l'avion afin de satisfaire le rendez-vous de l'avion à un point donné de la trajectoire avec une certaine vitesse donnée avec une configuration aérodynamique donnée et une position de train d'atterrissage donnée, ces quatre dernières informations étant nécessaires pour que l'unité 5 puisse réaliser ses différents traitements Ces quatre informations sont renseignés par le pilote ou peuvent être des valeurs par défaut. Par ailleurs, le dispositif 1 conforme à l'invention peut également prendre en compte au moins certaines des contraintes suivantes : - des contraintes de vitesse maximale VFE (aspect charge structurale), représentatives de chaque configuration aérodynamique ; - des contraintes de vitesse minimale VLS (aspect décrochage), représentatives de chaque configuration aérodynamique ; et - les temps de sortie des becs et volets et du train d'atterrissage. Ces temps de sortie peuvent être modifiés pour la prise en compte de cas dégradés pour lesquels les temps d'extension seraient amenés à changer. L'unité 5 réalise, en temps réel, de façon itérative, la suite d'opérations suivante, comme représenté sur la figure 2 : b1) le module de prédiction 14 calcule un profil en énergie prédit, de la manière précisée ci-dessous, à partir d'informations reçues via une liaison L1 (regroupant les liaisons 6, 7 et 8) ; b2) pour ce profil en énergie prédit, un élément 21 calcule une erreur en énergie (correspondant à la différence entre l'énergie prédite et une énergie de consigne). L'énergie de consigne est calculée, de façon usuelle, à partir de consignes de vitesse et d'altitude relatives au plan de vol suivi. Un moyen 22 vérifie ensuite si cette erreur en énergie est stabilisée (converge) ; b3) si l'erreur en énergie n'est pas stabilisée pas (N 1) (ne converge pas) : - un élément 23 calcule l'efficacité des ordres de commande sur l'objectif à atteindre ; - un élément 24 calcule des corrections à appliquer aux ordres de commande ; et - un élément 25 met à jour les ordres de commande et les transmet au module de prédiction 14 (retour à l'étape b1) ; et b4) si l'erreur en énergie est stabilisée (01) (converge), un élément 26 vérifie si elle est minimisée. Si l'erreur en énergie n'est pas minimisée (N2), on se trouve dans un état avec une sur-énergie ou une sous-énergie trop importante, et on transmet une information correspondante via une liaison L2, par exemple aux moyens d'affichage 17 pour prévenir le pilote. En revanche, si l'erreur en énergie est minimisée (02), on obtient lesdits ordres de commande optimisés qui correspondent aux ordres de commande qui seront utilisés pour piloter l'avion. Ces informations de commande sont envoyées, via une liaison L3 (regroupant par exemple les liaisons 12, 13 et 18), aux moyens 10 et 11 de contrôle automatique des configurations becs/volets et du train d'atterrissage, et éventuellement aux moyens d'affichage 17. Le principe du module de prédiction 14 est de prédire l'état d'énergie final de l'avion à un point donné de la trajectoire, tout en tenant compte des diverses entrées précisées ci-dessus, ainsi que de la séquence de commandes des becs et volets et du train d'atterrissage définie par le module itératif 15 de correction des commandes (qui comprend notamment lesdits éléments 23, 24 et 25). Ainsi, pour une séquence de commandes donnée (à une itération k), représentée par des variables {tk),tzk),t(:2,t3k),t4k)}, le module de prédiction 14 réalise une prédiction en énergie comme l'illustre la figure 4. Sur cette figure 4, chaque segment Sn représente une phase volée, soit en configuration constante avec ou sans train d'atterrissage sorti, soit lors d'une transition de configurations aérodynamiques ou sortie de train d'atterrissage. Plus précisément, sur la figure 4, on a représenté un graphique montrant une variation de l'énergie E de l'avion en fonction du temps t, lors d'une phase d'approche, entre une énergie initiale Ei à un temps t0 et une énergie finale Ef à un temps t5. Sur l'exemple de la figure 4, on a représenté des segments Sn correspondant aux phases successives suivantes : - entre t0 et tic, une phase de vol en configuration lisse ; - entre tic et t1, une phase de vol de transition d'une configuration lisse vers une configuration 1 ; - entre t1 et t2c, une phase de vol en configuration 1 ; - entre t2c et t2, une phase de vol de transition d'une configuration 1 vers une configuration 2 ; - entre t2 et tlgc, une phase de vol en configuration 2 ; - entre tlgc et tlg, une phase de vol en configuration 2 avec une phase (de transition) de sortie du train d'atterrissage ; - entre tlg et t3c, une phase de vol en configuration 2 avec le train d'atterrissage sorti ; - entre t3c et t3, une phase de vol de transition d'une configuration 2 avec train sorti vers une configuration 3 ; - entre t3 et t4c, une phase de vol en configuration 3 et train sorti ; - entre t4c et t4, une phase de vol de transition d'une configuration 3 avec train sorti vers une configuration 4 ; - entre t4 et t5, une phase de vol en configuration 4 avec train sorti. Ainsi, partant de l'état courant de l'avion (t0), le module de prédiction 14 commence par calculer un jeu de paramètres à la fin du premier segment (segment en configuration lisse sur l'exemple de la figure 4, mais en configuration courante dans le cas réel). La fin du segment est définie par l'instant de changement de la prochaine configuration aérodynamique donné par le module 15 de correction des commandes. Ce jeu de paramètres est constitué : - du temps t ; - de la vitesse air TAS Va ; - de la distance sol par rapport à un référentiel donné x; - de l'altitude h ; et - de la vitesse calibrée CAS Vc. Par ailleurs, la figure 3 montre une unité 27 du module de prédiction 14 qui est utilisée pour réaliser la prédiction de l'ensemble des paramètres précités pour un segment donné. Pour ce faire, ladite unité 27 comporte : - un élément 28 qui réalise une prédiction de vitesse air finale Vaf sur le segment considéré. On prend en compte le cas d'un segment à configuration constante et le cas d'un segment lors d'une transition de configurations. Pour calculer la vitesse air finale Vaf sur un segment à configuration constante, l'élément 28 met en oeuvre un mode de calcul usuel, utilisant la vitesse initiale Val (reçue via une liaison 11) et un écart de temps At (reçu via une liaison 12), qui représente l'écart de temps entre les instants final et initial du segment considéré, donc At = tf -tz . L'adjectif initial s'applique à tout paramètre majeur entrant dans les unités 28, 29, 30 et 31, et l'adjectif final s'applique à tout paramètre majeur calculé et fourni par ces unités 28, 29, 30 et 31. Pour le calcul de la vitesse air finale sur un segment lors d'une transition de configurations, on réalise deux fois le calcul précité de l'élément 28. En effet, pour un segment de transition d'une configuration « j » vers une configuration « j+ 1 », on prédit la vitesse air finale par le calcul suivant : Vf'+1 =K1.Vf+K2.Vf1 avec : - K1 et K2 deux gains de pondération, tels que K1 + K2 = 1 ; - V f un premier calcul de prédiction de la vitesse air finale, en utilisant la méthode mentionnée précédemment dans le cas de segment à configuration constante, à partir de la performance de l'avion en configuration « j » ; et - V f+l un second calcul en parallèle au précédent, de prédiction de la vitesse air finale sur ce même segment de transition, en utilisant également la méthode mentionnée précédemment dans le cas de segment à configuration constante, à partir de la performance de l'avion en configuration « j+ 1 » ; - un élément 29 qui réalise une prédiction de la distance sol xf prédite en fin du segment considéré, à l'aide des vitesses air initiale Val et finale Vaf (reçues via des liaisons 13 et 14 ), de l'écart de temps At (liaison 15) et de la distance sol initiale xi sur le segment considéré (liaison 16). A titre, d'illustration, les vitesses air initiale Val et finale Vaf peuvent permettre de calculer une vitesse moyenne qui est multipliée par l'écart de temps At pour obtenir une distance parcourue. Cette dernière est ajoutée à la distance sol initiale xi pour former la distance sol finale xf ; - un élément 30 qui réalise une prédiction d'altitude finale hf sur le segment considéré à partir de ladite distance sol finale xf (liaison 17), en tenant compte d'une table usuelle. Cette table représente la trajectoire verticale planifiée à être volée. Les trajectoires planifiées sont souvent simples et peuvent être définies par une succession de segments. II est alors possible de représenter ces trajectoires par des points de passage {x,h} (ou points d'interpolation) provenant de ladite table. L'interpolation de tous ces points permet de représenter l'allure globale de la trajectoire. II est alors possible, partant d'un point dans le repère sol (distance sol finale prédite xf) de calculer l'altitude finale hf associée audit point dans le repère sol. Cette table peut évoluer dans le cas où la trajectoire verticale est amenée à être modifiée ; et - un élément 31 qui réalise une prédiction de la vitesse calibrée CAS VCf (transmise par une liaison 19), à l'aide un calcul usuel, en fonction de la vitesse air finale Vaf (liaison 14) et de l'altitude finale hf (liaison 18). Une fois le jeu de paramètres prédit en fin du premier segment, ces valeurs sont utilisées comme valeurs initiales pour le calcul du deuxième segment (segment de transition de la configuration lisse à la configuration 1 dans l'exemple de la figure 4), et ainsi de suite par propagation jusqu'à l'avant-dernier segment. Le calcul réalisé au dernier segment est différent de ceux réalisés sur les segments précédents. En effet, pour le dernier segment, on connaît la vitesse air initiale, la vitesse air finale (un des objectifs de rendez-vous ou de manière préférentielle de stabilisation) et le temps initial, que l'on utilise pour calculer de façon usuelle le temps final (t5 sur la figure 4). On peut alors définir l'écart de temps sur le dernier segment. Connaissant cet écart de temps&, il est alors possible de réaliser les calculs définis par l'élément 29 afin de calculer la distance sol finale à 70 t5, puis utiliser l'élément 30 pour calculer l'altitude finale à t5 associée à ladite distance sol finale. Le module de prédiction 14 peut calculer l'énergie spécifique à la fin de la trajectoire en utilisant la formule suivante (avec g l'accélération de la pesanteur) : 15 ESf = '{ + h f 2g où Vaf représente la vitesse air de consigne (objectif de rendez-vous ou pour le cas préférentiel, vitesse de stabilisation en approche), et hf représente l'altitude finale au temps t5 calculée par l'élément 30. Lorsque le module de prédiction 14 a calculé (à l'itération k) l'état 20 d'énergie en fin de trajectoire, alors l'écart d'énergie entre cette énergie de prédiction et l'énergie de consigne est transmis au module de correction des commandes. Basé sur un moyen de traitement à base de gradient (sensibilité de la commande par rapport à l'objectif), l'élément de correction 24 du module d'optimisation 15 calcule un terme de correction 25 At(k+l) à appliquer aux commandes de l'itération k {tik),tzc),tig~,t3k),t4k)} pour pouvoir annuler l'erreur d'énergie estimée à l'itération k, en utilisant la formule suivante : At(k+1) = J-1AE(k) (formule matricielle) avec : / aElc at1e aE2~ atic aElgc atic aE3c atic aE4c atic aElc aElc aElc aElc at2c at,ge at3c at4c aE2~ aE2~ aE2~ aE2~ at2c at,gc at3c at4c aE,ge aE,ge aE,ge aE,ge at2c at,gc at3c at4c aE3c aE3c aE3c aE3c at2c at,gc at3c at4c aE4c aE4c aE4c aE4c at2c at,gc at3c at4c i (k+1) \ Atic At(k+1) 2c At(k+l) = At(k+1) lg c At(k+1) 3c At(k+1) 4c (AE(k)\ lc AE) 2c (k) lg c AE) 3c \~4c) et J= Les écarts en temps At correspondent aux termes de correction qui seront appliqués aux différentes commandes, les écarts en énergie AE correspondent à l'erreur en énergie calculée grâce au module de prédiction, et J correspond à la matrice Jacobienne qui, en d'autres termes, correspond à la matrice de sensibilité de chacune des commandes sur les écarts en énergie à minimiser. Cette matrice est mise à jour à chaque itération pour accroître la précision des traitements. Ainsi, à l'instant k+1, la nouvelle séquence de commandes définie par t(k+l) = t(k) +At(k+l) est envoyée (par l'élément 25) au module de prédiction 14 pour prédire la nouvelle énergie en fin de trajectoire. Le nouvel écart en énergie résultant est à nouveau envoyé au module 15 de correction des commandes. Ainsi, l'erreur en énergie se stabilise (converge) et est minimisée en quelques itérations. Une fois l'erreur en énergie stabilisée et minimisée, la séquence de commandes des becs et volets et du train d'atterrissage obtenue est optimale au sens de stabiliser l'avion à l'état d'énergie requis, sans utiliser les moteurs, ni les aérofreins. REVENDICATIONS1. Procédé de gestion optimisée de l'énergie d'un aéronef, lors d'un vol le long d'une trajectoire prédéterminée, afin de rejoindre un point donné de ladite trajectoire dans un état énergétique donné, avec une position donnée des becs et volets, ainsi que du train d'atterrissage, caractérisé en ce que, au cours du vol de l'aéronef le long de ladite trajectoire jusqu'audit point donné, on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes successives suivante : a) on détermine les valeurs courantes de paramètres de l'aéronef ; b) on calcule l'état énergétique prédit de l'aéronef audit point, en fonction de ces valeurs courantes et de modèles prédéterminés, et de façon itérative, en fonction de l'état énergétique prédit, on détermine des ordres de commande optimisés de moyens de commande des becs et volets et du train d'atterrissage de l'avion, lesdits ordres de commande optimisés étant tels qu'ils permettent à l'aéronef d'atteindre ledit point donné dans ledit état énergétique donné ; et c) on applique les ordres de commande optimisés ainsi déterminés auxdits moyens (10, 11) de commande des becs et volets et du train d'atterrissage. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape a), on détermine les valeurs courantes des paramètres suivants : - un temps synchronisé ; - une vitesse air de l'aéronef ; - une distance sol de l'aéronef par rapport à un point donné ; - une altitude de l'aéronef ; - la position des becs et volets ; - la position du train d'atterrissage ; - la vitesse calibrée de l'aéronef ; - le niveau de poussée moteur ; et - la position des aérofreins. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on prévoit un module de prédiction (14) et un module (15) d'optimisation des ordres de commande à appliquer auxdits moyens de commande (10, 11). 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on réalise, de façon itérative, la suite d'opérations suivante : b1) on calcule un profil en énergie prédit à l'aide d'un module de prédiction (14) ; b2) pour ce profil en énergie prédit, on calcule une erreur en énergie ; b3) si l'erreur en énergie n'est pas stabilisée, on réalise de façon itérative les opérations suivantes : - on calcule l'efficacité des ordres de commande sur un objectif à atteindre ; - on calcule des corrections à appliquer aux ordres de commande ; - on met à jour les ordres de commande ; - puis, on revient à l'étape b1) ; et b4) si l'erreur en énergie est stabilisée et minimisée, on obtient lesdits ordres de commande optimisés qui correspondent aux ordres de commande pour lesquels sont obtenues cette stabilisation et cette minimisation de l'erreur en énergie. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que ledit module de prédiction (14) prédit l'énergie audit point donné, en faisant des calculs progressifs, pour une pluralité de segments successifs le long de la trajectoire jusqu'audit point donné, chaque segment correspondant à une phase à configuration aérodynamique constante avec ou sans train d'atterrissage sorti ou à une phase de transition de configurations aérodynamiques ou de sortie de train d'atterrissage, des paramètres prédits à la fin d'un segment quelconque étant utilisés comme paramètres initiaux pour le segment qui suit directement. 6. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'erreur en énergie correspond à la différence entre l'énergie prédite et une énergie de consigne. 7. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que le module d'optimisation (15) calcule des corrections à appliquer aux ordres de commande pour pouvoir annuler une erreur en énergie. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on prend également en compte au moins certaines des contraintes suivantes : - des contraintes de vitesse maximale, représentatives de chaque configuration aérodynamique ; - des contraintes de vitesse minimale, représentatives de chaque configuration aérodynamique ; et - des temps de sortie des becs et volets et du train d'atterrissage. 11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdits modèles comprennent au moins certains des éléments suivants : un modèle du vent, au moins un modèle de performance, une indication de la dynamique d'actionneurs et une indication de contraintes opérationnelles. 12. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape c), on présente à un pilote, sur un écran de visualisation (19), des informations relatives à la commande des becs et volets et du train d'atterrissage. 11. Dispositif de gestion optimisée de l'énergie d'un aéronef, lors d'un vol le long d'une trajectoire prédéterminée, afin de rejoindre un point donné de ladite trajectoire dans un état énergétique donné, avec une position donnée des becs et volets, ainsi que du train d'atterrissage, caractérisé en ce qu'il comporte : - des moyens (2) pour déterminer les valeurs courantes de paramètres de l'avion, au cours du vol de l'aéronef le long de ladite trajectoire jusqu'audit point donné ; - des moyens (5) pour calculer l'état énergétique prédit de l'aéronef audit point, en fonction de ces valeurs courantes et de modèles prédéterminés, et pour déterminer, de façon itérative, en fonction de l'état énergétique prédit, des ordres de commande optimisés de moyens de commande des becs et volets et du train d'atterrissage de l'avion, lesdits ordres de commande optimisés étant tels qu'ils permettent à l'aéronef d'atteindre ledit point donné dans ledit état énergétique donné ; et - des moyens (10, 11) de commande des becs et volets et du train d'atterrissage de l'avion, auxquels on applique les ordres de commande optimisés ainsi déterminés. 12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens d'affichage (17) pour présenter à un pilote de l'avion, sur un écran de visualisation (19), des informations relatives à la commande des becs et volets et du train d'atterrissage. 1 3 . Dispositif selon l'une des revendications 1 1 et 12, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens d'interface (4) permettant à un opérateur d'entrer des données dans ledit dispositif (1).14. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 11 à 13.