FR 3013034 A1 20150515 FR 1361020 A 20131112 SYSTEME D'ACTIVATION DE BALISE DE DETRESSE D'AERONEF DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention se rapporte au domaine des balises de détresse embarquées sur les aéronefs, ces balises étant également connues sous l'appellation anglaise « ELT » (« Emergency Locator Beacon »). L'invention concerne plus particulièrement l'amélioration de la fiabilité d'activation d'une telle balise, qui est susceptible de faire l'objet de fausses alertes. L'invention s'applique plus particulièrement, mais non exclusivement, au domaine des avions commerciaux. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les aéronefs existants sont équipés d'une balise de détresse qui permet de les localiser en cas d'accident. Une telle balise comprend un capteur d'accélération, également dénommé « G-switch ». Ce capteur permet, lorsque le facteur de charge mesuré par ce capteur dépasse un seuil prédéterminé (en cas de décélération importante de l'aéronef ou d'un impact), d'activer un émetteur de la balise pour qu'il émette un signal radiofréquence de 406 Mhz, détectable par des satellites géostationnaires. Lorsque l'émetteur est déclenché, ladite balise est dite activée. Cependant, un tel capteur d'accélération requiert un étalonnage complexe et fréquent pour éviter l'activation intempestive de l'émetteur. Il faut par exemple éviter un déclenchement de l'émetteur en cas d'atterrissage « dur » de l'aéronef, qui est sans conséquence pour les passagers et qui ne doit donc pas être considéré comme un accident. Il existe donc un besoin d'amélioration de la fiabilité d'activation de la balise de détresse, tout en limitant les interventions de maintenance fréquentes et coûteuses telles que les opérations d'étalonnage mentionnées ci-dessus. EXPOSÉ DE L'INVENTION Pour répondre à ce besoin, l'invention a pour objet un système d'activation d'une balise de détresse d'aéronef, conçu pour déterminer un écart de position entre une position théorique de l'aéronef déterminée à partir des données du plan de vol et une position réelle de l'aéronef déterminée à partir des équipements de navigation et de surveillance embarqués sur l'aéronef, et conçu également pour délivrer un ordre d'armement de la balise de détresse lorsqu'une ou plusieurs conditions sont remplies, parmi lesquelles la condition que l'écart de position excède une valeur critique. Aussi, l'invention rompt avec la technologie existante en procédant à l'armement automatique de la balise uniquement lors d'un non-respect significatif du plan de vol. Cette manière de procéder contraste avec les solutions de l'art antérieur dans lesquelles la balise est armée pendant une grande partie du vol, au cours duquel des fausses alertes peuvent se produire. L'invention permet ainsi d'améliorer la fiabilité d'activation de la balise, puisque celle-ci ne peut être activée tant qu'elle n'est pas armée, et que l'armement automatique ne s'opère que dans une situation de non-respect significatif du plan de vol rencontrée avant un accident potentiel. En outre, l'invention ne requiert pas d'interventions de maintenance fréquentes et coûteuses, telles que les opérations d'étalonnage rencontrées dans l'art antérieur. L'invention prévoit par ailleurs une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes, prises indépendamment ou en combinaison. Le système est conçu pour délivrer l'ordre d'armement de la balise de détresse lorsqu'au moins l'une des conditions additionnelles suivantes est remplie : - la position réelle de l'aéronef est éloignée de la surface de l'eau / de la terre d'une distance inférieure ou égale à une distance critique ; - la position réelle de l'aéronef est éloignée d'une zone aéroportuaire ; - au moins une alerte cockpit, déclenchée à un instant t1 après que l'écart de position ait excédé la valeur critique, n'a pas été désactivée dans un délai déterminé suivant l'instant t1. Le système d'activation comprend un système d'alerte de vol capable de générer ladite alerte cockpit. Alternativement ou simultanément, le système d'activation comprend un écran tactile capable de générer ladite alerte cockpit. Le système est conçu pour délivrer, après l'armement de la balise de détresse, un ordre d'activation de la balise lorsque l'amplitude d'un signal délivré par un capteur d'accélération dépasse un seuil prédéterminé. Le système est également conçu pour délivrer un ordre d'armement de la balise de détresse lorsqu'une alerte de proximité de surface est détectée, cette condition d'alerte étant éventuellement cumulée à une ou plusieurs autres conditions. Les données du plan de vol pour la détermination de la position théorique de l'aéronef sont délivrées par le système de gestion de vol, également dit système FMS. L'invention a également pour objet un aéronef comprenant une balise de détresse et un système d'activation de la balise tel que décrit ci-dessus. Enfin, l'invention a pour objet un procédé d'activation d'une balise de détresse d'aéronef, comprenant les étapes suivantes : - détermination d'un écart de position entre une position théorique de l'aéronef déterminée à partir des données du plan de vol et une position réelle de l'aéronef déterminée à partir des équipements de navigation et de surveillance embarqués sur l'aéronef ; et - délivrance d'un ordre d'armement de la balise de détresse lorsqu'une ou plusieurs conditions sont remplies, parmi lesquelles la condition que l'écart de position excède une valeur critique. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue de côté d'un aéronef comprenant une balise de détresse destinée à coopérer avec un système d'activation selon l'invention ; - la figure 2 représente une vue schématique des composants de la balise de détresse embarquée sur l'aéronef montré sur la figure précédente ; - la figure 3 est une vue schématique représentant la coopération entre la balise de détresse et son système d'activation ; et - la figure 4 est un diagramme schématisant la logique de fonctionnement du système d'activation de la balise de détresse. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS En référence à la figure 1, il est représenté un aéronef 1 comprenant au moins une balise de détresse 16 qui est, par exemple, installée dans le fuselage 2. La balise de détresse ELT 16 est de conception classique et connue de l'homme du métier. De manière générale, en référence à la figure 2, la balise 16 comprend une batterie 4, une unité centrale 6 de type microcontrôleur, un dispositif d'émission de signal 8, et un capteur d'accélération 10. La batterie 4 est connectée au dispositif d'émission 8 via l'unité centrale 6. Le capteur d'accélération 10 est également relié à l'unité centrale. Celle-ci permet d'activer, lorsqu'elle reçoit des signaux de consignes en ce sens, l'alimentation en courant électrique du dispositif d'émission 8 par la batterie 4. Le dispositif d'émission 8, lorsqu'il est alimenté en courant électrique par la batterie 4, émet un signal radiofréquence de 406 Mhz qui est détectable par des satellites géostationnaires. Bien que cela n'ait pas été représenté sur la figure 2, la balise 16 est en outre connectée à différents systèmes de l'aéronef. Ainsi, la batterie 4 est connectée au réseau électrique de l'aéronef via des éléments électroniques permettant d'assurer ses cycles de charge et de décharge. L'unité centrale 6 reçoit quant à elle des signaux de données en provenance d'un dispositif de contrôle installé dans le poste de pilotage de l'aéronef, comme cela a été schématisé par la flèche 12 sur la figure 2. En référence à la figure 3, il est montré un exemple de réalisation d'un système 50 d'activation de la balise 16. Ce système 50 comporte le dispositif de contrôle précité, référencé 14, qui est relié au système de gestion de vol de l'aéronef 18, couramment appelé FMS (de l'anglais de « Flight Management Sytem »). Dans une première variante, le dispositif de contrôle 14 est également relié au système d'alerte de vol 20, dit système FWS (de l'anglais « Flight Warning System »). Dans une seconde variante, compatible avec la première, le dispositif de contrôle 14 est également connecté à un écran tactile 22 du poste pilotage, par exemple l'écran PFD (de l'anglais « Primary Flight Display »), dont il peut commander l'affichage et recevoir des informations lorsque le pilote interagit avec l'écran. A cet égard, il est noté que la figure 3 représente une réalisation dans laquelle les deux variantes sont combinées. Le système FMS 18 intègre les données du plan de vol qui sont chargées avant le début du vol, et éventuellement mises à jour durant le vol par l'équipage ou à la demande du contrôleur aérien. Aussi, lorsque de telles données sont modifiées au cours du vol pour des raisons météorologiques, de déroutement ou de problèmes de trafic, les données actualisées du système FMS 18 permettent d'assurer en permanence une conduite de vol automatisée. Le chargement de ces données est schématisé par la flèche 24 sur la figure 3. Le système FMS 18 est également raccordé à des équipements 56 de navigation et de surveillance, embarqués sur l'aéronef. Ces équipements 56 comprennent de façon classique un système de géolocalisation, etc. Ainsi, le système FMS 18 est à même de détecter à tout moment un écart entre la position théorique de l'avion déterminée à partir des données du plan de vol, et la position réelle de l'avion déterminée à partir des équipements 56. Enfin, le dispositif de contrôle 14 est relié à des commandes 26 du type écran tactile, clavier, commutateurs classiques, etc., commandes avec lesquelles les pilotes de l'aéronef peuvent agir afin de gérer le mode de fonctionnement de la balise 16, via l'envoi de signaux de consignes à l'unité centrale de cette balise. Dans son fonctionnement, l'unité centrale 6 de la balise 16 peut être commutée, via le dispositif de contrôle 14, dans les modes de fonctionnement suivants : - le mode de fonctionnement « OFF », dans lequel la balise ne fonctionne pas. Dans ce mode, la batterie 4 n'est pas reliée électriquement au dispositif d'émission 8 ; - le mode de fonctionnement « Armé » (de l'anglais « Armed »), dans lequel le dispositif d'émission 8, ou émetteur, est automatiquement activé (en mode de fonctionnement « ON ») si le capteur d'accélération 10 de la balise 16 détecte que l'aéronef subit un facteur de charge trop important. Dans ce mode de fonctionnement, la batterie 4 n'est pas reliée électriquement au dispositif d'émission 8, qui reste désactivé ; - le mode de fonctionnement « ON », dans lequel le dispositif d'émission 8 de la balise 16 est activé après que celle-ci ait été déclenchée manuellement par un pilote ou qu'elle ait été déclenchée automatiquement après être passée en mode de fonctionnement « Armé ». Dans ce mode de fonctionnement dans lequel la balise est dite activée, la batterie 4 est reliée électriquement au dispositif d'émission 8 pour son alimentation. L'une des particularités de l'invention réside dans le fait que la commutation en mode de fonctionnement « Armé » n'est mise en oeuvre par le dispositif de contrôle 14 que lorsque ce dernier détecte des conditions de vol anormales. Un tel fonctionnement va à présent être décrit en particulier en référence à la figure 4. Durant le vol, le dispositif de contrôle 14 de la balise procède en permanence à la détermination 60, à partir des données reçues du système FMS 18, de la position théorique Pt de l'avion, à partir des données du plan de vol fournies. Il procède également en permanence à la détermination 62 de la position réelle Pr de l'avion, à partir des données fournies par les équipements 56 de navigation et de surveillance embarqués sur l'aéronef. Le dispositif de contrôle 14 procède également en permanence à la détermination 64 de l'écart Ep entre les deux positions Pt et Pr, puis à la comparaison 66 de cet écart de positions Ep avec une valeur critique Vc. Cette valeur critique Vc est de l'ordre de quelques milles nautiques. Si l'écart de positions Ep est supérieur à la valeur critique Vc, cela indique une déviation de trajectoire susceptible de correspondre à un accident. Aussi, le dispositif de contrôle 14 met en oeuvre plusieurs autres tests, notamment à partir des données fournies par le système FMS 18, avant d'opérer le déclenchement de la balise 16. A cette fin, le dispositif de contrôle 14 réalise tout d'abord un test 68 de proximité de surface, visant à déterminer si l'altitude de l'aéronef est éloignée de la surface de l'eau / de la terre d'une distance inférieure ou égale à une distance critique Dc, qui peut par exemple être d'environ 915 mètres (correspondant environ à 3000 pieds). Dans la négative, cela ne traduit pas des conditions accidentelles et il est donc revenu aux étapes de détermination 60, 62. Dans l'affirmative, le dispositif de contrôle 14 procède à un test 70 de proximité d'aéroport, visant à déterminer si la position réelle Pr de l'aéronef est éloignée d'une zone aéroportuaire, de préférence en comparant la distance d'éloignement de l'aéroport le plus proche à une distance de référence. Dans le cas où un aéroport est détecté à proximité, il est revenu aux étapes de détermination 60, 62. Dans le cas contraire où aucun aéroport n'est détecté à proximité de la position réelle de l'avion, toutes les conditions sont réunies pour faire l'hypothèse d'un accident. Le dispositif de contrôle 14 procède alors au déclenchement 74 d'une alerte à destination de l'équipage dans le cockpit, via : - dans la première variante, une alarme émise par le système FWS 20 ; et - dans la seconde variante, un message affiché sur l'écran tactile PFD 22. De manière optionnelle, parallèlement à l'étude des conditions 60 à 70, le dispositif de contrôle 14 procède également à la surveillance 76 d'une alarme de proximité de surface susceptible d'être délivrée via le système FWS 20. Si cette alarme s'active, elle traduit des conditions potentielles d'accident et le déclenchement de l'alerte 74 est alors réalisé de la même manière que lorsque l'ensemble des conditions 60-70 sont remplies. A partir d'un instant t1 correspondant au déclenchement 74 de l'alerte cockpit, et jusqu'à un instant ultérieur t2 intervenant par exemple 15 secondes après l'instant t1, l'équipage a la possibilité, lorsqu'il considère qu'il s'agit d'une fausse alerte, de procéder à la désactivation 78 de cette alerte. Pour ce faire, dans le cas de la première variante où une alarme est déclenchée par le système FWS 20, l'équipage agit sur une commande 26 du dispositif de contrôle 14 de manière à maintenir la balise 16 en mode de fonctionnement « OFF ». Dans le cas de la seconde variante où l'alarme est affichée sur l'écran tactile PFD 22, l'équipage interagit avec cet écran 22, toujours de manière à maintenir la balise 16 en mode de fonctionnement « OFF ». Cette action peut par exemple être effectuée simplement en touchant la fenêtre d'alarme affichée sur l'écran 22, de façon à la faire disparaitre. Lorsque les deux variantes sont combinées, l'équipage doit procéder aux deux actions précitées pour que la désactivation soit effective. Dans le cas où l'armement de la balise 16 est inhibé dans le délai séparant les instants t1 et t2, les étapes 60, 62, 76 sont réitérées. Dans le cas contraire qui traduit de véritables conditions accidentelles, le dispositif de contrôle 14 envoie des signaux de consignes à l'unité centrale 6 de la balise 16 pour que cette dernière génère la commutation en mode de fonctionnement « Armé ». Cela correspond à l'armement 80 de la balise 16. Une fois la balise 16 basculée dans ce mode de fonctionnement « Armé », le capteur d'accélération 10 mesure en permanence le facteur de charge auquel est soumis l'aéronef dans lequel est installée la balise 16. Cette mesure est réalisée via le réseau électrique de l'aéronef, et non par la batterie 4 restant inactive à ce stade. Le capteur 10 fournit un signal électrique à l'unité centrale 6 dont l'amplitude est proportionnelle au facteur de charge mesuré. L'unité centrale 6 procède en permanence à la comparaison 82 de l'amplitude du signal du capteur, à un seuil prédéterminé. Tant que l'amplitude du signal reste inférieure au seuil prédéterminé, aucune action n'est entreprise et la balise 16 est maintenue dans son mode de fonctionnement « Armé ». En revanche, si le seuil est dépassé, il est procédé automatiquement à l'activation 84 de la balise 16, qui bascule alors en mode de fonctionnement « ON » dans lequel elle est activée. Ce changement de mode génère le déclenchement de l'alimentation du dispositif d'émission 8, par la batterie 4. D'une manière générale, l'invention présente l'avantage d'améliorer la fiabilité d'activation de la balise, puisque celle-ci ne peut être activée tant qu'elle n'est pas armée, et que cet armement automatique ne s'opère que dans une situation particulière de non-respect significatif du plan de vol, rencontrée avant un accident potentiel. En d'autres termes, tant que le plan de vol est respecté, la balise n'est pas armée et ne peut donc être activée. Puisque l'invention permet de placer la balise dans le mode de fonctionnement « Armé » que dans certaines circonstances, voire de ne jamais enclencher ce mode si le plan de vol est respecté, les besoins en termes d'énergie et de calculateur pour faire fonctionner le capteur d'accélération sont avantageusement réduits. En outre, il est noté que l'utilisation de l'écran tactile pour émettre l'alerte cockpit, éventuellement en combinaison avec l'alerte cockpit délivrée par le système FWS, permet de rendre cette alerte plus visible par les pilotes. Cet avantage répond aux problèmes rencontrés durant les situations de stress que peuvent subir les pilotes, situations durant lesquelles le champ de vision ainsi que l'audition sont particulièrement réduits. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.25 REVENDICATIONS1. Système d'activation (50) d'une balise de détresse (16) d'aéronef, caractérisé en ce qu'il est conçu pour déterminer un écart de position (Ep) entre une position théorique (Pt) de l'aéronef déterminée à partir des données du plan de vol et une position réelle (Pr) de l'aéronef déterminée à partir des équipements de navigation et de surveillance (56) embarqués sur l'aéronef, et en ce qu'il est conçu pour délivrer un ordre d'armement de la balise de détresse (16) lorsqu'une ou plusieurs conditions sont remplies, parmi lesquelles la condition que l'écart de position (Ep) excède une valeur critique (Vc). 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est conçu pour délivrer l'ordre d'armement de la balise de détresse lorsqu'au moins l'une des conditions additionnelles suivantes est remplie : - la position réelle (Pr) de l'aéronef est éloignée de la surface de l'eau / de la terre d'une distance inférieure ou égale à une distance critique (Dc) ; - la position réelle de l'aéronef est éloignée d'une zone aéroportuaire ; - au moins une alerte cockpit, déclenchée à un instant t1 après que l'écart de position (Ep) ait excédé la valeur critique (Vc), n'a pas été désactivée dans un délai déterminé suivant l'instant t1. 3. Système selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comprend un système d'alerte de vol (20) capable de générer ladite alerte cockpit. 4. Système selon la revendication 2 ou la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend un écran tactile (22) capable de générer ladite alerte cockpit. 5. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est conçu pour délivrer, après l'armement de la balise de détresse(16), un ordre d'activation de la balise lorsque l'amplitude d'un signal délivré par un capteur d'accélération dépasse un seuil prédéterminé. 6. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est également conçu pour délivrer un ordre d'armement de la balise de détresse (16) lorsqu'une alerte (76) de proximité de surface est détectée, cette condition d'alerte étant éventuellement cumulée à une ou plusieurs autres conditions. 7. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les données du plan de vol pour la détermination de la position théorique de l'aéronef sont délivrées par le système de gestion de vol (18). 8. Aéronef (1) comprenant une balise de détresse (16) et un système d'activation de la balise (50) selon l'une quelconque des revendications précédentes. 15 9. Procédé d'activation d'une balise de détresse (16) d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes : - détermination d'un écart de position (Ep) entre une position théorique (Pt) de l'aéronef déterminée à partir des données du plan de vol et une position réelle 20 (Pr) de l'aéronef déterminée à partir des équipements de navigation et de surveillance (56) embarqués sur l'aéronef ; et - délivrance d'un ordre d'armement de la balise de détresse (16) lorsqu'une ou plusieurs conditions sont remplies, parmi lesquelles la condition que l'écart de position (Ep) excède une valeur critique (Vc). 25