FR 3053458 A1 20180105 FR 1755992 A 20170629 1 Système et procédé de guidage en fonction d'une estimation d'un état d'énergie Le domaine de l'invention a globalement trait à la gestion de vol, et l'invention concerne plus particulièrement des systèmes, des dispositifs et un mode opératoire pour la gestion de vol, et des applications de ceux-ci. Comme le coût du carburant représente une large part des coûts d'exploitation dans l'aviation commerciale, le rendement énergétique et les économies de carburant motivent les recherches en matière de conception et de fonctionnement des aéronefs. On s'intéresse principalement aux technologies qui économisent le combustible : conception des aéronefs et des moteurs, conception du pilotage et planification de la trajectoire de vol (ce qu'on appelle le guidage de vol). Les systèmes de gestion de vol (SGV) actuels déterminent des vitesses de montée, de croisière et de descente constantes et une altitude de croisière constante pour limiter le plus possible les coûts d'exploitation directs compte tenu du poids au décollage et du rayon d'action et dans l'hypothèse d'une constance de la poussée pour la montée et de la poussée au ralenti pour la descente. Ces postulats simplificateurs ont été appliqués pour mettre en oeuvre des systèmes pratiques, mais les simplifications donnent des performances non optimales et compromettent les économies d'énergie. Ce dont on a besoin, ce sont des systèmes et des procédés qui remédient au problème de l'optimisation pour toutes les phases de vol sans postulats simplificateurs et à l'aide de procédés numériques pour faire tendre le guidage vers l'optimum. 3053458 2 Selon un premier aspect, le problème de l'optimisation est reformulé pour l'activité en vol sans postulats simplificateurs et à l'aide de procédés numériques modernes pour faire tendre le guidage vers l'optimum. Dans une forme de réalisation, un procédé pour 5 optimiser le guidage d'un véhicule afin de limiter le plus possible les coûts d'exploitation directs d'une mission donnée peut comporter l'obtention d'un modèle mathématique du mouvement d'un véhicule ; l'élimination de variables de régime à dynamiques rapides dans le modèle mathématique ; l'obtention d'un modèle mathématique d'ordre 10 réduit du mouvement du véhicule sous la forme d'un jeu d'équations différentielles algébriques qui représentent les régimes à dynamiques lentes et qui comprend la masse comme variable d'état lente ; la détermination de points de fonctionnement en régime quasi stable dans un domaine de vol pour la mission donnée en résolvant le modèle 15 d'ordre réduit pour la poussée, la traînée et le débit de carburant à des intervalles d'énergie uniformes ; la création d'un registre des points de fonctionnement en régime quasi stable avec l'énergie comme variable indépendante d'entrée et la poussée, la traînée et le débit de carburant comme variables dépendantes de sortie; la 20 sélection de la vitesse comme variable de contrôle et l'utilisation de procédés de commande optimale pour définir une fonction hamiltonienne comme coût d'exploitation direct par unité d'énergie ; à des intervalles d'énergie uniformes, l'utilisation d'un procédé numérique pour déterminer la vitesse qui minimise la fonction 25 hamiltonienne pour une énergie fixe par intervalle ; la construction d'un parcours optimal à vitesse-énergie quasi stables sur la base de la fonction hamiltonienne minimisée et d'un parcours à régime vélocité-altitude correspondant dérivé de celle-ci à l'aide des équations de mouvement d'ordre réduit ; la détermination d'un angle 3053458 3 optimal de trajectoire de vol pour partir du parcours à régime vélocité-altitude et aboutir à un régime de croisière visé donné ; une intégration verticale ascendante à partir du régime de croisière visé à l'aide d'une masse approchée et de l'angle optimal de trajectoire de 5 vol précédemment déterminé afin de définir un point de départ où le parcours à régime croise le parcours à régime de vélocité-altitude ; et la création d'une solution de guidage optimale qui comprend le parcours à régime de vélocité-altitude depuis une position initiale prédéterminée jusqu'au point de départ et le parcours à régime depuis 10 le point de départ jusqu'au régime de croisière visé, qui est déterminé par la vitesse et l'altitude de croisière visées. Dans une première forme de réalisation, un système est proposé. Dans encore un autre exemple de forme de réalisation, un support matériel peut mettre en oeuvre au moins certains aspects des 15 procédés selon la présente invention. La présente invention vise à réaliser un procédé pour optimiser le guidage véhicules afin de limiter le plus possible le coût d'exploitation direct d'une mission donnée. Le procédé comporte une étape d'obtention d'un modèle mathématique d'un mouvement d'un 20 véhicule ; une étape d'élimination de variables de régimes à dynamiques rapides dans le modèle mathématique ; une étape de dérivation de modèle mathématique d'ordre réduit du mouvement du véhicule sous la forme d'un ensemble d'équations différentielles algébriques qui représentent les régimes à dynamiques lentes et 25 comprend la masse comme variable en régime lent : une étape de détermination de points de fonctionnement en régime quasi stable dans un domaine de vol pour la mission donnée en résolvant le modèle d'ordre réduit pour la poussée, la traînée et le débit de carburant à des intervalles d'énergie uniformes ; une étape de création un registre 3053458 4 des points de fonctionnement en régime quasi stable avec l'énergie comme variable indépendante d'entrée et la poussée, la traînée et le débit de carburant comme variables dépendantes de sortie; une étape de sélection de vitesse comme variable de contrôle et d'utilisation de 5 procédés de commande optimale afin de définir une fonction hamiltonienne comme coût d'exploitation direct par unité d'énergie ; une étape de détermination de la vitesse qui minimise la fonction hamiltonienne pour une énergie fixe par intervalle à des intervalles d'énergie uniformes, à l'aide d'un procédé numérique ; une étape de 10 construction d'un parcours optimal à vitesse-énergie quasi stables sur la base de la fonction hamiltonienne minimisée et d'un parcours à régime vélocité-altitude correspondant dérivé de celle-ci à l'aide des équations de mouvement d'ordre réduit ; une étape de détermination d'angle optimal de trajectoire de vol pour partir du parcours à régime 15 de vélocité-altitude et aboutir à un régime de croisière visé donné ; une étape d'intégration verticale ascendante à partir du régime de croisière visé à l'aide d'une masse approchée et de l'angle optimal de trajectoire de vol précédemment déterminé afin de définir un point de départ où le parcours à régime croise le parcours à régime de vélocité- 20 altitude ; et une étape de création d'une solution de guidage optimale qui comprend le parcours à régime de vélocité-altitude depuis une position initiale prédéterminée jusqu'au point de départ et le parcours à régime depuis le point de départ jusqu'au régime de croisière visé, qui est déterminé par la vitesse et l'altitude de croisière visées. 25 Par exemple, le mouvement du véhicule représenté par le modèle mathématique est défini uniquement dans un plan longitudinal en mettant à zéro des variables de mouvement latéral et directionnel. 3053458 5 Dans une forme de réalisation, le modèle mathématique du mouvement du véhicule comprend un modèle précis des forces aérodynamiques du véhicule et des moments et des propriétés de masse et un modèle à base physique des moteurs qui représentent les 5 forces de poussée et le débit de carburant. Les variables de régimes à dynamiques rapides peuvent être éliminées en fixant le moment de tangage et les forces verticales à des valeurs d'équilibre. Dans une forme de réalisation, la poussée, la traînée et de 10 débit de carburant pour le modèle d'ordre réduit sont fonction de l'altitude, de la vélocité, de la masse et du rendement des moteurs. Dans une forme de réalisation, l'angle optimal de trajectoire de vol auquel on part du parcours à régime vélocité-altitude pour parvenir à l'altitude et la vélocité de croisière est un maximum ou un 15 minimum, selon que le régime de croisière visé est respectivement au-dessous ou au-dessus du parcours à régime de vélocité-altitude. Dans une forme de réalisation, le régime de croisière visé repose sur une vitesse et une altitude de croisière visées. Dans une forme de réalisation, l'énergie comprend les 20 paramètres d'altitude, de vélocité, de masse et de rendement des moteurs. Dans une forme de réalisation, la fonction hamiltonienne a la vélocité comme variable de commande d'entrée et l'énergie comme variable indépendante. 25 L'invention sera mieux comprise à l'étude détaillée de quelques modes de réalisation pris à titre d'exemples non limitatifs et illustrés par les dessins annexés sur lesquels : 3053458 6 la Figure 1 représente une vue schématique en perspective d'un exemple de système de gestion de vol pour le guidage et la navigation selon une forme de réalisation ; les figures 2A et 2B illustrent un exemple d'organigramme 5 d'un processus selon une forme de réalisation ; les figures 3A et 3B présentent d'un essai de procédé par approximations de régime d'énergie (ARE) selon un exemple de forme de réalisation ; la Figure 4 illustre un exemple, selon une forme de réalisation, de comparaison du carburant économisé sous la forme d'une moyenne du procédé ARE par rapport à un procédé à vitesse constante selon la technique antérieure ; et la Figure 5 représente un schéma de principe d'un système ou d'un dispositif apte à exécuter des processus décrits ici, selon un 15 exemple de forme de réalisation. A moins que le contexte n'impose de toute évidence le contraire, les articles définis et indéfinis au singulier couvrent des mentions au pluriel. La plupart des systèmes de gestion de vol actuellement en 20 service déterminent globalement des vitesses de montée, de croisière et de descente constantes et une altitude de croisière constante pour limiter le plus possible le coût d'exploitation direct étant donné le poids au décollage et le rayon d'action et dans l'hypothèse d'une constance de la poussée pour la montée et de la poussée au ralenti 25 pour la descente. De nombreux postulats simplificateurs sont appliqués dans les systèmes selon la technique antérieure. Considérant la Figure 1, il y est représenté une illustration d'un exemple de système pour le guidage et la navigation de véhicules tels que des aéronefs. Le système de gestion de vol 10 est couplé à 3053458 7 un pilote automatique 20 qui sert à commander le fonctionnement du véhicule 30. Une multitude de capteurs 40 servent à mesurer certaines propriétés du véhicule et/ou les paramètres d'environnement et de fonctionnement. 5 Le système de gestion de vol 10 comprend une section de guidage 50, un module de direction 60 et une unité de navigation 70. Les données des capteurs sont fournies à une unité de navigation 70, laquelle alimente le bloc de totalisation 55 du système de gestion de vol qui reçoit également, de la section de guidage 50, des signaux 10 d'entrée pour pilotage à rétroaction du véhicule 30. Dans un exemple, la section de guidage 50 du présent système optimise la commande en boucle ouverte et limite les coûts d'exploitation directs. Les signaux de sortie de la section de totalisation 55 sont fournis à la commande de translation 65. La commande de translation 65 fournit 15 des règles de rétroaction et de pilotage traditionnelles. La sortie du système de gestion de vol 10 est couplée à la section de pilotage automatique et de d'auto-manette 70. Plus précisément, les signaux de sortie de la commande de translation 65 sont des signaux d'entrée de l'unité de totalisation 75, laquelle reçoit 20 également des données des capteurs 40. Les signaux totalisés délivrés par l'unité de totalisation 75 de pilote automatique servent de signaux d'entrée pour la commande de rotation 80, lesquels sont ensuite délivrés aux actionneurs qui manoeuvrent des gouvernes aérodynamiques pour commander le véhicule 30. 25 Selon une forme de réalisation, la présente invention reformule le problème d'optimisation pour le vol en montée (1) sans postulats simplificateurs et (2) à l'aide de procédés numériques modernes pour parvenir à un guidage plus proche de performances optimales. 3053458 8 La présente description considère des performances optimales pour le vol en montée, à savoir, pour une altitude et une vitesse de croisière données, la détermination de la trajectoire de vol optimale qui commence à une altitude, une vitesse et une masse initiales 5 données et brûle moins de combustible en comparaison de n'importe quel autre parcours qui commence dans les mêmes conditions initiales et se termine aux mêmes altitude et vitesse de croisière - et se déroule sur la même distance horizontale. Le procédé mis au point et détaillé ici repose sur une approche 10 par approximations de régime ou état d'énergie (ARE). Le procédé par approximations de régime d'énergie (ARE) est dérivé d'un procédé reposant sur l'approche selon le principe du minimum de Pontryaguine où l'énergie spécifique est la variable indépendante et d'autres régimes sont considérés comme étant fonction de l'énergie 15 spécifique. L'approche est utilisée par Erzberger et Bryson, où le principe du minimum de Pontryaguine est employé pour trouver une approximation du profil de vol optimal. L'approche décrite ici utilise, dans certaines formes de réalisation, le procédé ARE pour approcher une partie d'une trajectoire de vol optimale appelée ici arc singulier, 20 sur lequel l'angle partiel d'une trajectoire de vol (ni l'angle maximal ni l'angle minimal de la trajectoire de vol) est le profil optimal. Dans certaines formes de réalisation, le profil optimal de montée complet comprend : 1) une arrivée optimale sur l'arc singulier depuis une altitude et à une vélocité initiales, 2) un déplacement sur l'arc 25 singulier, et 3) un départ optimal sur l'arc singulier et une arrivée à une altitude et une vélocité visées. La formulation du problème et la conception du procédé ont supposé que les dynamiques rapides sont dans des conditions de régime stable et ne comprennent que les dynamiques lentes, afin de 3053458 9 réduire l'ordre du système. Dans cette hypothèse, il en résulte que le jeu d'équations différentielles de mouvement correspondant aux dynamiques rapides devient un jeu d'équations différentielles algébriques (EDA) et permet un plus grand intervalle 5 d'échantillonnage. Cela établit que les éléments à dynamiques lentes sont l'altitude, la distance, la masse et l'énergie. Le réglage admissible est défini par un certain nombre de variables comprenant : les limitations dans l'espace aérien, les performances du véhicule, les limites dues à la qualité du trajet, et le pilotage peut également 10 être limité par le pilote automatique et l'auto-manette. La Figure 2 est un organigramme illustrant un processus dans un exemple de forme de réalisation de la présente invention. Lors de l'opération 205 est obtenu un modèle mathématique de mouvement pour un véhicule. Le véhicule peut être un aéronef à voilure fixe où 15 le modèle mathématique est une représentation des caractéristiques de performances pour l'aéronef, dont les configurations de moteurs spécifiques de celui-ci. Lors de l'opération 210 sont éliminées des variables de régime a dynamiques rapides du modèle mathématique. Passant à l'opération 215, un modèle mathématique d'ordre réduit du 20 mouvement du véhicule est dérivé sous la forme d'un jeu d'équations différentielles algébriques. Le jeu d'équations différentielles algébriques représente les régimes à dynamiques lentes et comprend la masse comme variable de régime lent. Lors de l'opération 220, des points de fonctionnement en 25 régime quasi stable à l'intérieur d'un domaine de vol sont déterminés pour la mission donnée de l'aéronef en résolvant le modèle d'ordre réduit pour un certain nombre de paramètres. Les paramètres peuvent comprendre la poussée, la traînée et le débit de carburant à intervalles d'énergie uniformes. Passant à l'opération 225, un registre des points 3053458 10 de fonctionnement en régime quasi-stable peut être créé avec l'énergie comme variable indépendante d'entrée et la poussée, la traînée et le débit de carburant comme variables dépendantes de sortie. Lors de l'opération 230 de la Figure 2A, la vitesse est choisie 5 comme variable de commande et des procédés de pilotage optimal servent à définir une fonction hamiltonienne comme coût d'exploitation direct par unité d'énergie. Le processus 200 se poursuit comme illustré sur la Figure 2B.Sur la Figure 2B, l'opération 235 comprend l'utilisation, à 10 intervalles d'énergie uniformes, un procédé numérique pour déterminer la vitesse qui minimise la fonction hamiltonienne pour une énergie fixe par intervalle. Sur la base de la fonction hamiltonienne minimisée déterminée lors de l'opération 235, un parcours optimal à vitesse-énergie quasi stables est construit lors de 15 l'opération 240. Un parcours à régime vélocité-altitude correspondant est dérivé du parcours optimal à vitesse-énergie quasi stables à l'aide des équations de mouvement d'ordre réduit. Ce parcours à régime vélocité-altitude est appelé ici l'arc singulier. Lors de l'opération 245 est déterminé un angle optimal de 20 trajectoire de vol pour partir du parcours à régime vélocité-altitude (c'est-à-dire de l'arc singulier) et aboutir à un régime de croisière visé donné. Le processus 250 comprend une intégration verticale ascendante à partir du régime de croisière visé à l'aide d'une masse approchée pour l'aéronef et de l'angle optimal de trajectoire de vol 25 précédemment déterminé afin de définir un point de départ où le parcours à régime croise le parcours à régime vélocité-altitude. Passant à l'opération 255, le processus 200 se conclut par la création d'une solution optimale de guidage qui comprend le parcours à régime vélocité-altitude depuis une position initiale prédéterminée jusqu'au 3053458 11 point de départ et le parcours à régime depuis le point de départ jusqu'au régime au point de croisière visé, qui est déterminé par la vitesse et l'altitude de croisière visées. Considérant la Figure 3A, les résultats simulés d'un unique 5 essai d'ARE sont illustrés. Le graphique 305 est un graphique de l'altitude en fonction de la distance, comprenant des tracés pour un parcours 325 selon la technique antérieure et un parcours selon Erzberger 330, chacun arrivant à la même altitude visée. Le graphique 310 est un graphique de la vitesse en fonction de la distance, 10 comprenant des tracés pour le parcours 340 selon la technique antérieure et le parcours 335 selon Erzberger, chacun arrivant à la même vitesse visée. Le graphique 315 indique le total du carburant brûlé en fonction de la distance parcourue pour le parcours 345 selon la technique antérieure ainsi que le parcours 350 selon Erzberger, 15 tandis que le graphique 320 indique par le tracé 360 le carburant économisé par rapport à la distance parcourue pour l'essai d'ARE. Certains des paramètres et leurs valeurs correspondantes pour l'unique essai d'ARE de la Figure 3 sont énumérés sur le tableau 365. La Figure 3B est tableau énumérant certains des paramètres et leurs 20 valeurs correspondantes utilisés dans l'exemple d'essai de la Figure 3A. Ici, certains avantages du procédé ARE sont que le traitement dans la présente invention est informatiquement très efficace et moins sensible à des données non lissées. Comme représenté sur le graphique 400 de la Figure 4, on a 25 simulé le procédé ARE décrit et on a constaté qu'il donne, dans un exemple de simulation, une moyenne d'économies de carburant de 0,66 %.Ce résultat a été évalué lors d'environ 180 essais de simulation avec cinq routes différentes à rayon d'actions différents qui comprenaient un poids et une masse au décollage variables, ainsi 3053458 12 qu'une altitude et un nombre de Mach terminaux (de croisière) différents. Un tel pourcentage d'économies de carburant, considéré sur les nombreux vols qui ont lieu, peut représenter d'énormes économies pour les compagnies aériennes. Les économies de 5 carburant ne constituent qu'un exemple de mesure pouvant servir à quantifier un avantage et une amélioration réalisables à l'aide des procédés et systèmes décrits ici. La procédure de conception consiste en trois étapes : modélisation de l'installation, conception de la routine 10 d'optimisation, et estimation de la valeur de la conception. Tout d'abord, un modèle non linéaire, variant dans le temps, du véhicule tel qu'un aéronef est élaboré. Les équations de mouvement pour un corps rigide à 6 degrés de liberté (6 DDL) sont dérivées en termes de forces aérodynamiques et de poussée et de moments et des propriétés 15 de masse du véhicule. Comme l'accent est placé sur l'optimisation des performances, les équations qui définissent les forces aérodynamiques et de poussée ne sont pas dérivées, aussi sont-elles données. Pour cette analyse, le véhicule est un aéronef qui emploie des moteurs d'aéronef. 20 Pour simplifier le problème d'optimisation, les équations du système définissent le mouvement du véhicule dans le plan longitudinal. Il n'y a aucune perte de généralité avec cette approche, car le mouvement latéral régulier de tous les aéroplanes à voilure fixe stable est le même, aussi les performances latérales peuvent-elles 25 être étudiées indépendamment. Le mouvement dans le plan longitudinal est défini en mettant à zéro les dérivées des variables de mouvement latéral et directionnel. Par ailleurs, comme le véhicule fonctionne dans l'atmosphère à des vitesses subsoniques, il est supposé une Terre plate, qui ne tourne pas. 3053458 13 Les équations ainsi obtenues consistent en dynamiques rapides et lentes du véhicule. Dans l'hypothèse où les dynamiques rapides ont un effet négligeable sur les économies de carburant, les dynamiques rapides sont éliminées et il en résulte un jeu d'équations 5 différentielles algébriques d'ordre réduit qui ne représentent que les dynamiques lentes du véhicule. Cette approche permet un plus grand pas de temps pour l'intégration numérique en comparaison de l'incrément de temps nécessaire si des dynamiques rapides sont incluses. Avec le modèle d'ordre réduit, la variable indépendante est 10 amenée à passer du temps à l'altitude. Lors de la deuxième étape, une fonction hamiltonienne est créée en fonction de l'énergie et de la vélocité et est paramétrée par la vélocité de croisière et le débit de carburant. Pour valider le procédé comme troisième étape, le carburant 15 brûlé à l'aide du guidage par le SGV selon la technique antérieure est comparé avec le carburant brûlé à l'aide du pilotage perfectionné, plus optimal. Le modèle à 6 DDL sert à mesurer les performances obtenues en suivant chaque solution de guidage. Pour évaluer les économies de carburant, on considère la différence de distance 20 horizontale où survient le haut de la montée pour chaque solution de guidage. A chaque niveau d'énergie, le procédé par la méthode du nombre d'or est utilisé pour trouver la vitesse qui minimise la fonction hamiltonienne en fonction de l'énergie. Comme le solveur 25 ne calcule pas de dérivées lors de la quête d'un minimum, ce procédé est plus efficace et robuste. Cependant, dans certains cas, le pilotage risque de n'être pas optimal en raison de l'approximation du régime. De la sorte, les économies de carburant réalisées par chaque procédé 3053458 14 sont comparées pour déterminer une éventuelle pénalisation introduite par PARE. Une forme de réalisation de la présente invention consiste à faire fonctionner un véhicule aérien d'une manière qui limite 5 fortement le coût pour voler d'une origine à une destination. Il convient donc de trouver le signal d'entrée fourni au système de gestion de vol qui limite le cout d'exploitation direct (CED). L'approche décrite ici repose sur le calcul de variations et le principe du minimum de Pontryaguine. Un exemple décrit la manière dont une 10 théorie de pilotage optimal est appliquée pour formuler et résoudre le problème d'optimisation des performances. Selon ce procédé, les équations du système sont annexées à une fonction de coût par des multiplicateurs de Lagrange. Ainsi, un exemple commence par dériver les équations de mouvement du système qui servent ensuite à 15 formuler le problème. A certains égards, à mesure que le carburant brûle et que le poids de l'aéroplane change, la meilleure altitude de croisière pour des efficacités de fonctionnement optimales change aussi. Malheureusement, faire fonctionner de cette manière des aéroplanes 20 n'est ordinairement pas possible à cause des capacités limitées du système de gestion du trafic aérien. En revanche, pour permettre d'aborder le problème de l'espacement des aéronefs et de la gestion de l'écoulement du trafic, aux aéronefs sont attribuées des altitudes de croisière constantes comme compromis commode entre le 25 rendement et la sécurité. De la sorte, les règles de vol aux instruments auxquelles doivent se conformer les exploitants d'aéroplanes commerciaux nécessitent une montée depuis un aéroport de départ jusqu'à une altitude de croisière constante attribuée, à laquelle l'aéroplane fonctionne jusqu'à ce qu'il doive descendre pour arriver à 3053458 15 l'aéroport de destination. La mission d'un transport commercial est donc caractérisée par des phases de vol comprenant la montée, la croisière et la descente. Plus spécifiquement, un vol peut être décomposé en une série de phases successives qui comprennent le 5 décollage, la montée, la croisière, la descente, l'approche et l'atterrissage. Le mouvement de l'aéroplane au sol vers et depuis les pistes est appelé roulage et manoeuvres au sol. Le pilotage de l'aéroplane pendant les phases de décollage, d'approche et d'atterrissage est ordinairement dicté par l'écoulement 10 du trafic et la sûreté dans la zone terminale, ce qui nécessite un pilotage précis conformément à des procédures spécifiques. Pendant ces phases, le pilote ne peut en fait pratiquement pas choisir comment piloter l'aéroplane pour limiter un coût tel que la consommation de carburant. Par conséquent, une optimisation des performances est 15 possible uniquement pour les phases de montée, de croisière et de descente, où le pilote a plus de latitude pour piloter selon les règles de vol aux instruments (RVI). Les règles de vol aux instruments peuvent être exprimées, de la manière suivante, sous la forme de contraintes affectant le régime 20 et des variables de commande du véhicule : Montée - L'aéronef s'élève depuis le point initial de la phase de montée, l'altitude augmentant de façon monotone jusqu'à ce qu'il atteigne l'altitude et la vitesse de croisière attribuées. Croisière - l'aéronef vole de niveau à l'altitude de croisière 25 constante attribuée. La vitesse de croisière initiale est la valeur figurant dans le plan de vol agréé (autorisé) par la FAA. Descente - L'aéronef descend, l'altitude diminuant d'une manière monotone jusqu'à ce qu'il atteigne le point initial de la phase d'approche. 3053458 16 Une croisière régulière à une altitude constante n'est pas un optimum, car le poids de l'aéronef change par suite de la consommation de carburant. Cependant, selon les règles de vol aux instruments, une altitude de croisière constante attribuée est le 5 principal moyen d'assurer l'espacement des aéronefs et la planification de l'écoulement du trafic. L'objectif ultime est un système d'optimisation qui détermine l'historique du pilotage qui donne le coût d'exploitation direct (CED) minimal de toutes les phases de montée, de croisière et de descente de la mission tout en respectant les RVI et les contraintes affectant les performances du véhicule. Cependant, le coût de la phase de croisière dépend des performances en montée et en descente et vice versa. Ainsi, l'interdépendance des performances en montée, en croisière et en descente doit être prise en compte pour déterminer le 15 pilotage optimal pour la totalité des phases de montée, de croisière et de descente de la mission. Ainsi, le pilotage optimal pour la mission ne peut pas être déterminé en optimisant les performances d'une manière indépendante lors de chaque phase. Ainsi, le problème d'optimisation de la montée est formulé 20 dans l'hypothèse où l'altitude et la vitesse de croisière optimales sont déterminées a priori, aussi le régime de croisière initial est-il appliqué comme contrainte terminale au moment de la montée. Au premier abord, cette approche peut sembler contradictoire, car l'altitude et la vitesse de croisière optimales sont fonction du poids 25 au début de la phase de croisière, aussi le régime de croisière optimal dépend-il de la quantité de carburant brûlée pendant la montée. Certes, avec le problème ainsi formulé, il faut un procédé itératif pour trouver la combinaison optimale de pilotages en montée et en croisière. Cependant, la croisière dépend d'abord de la montée. Ainsi, 3053458 17 le procédé itératif commence par une prédiction de la montée jusqu'à une première estimation de l'altitude de croisière. La masse initiale en croisière est ensuite déterminée par la consommation de carburant au cours de la première prédiction de montée. 5 A la fin, une fois que la combinaison optimale de pilotages en montée et en croisière est déterminée par une convergence itérative sur la masse en croisière, l'optimisation de la montée est exprimée avec le régime de croisière comme contrainte terminale. Par conséquent, l'approche présentée ici pour définir l'optimisation de la 10 montée est valable. En fait, l'algorithme d'optimisation de montée élaboré est intégré avec le procédé pour trouver le pilotage optimal en croisière - ainsi qu'avec le procédé pour trouver le pilotage optimal en descente - afin de déterminer le pilotage optimal pour la totalité du cycle de vol en montée, croisière et descente. 15 Pour le procédé par approximations de régime d'énergie (ARE), voici plusieurs détails : il est dérivé du procédé d'Erzberger reposant sur le principe du minimum de Pontryaguine ; la vitesse et la poussée (angle de la manette des gaz) commandent certaines variables ; la variable indépendante passe du temps à l'énergie 20 spécifique ; la méthode du nombre d'or trouve le minimum. La formulation et la conception du problème pour le procédé ont les particularités suivantes : des dynamiques rapides supposées avoir un effet négligeable sur la consommation de carburant ; le jeu d'équations différentielles de mouvement devient un jeu d'équations 25 différentielles algébriques ; la possibilité d'un plus grand intervalle d'échantillonnage. Le pilotage admissible, défini par : Limitations de l'espace aérien ; Performances du véhicule ; Limites de qualité du trajet, Pilotage, peut en outre être limité par Pilote automatique et Auto-manette. 3053458 18 Certains avantages du procédé par approximations de régime d'énergie décrit ici pourraient comprendre une très grande efficacité informatique et une moindre sensibilité à des données non lissées. Le présent système peut réduire la consommation de carburant 5 d'aéronefs à voilure fixe en calculant l'historique de pilotage et un parcours à régime qui limite le plus possible la consommation de carburant. Selon un exemple de forme de réalisation, l'historique de pilotage est généré à l'aide des étapes suivantes : 1- Dériver un modèle de l'aéronef et du moteur. 2- Vérifier que le modèle concorde avec les données expérimentales. 3- Projeter le modèle sur le plan vertical afin qu'il définisse un mouvement uniquement dans le plan longitudinal. 4- Eliminer les dynamiques rapides en établissant à des valeurs d'équilibre le moment de tangage et les forces verticales. 5-Former le modèle d'ordre réduit sous la forme d'équations 15 différentielles algébriques, des équations algébriques remplaçant les dynamiques rapides. 6- A l'aide d'un processus hors ligne, déterminer des points de fonctionnement en régime stable à l'intérieur du domaine de vol en résolvant le modèle d'ordre réduit (équations de mouvement) pour la poussée, la traînée et le débit de carburant 20 compte tenu d'intervalles uniformes d'altitude, de vélocité, de masse et d'usure des moteurs et sauvegarder les résultats sur un tableau où l'altitude, la vélocité, la masse et l'usure des moteurs sont les variables indépendantes et la poussée, la traînée et le débit de carburant sont les données de sortie. Choisir la vélocité comme 25 donnée d'entrée et construire la fonction hamiltonienne en fonction de la donnée d'entrée (vélocité) et de la variable indépendante (énergie spécifique). 7- Utiliser l'énergie comme variable indépendante. 8- Pour une énergie fixe, utiliser la méthode du nombre d'or afin de trouver la vélocité qui limite la fonction hamiltonienne. - 3053458 19 9- Construire le profil de vélocité-énergie et par conséquent le profil de vélocité-altitude, et l'appeler arc singulier. 10- Déterminer l'angle optimal de trajectoire de vol pour partir de l'angle singulier et atteindre le régime visé. L'angle de trajectoire de vol est maximal ou 5 minimal si le régime visé est au-dessous ou au-dessus de l'arc singulier. 11- Réaliser une intégration verticale ascendante à partir du régime visé et d'une masse approchée avec l'angle optimal de trajectoire de vol déterminé lors de l'étape 10 jusqu'à ce qu'il frappe l'arc singulier, le point d'intersection des deux parcours sur le profil 10 vélocité-altitude étant appelé point de départ. 12- La trajectoire optimale glisse sur l'arc singulier jusqu'à ce qu'elle atteigne le point de départ ; de là, la trajectoire optimale glisse sur le parcours déterminé lors de l'étape 11 jusqu'à ce qu'elle atteigne le régime visé, qui est déterminé par la vitesse visée et la vélocité visée. 15 Le présent système permet la création de trajectoires de vol qui limitent le plus possible la consommation de carburant. Les performances du présent procédé, comparées à d'autres procédés selon la technique antérieure, sont supérieures en ce qu'elles aboutissent à une moindre consommation de carburant. Dans un 20 exemple, les effets techniques du présent procédé offrent les avantages ci-dessous par rapport à d'autres procédés : 1- nécessite peu de ressources informatiques, ce qui le rend compatible avec une mise en oeuvre en temps réel ; 2- unifie le model de moteurs et d'aéronef pour accroître les économies de carburant ; 3- modère le 25 postulat selon lequel la vitesse est constante tout au long des phases de croisière et de descente pour réaliser des économies de carburant ; 4- peut inclure le profil du vent dans l'optimisation ; 5- inclut l'usure des moteurs comme paramètre de telle sorte que la trajectoire de vol peut être formée pour réaliser des économies maximales de carburant 3053458 20 compte tenu du stade réel d'usure des moteurs ; 6- inclut la masse comme état dans l'optimisation et modère donc le postulat selon lequel la masse est constante au cours du vol. Afin de démonter le concept, on a procédé à une simulation 5 impliquant l'élaboration d'un modèle détaillé de moteurs d'aéronefs commerciaux à fuselage étroit. La création de la trajectoire de vol optimale pour l'aéronef est détaillée ici avec quelques changements par rapport à l'origine. La trajectoire de vol créée à l'aide du modèle détaillé a été parcourue à l'aide de la simulation et la consommation 10 de carburant a été mesurée pendant la phase de montée. Une économie de carburant de 1 % a été observée lors de la phase de montée simulée, ce qui est considéré comme un chiffre élevé pour l'industrie. Bien que les présents système et procédé aient été décrits en référence à un aéronef, d'autres véhicules tels que des navires, des 15 trains et des véhicules automoteurs peuvent employer les techniques. Les exemples de formes de réalisation de procédés, systèmes et dispositifs pour la gestion des vols ne se limitent pas aux formes de réalisation spécifiques décrites ici ; au contraire, des éléments de systèmes et/ou des étapes des procédés peuvent être utilisés 20 indépendamment et séparément d'autres éléments et/ou étapes décrits ici. Par exemple, les procédés peuvent aussi être utilisés en combinaison avec d'autres systèmes de gestion de vol et leur mise en oeuvre ne se limite pas aux systèmes et procédés décrits ici. La Figure 5 est un schéma de principe illustrant un dispositif 25 500 selon un exemple de quelques formes de réalisation. Le dispositif 500 peut comporter un appareil informatique et peut exécuter des instructions d'un programme pour accomplir l'une quelconque des fonctions décrites ici. Le dispositif 500 peut, comporter la mise en oeuvre d'un serveur, d'un dispositif spécialisé activé par un 3053458 21 processeur, et d'autres systèmes, dont des systèmes déployés dans l'aéronef et, dans certaines formes de réalisation, des systèmes déployés dans un centre ou une installation de contrôle au sol. Le dispositif 500 peut, dans certaines formes de réalisation, comporter 5 d'autres éléments, non représentés. Le dispositif 500 comporte un processeur 505 coopérant avec un dispositif de communication 515, un dispositif de stockage de données 530, un ou plusieurs périphériques de saisie 510, un ou plusieurs périphériques de sortie 520 et une mémoire 525. Le 10 dispositif de communication 515 peut faciliter la communication avec des dispositifs extérieurs tels qu'un client communiquant des données, ou un dispositif de stockage de données. Le/les périphérique(s) de saisie 510 peut/peuvent comprendre, par exemple, un clavier, un pavé, une souris ou autre dispositif de pointage, un 15 microphone, un bouton ou un commutateur, un port infrarouge (IR), une station d'accueil et/ou un écran tactile. Le/les périphérique(s) de saisie 510 peut/peuvent servir, par exemple, à saisir des informations dans le dispositif 500. Le/les périphérique(s) de sortie 520 peut/peuvent comprendre, par exemple, un afficheur (p.ex. un écran 20 d'affichage), une enceinte acoustique et/ou une imprimante. Le dispositif de stockage de données 530 peut comprendre n'importe quel dispositif de stockage permanent adéquat, dont des combinaisons de dispositifs de stockage magnétiques (p.ex. une bande magnétique, des disques durs et une mémoire flash), des 25 dispositifs de stockage à semi-conducteurs, des dispositifs de stockage optiques, des dispositifs de mémoire morte (ROM), une mémoire vive (RAM), une mémoire de classe d'archivage (SCM) et n'importe quelle autre mémoire à accès rapide. 3053458 22 Des services 535, un serveur 540 et une application 545 peuvent comprendre des instructions d'un programme exécutées par le processeur 505 pour amener le dispositif 500 à accomplir l'un quelconque ou plusieurs des processus décrits ici, dont, à titre 5 nullement limitatif, le processus 200. Les formes de réalisation ne se limitent pas à l'exécution de ces processus par un seul dispositif. Des données 550 (en cache ou une base de données entière) peuvent être stockées dans une mémoire volatile telle que la mémoire 525. Le dispositif de stockage de données 530 peut également stocker 10 des données et autre code de programme pour assurer une fonctionnalité supplémentaire et/ou qui sont nécessaires au fonctionnement du dispositif 500, tels que les pilotes de périphériques, des fichiers de système d'exploitation, etc. 3053458 23 Liste des repères 10 Système de gestion de vol 20 Pilote automatique 5 30 Véhicule 40 Capteurs 50 Section de guidage 55 Bloc de totalisation 60 Module de direction 10 65 Commande de translation 70 Unité de navigation 75 Bloc de totalisation 80 Commande de rotation 200 Processus 15 205 Flux d'informations 210 Flux d'informations 215 Flux d'informations 220 Flux d'informations 225 Flux d'informations 20 230 Flux d'informations 235 Flux d'informations 240 Flux d'informations 245 Flux d'informations 250 Flux d'informations 25 255 Flux d'informations 305 Graphique 310 Graphique 315 Graphique 320 Graphique 3053458 24 325 Légende selon la technique antérieure 330 Légende selon Erzberger 335 Parcours selon Erzberger 340 Parcours selon la technique antérieure 5 345 Légende selon la technique antérieure 350 Légende selon Erzberger 360 Tracé de données 400 Graphique 500 Système 10 505 Processeur 510 Périphérique(s) de saisie 515 Dispositif de communication 520 Périphérique(s) de sortie 525 Mémoire 15 530 Dispositif de stockage 535 Services 540 Serveur 545 Application 550 Données 20 REVENDICATIONS1. Procédé pour optimiser le guidage d'un véhicule afin de limiter le plus possible les coûts d'exploitation directs d'une mission donnée, le procédé comportant : l'obtention d'un modèle mathématique du mouvement d'un véhicule (205) ; l'élimination de variables de régime à dynamiques rapides dans le modèle mathématique (210) ; l'obtention d'un modèle mathématique d'ordre réduit du mouvement du véhicule sous la forme d'un jeu d'équations différentielles algébriques qui représentent les régimes à dynamiques lentes et qui comprend la masse comme variable d'état lente (215) ; la détermination de points de fonctionnement en régime quasi stable dans un domaine de vol pour la mission donnée en résolvant le modèle d'ordre réduit pour la poussée, la traînée et le débit de carburant à des intervalles d'énergie uniformes (220) ; la création d'un registre des points de fonctionnement en régime quasi stable avec l'énergie comme variable indépendante d'entrée et la poussée, la traînée et le débit de carburant comme variables dépendantes de sortie (225) ; la sélection de la vitesse comme variable de contrôle et l'utilisation de procédés de commande optimale pour définir une fonction hamiltonienne comme coût d'exploitation direct par unité d'énergie (230) ; à des intervalles d'énergie uniformes, l'utilisation d'un procédé numérique pour déterminer la vitesse qui minimise la fonction hamiltonienne pour une énergie fixe par intervalle (235) ; la construction d'un parcours optimal à vitesse-énergie quasi stables sur la base de la fonction hamiltonienne minimisée et d'un 3053458 26 parcours à régime vélocité-altitude correspondant dérivé de celle-ci à l'aide des équations de mouvement d'ordre réduit (240) ; la détermination d'un angle optimal de trajectoire de vol pour partir du parcours à régime vélocité-altitude et aboutir à un régime 5 de croisière visé donné (245) ; une intégration verticale ascendante à partir du régime de croisière visé à l'aide d'une masse approchée et de l'angle optimal de trajectoire de vol précédemment déterminé afin de définir un point de départ où le parcours à régime croise le parcours à régime de vélocité- 10 altitude (250) ; et la création d'une solution de guidage optimale qui comprend le parcours à régime vélocité-altitude depuis une position initiale prédéterminée jusqu'au point de départ et le parcours à régime depuis le point de départ jusqu'au régime de croisière visé, qui est déterminé 15 par la vitesse et l'altitude de croisière visées (255). 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le mouvement du véhicule représenté par le modèle mathématique est défini uniquement dans un plan longitudinal en mettant à zéro des variables de mouvement latéral et directionnel. 20 3. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le modèle mathématique du mouvement du véhicule comprend un modèle précis des forces aérodynamiques du véhicule et des moments et des propriétés de masse et un modèle à base physique des moteurs qui représentent les forces de poussée et le débit de carburant. 25 4. Procédé selon la revendication 1, dans lequel les variables de régimes à dynamiques rapides peuvent être éliminées en fixant le moment de tangage et les forces verticales à des valeurs d'équilibre. 5. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la poussée, la traînée et de débit de carburant pour le modèle d'ordre réduit sont 3053458 27 fonction de l'altitude, de la vélocité, de la masse et du rendement des moteurs. 6. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'angle optimal de trajectoire de vol auquel on part du parcours à régime 5 vélocité-altitude pour parvenir à l'altitude et la vélocité de croisière est un maximum ou un minimum, selon que le régime de croisière visé est respectivement au-dessous ou au-dessus du parcours à régime de vélocité-altitude. 7. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le régime de croisière visé repose sur une vitesse et une altitude de croisière visées. 8. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'énergie comprend les paramètres d'altitude, de vélocité, de masse et de rendement des moteurs. 15 9. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la fonction hamiltonienne a la vélocité comme variable de commande d'entrée et l'énergie comme variable indépendante.