FR 2723219 A1 19960202 FR 8411199 A 19840713 Procédé et dispositif de commande automatique d'un aéronef en survol à basse altitude. L'invention concernetla commande automatique d'un aéronef en survol à basse altitude. La Demande de brevet français No 84 10263 déposée le 28 juin 1984, au nomde la Demanderesse, décrit une technique que l'on peut appeler "suivi de terrain". Il s'agit là de définir des signaux d'ordre pour les servo-commandes de l'aéronef, de manière à optimiser la trajectoire de l'aéronef compte tenu du relief et d'autres obstacles qu'il peut être10 amené à survoler. Cette Demande de brevet antérieure concerne ce qui se passe dans un plan vertical contenant le vecteur vitesse de l'aéronef. La présente invention va beaucoup plus loin que cette Demande de brevet antérieure,,car on va maintenant examiner aussi le comportement de l'aéronef, plus simplement de l'avion, dans les directions horizontales. Ainsi, la présente invention va comporter un "évitement de terrain" (en abrégé E.D.T.). Quoique la littérature technique publiée aborde peu un tel sujet, il est ici considéré comme connu de mettre en oeuvre les étapes suivantes: - on. acquiert en temps réel un jeu de paramètres-avion repré- sentant La trajectoire instantanée de l'aéronef; - on dispose d'un jeu de données-terrain représentant la topographie de la région que l'aéronef s'apprête à survoler; et - on détermine une route pour le survol de cette région, à basse altitude, en fonction d'une trajectoire nominale affectée à l'aéronef (plan de vol). La présente invention a pour but essentiel de perfectionner considérablement cette technique. Un but plus précis de l'invention est de permettre à un avion d'optimiser sa trajectoire, compte tenu de son plan de vol et de l'environnement qu'il rencontre. Un autre but de l'invention est cependant de permettre des écarts de trajectoire lorsque surgit devant l'aéronef un obstacle imprévu, tel qu'une menace, en évitant autant que possible une montée en altitude, aussi bien qu'un déroutement excessif. L'invention prévoit d'abord un procédé du type précité, remarquable par les opérations suivantes, qui concernent les composantes de ladite route dans un plan horizontal: a) on mémorise la trajectoire nominale sous la forme des coordonnées numériques d'une suite de points-buts (Bi), à chacun desquels on associe, au moins une autre valeur numérique propre à définir autour du point-but une zone- but, telle qu'un cercle (CBi) centré sur le point-but (Bi) et dont ladite autre valeur numérique est le rayon; b) pour le point-but en cours.(Bi), vers lequel se dirige l'avion, on détermine, en relation géométrique prédéter- minée avec la zone-but.(CBi), au moins un domaine de visée (DV), défini par un secteur angulaire possédant un sommet (PV) qui pointe vers- l'aval de la trajectoire de l'avion, ce secteur inscrivant sensiblement toute la zone-but (CBi), et sa bissectrice passant sensiblement au point-but (Bi); c) à partir des données-terrain, on détermine, pour chaque direction ou couloir de gisement que peut emprunter présen- tement l'avion, une fonction numérique de performance (FPR), laquelle constitue:une évaluation d'un cheminement optimal partant selon cette direction, en fonction d'un jeu pré- déterminé de critères, qui comprend l'altitude de vol; d) à partir dudit domaine de visée, on détermine une fonction numérique de pénalisation (FPN), tendant à maintenir L'avion dans le domaine de visée en cours (DV), ou à l'y ramener d'autant plus fermement qu'il s'en écarte plus et plus vite, pour chaque direction que peut emprunter pré- sentement l'avion; et e) on détermine une route optimale, d'après les fonctions performance et pénalisation associées aux couloirs que peut emprunter présentement l'avion. De préférence, l'opération c) comprend les étapes suivantes: ci- on détermine une fonction numérique de coQt (FC), asso- ciant, à chaque registre distance de chaque couloir de gisement, une grandeur d'évaluation sur la base d'une partie au moins dêsdits critères, et c2- on détermine la fonction numérique de performance (FPR) d'après la somme pondérée des fonctions de co t rencontrées lors d'une progression pas à pas parmi des registres distances successifs avec à chaque pas un changement de gisement limité. En pratique, l'opération e) fait intervenir un asservissement sur route définissant des ordres de pilotage pour l'avion de 4 manière à l'asservir sur ladite route optimale. Parallèlement, on détermine, d'après la route optimale, des ordres de suivi de terrain, qui concernent le pilotage de 5 l'avion dans le plan vertical. Ainsi, l'ordre adressé à l'avion intègre d'une manière combinée l'ordre d'évitement de terrain et cet ordre de suivi de terrain, pour arriver à une route définitive (qui peut être différente de la route optimale). Selon un aspect particulier de l'invention, l'opération b) comprend pour chaque but (Bi) la détermination d'un domaine de navigation (DN) et d'un domaine de guidage (DH), tous deux en forme de secteur angulaire pointant (PN,PH) vers l'aval, le domaine de navigation (DN), ouvert, et contenant la route15 qui joint le but précédent (Bi-l') au but en cours (Bi) et le domaine de guidage (DR), fermé, étant sensiblement axé sur la direction qui va du but en cours (Bi) au but suivant (Bi+1), le domaine de visée (DV) étant d'abord le domaine de navigation (DN) puis le domaine de guidage (DH), lorsque ce dernier est pénétré par l'avion, et ensuite le domaine de navigation associé au but suivant. Très avantageusement, on passe au domaine de navigation associé au but suivant (Bi+1) lorsque l'avion a pénétré le cercle-but25 en cours (Bi) et qu'il s'est rapproché d'une manière prédéter- minée de la route axiale du domaine de guidage (DH), ou lors- qu'il a pénétré un domaine de commutation forcée (DCF) extérieur au domaine de guidage (DH) et au cercle-but en cours (CBi), et dont la limite amont est voisine de la bissectrice de l'angle30 formé par le but précédent (Bi-1), le but en cours (Bi) et le but suivant (Bi+l). Selon un autre aspect de l'invention, l'opération d) établit un ordre ferme ou contraignant lorsque l'avion est dans le35 domaine de guidage, et un ordre souple lorsqu'il est dans le domaine de navigation. Au moins pour certaines applications on passe aussi au domaine de navigation (DN) associé au but suivant (Bi+1) lorsque l'avion a pénétré le domaine de guidage (DH) et qu'il y rencontre une menace. Dans une version préférée de l'invention, les frontières du domaine de navigation et du domaine de guidage font un angle (B max) avec les droites respectives définies par les trois buts considérés; le domaine de guidage (DH) est tangent au cercle-but (CBi) associé, tout en étant fermé, à l'extérieur de ce cerle-but (CBi)}et à l'opposé de son sommet (PH) par une courbe prédéterminée telle que si l'avion se présente tangentiellement à cette courbe il puisse rester à l'intérieur du domaine de guidage (DH); de son côté, le domaine de navi- gation (DN) passe par le point de tangence (F1) entre le15 domaine de guidage (DH) et le cercle-but (CBi), du côté aigu de l'angle formé par les trois buts (Bi-1, Bi, Bi+1), tout en étant lui-même tangent en un point (F2) au cercle-but (CBi) de l'autre coté; enfin, le domaine de commutation forcée (DCF) comprend le demi-plan aval délimité par la droite joignant20 lesdits points de tangence (F1,F2), à l'exclusion du domaine de guidage (DH) et du cercle-but (CBi). Selon d'autres aspects de l'invention: - la détermination cl) de la fonction coût comprend le nivelle- ment de l'altitude de tout point sur l'altitude maximale rencontrée dans les points précédents du même couloir de gisement; - la détermination c2) de la fonction performance prend en compte une garde latérale sur des obstacles présents dans au moins un couloir adjacent; - à l'étape c2) la pondération est effectuée selon une fonction hyperbolique de la distance; - à l'étape d), la détermination de la fonction de pénalisation tient compte de l'angle (B) entre la droite joignant l'avion () au sommet (PV) du domaine de visée (DV) et l'axe (AV) de ce domaine de visée,- de la dérivée temporelle (j) de cet angle, et de l'anglei.(a). formé. par le vecteur vitesse horizontal -(VE)...de L'avio: ave- ladite droite. Selon un autre.aspect: important de L- 'invention, le. - siqgnaLde commande: pour L'avion combine les ordres. de suivi-' de terrain et d' vitement de terrain d'unes. manière. différente- suivant que la route correspondante se situe ou non dans un secteur "ligne.droite" d'ouverture-prédéterminée- L'invention offre aussi un dispositif pour La mise en oeuvre du procédé' ci-dessus, dispositif qui comprend: - des moyens pour acquérir les paramètres instantanés de vol de l'avion et déterminer- 'des paramètres de navigation; - des moyens de traitement et de mémoire de masse propres à stocker des informations, en particulier sur des menaces que peut rencontrer L'avion; - des moyens de calcul et de mémoire propres à coopérer avec Les moyens de traitement pour. définir au moins un domaine en fonction d'un but en cours, (Bi), à l'intention desdits moyens pour déterminer les paramètres de navigation; - des moyens logiques de commutation de but, en fonction de la position de l'avion à l'égard du ou desdits domaines; - une mémoire de données de terrain remplie d'informations telles que celles d'un radar; et - un ensemble de calcul rapide propre à déterminer les fonc- tions de co t, de- performance et de pénalisation, à partir des données de trajectoire relativement au domaine qui lui sont fournis par L'unité de traitement et du contenu de la mémoire de terrain, afin de définir un déroutement commandé pour l'avion en fonction de sa trajectoire actuelle. Ce dispositif est avantageusement complété par: - des moyens délivrant un ordre d'évitement de terrain à. partir du déroutement commandé; - des moyens définissant un ordre de suivi de terrain pour chaque route possible; et - des moyens pour. établir un signal d'ordre définitif pour l'avion en fonction des ordres d'évitement de terrain et de suivi de terrain. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention appa- raitront à l'examen de la description détaillée ci-après, et des dessins annexes, sur lesquels: la figure I est un schéma général d'un dispositif mettant en oeuvre l'invention; la figure 1A est une figure géométrique en plan horizontal illustrant la définition des paramètres de navigation relativement à un domaine; la figure 2 est un organigramme général du fonctionnement du dispositif selon l'invention; la figure 3 est une figure géométrique montrant l'enchaînement de domaines relatifs à un but en cours; la figure 4 est un organigramme plus précis du fonctionnement du dispositif selon l'invention; la figure 5 est un organigramme qui détaille encore une étape de celui de la figure 4; la figure 6 est un'diagramme relatif à la fonction coût; les figures 7 à 10 sont des diagrammes relatifs à la fonction performance; les figures 11 (a,b,c,d), 12 (a,b,c), 13.(a,b,c) sont des diagrammes relatifs à la fonction pénalisation; la figure 14 est une courbe illustrant le rôle de la fonction pénalisation; 1i la figure 15 est un organigramme de la combinaison des ordres de suivi et d'évitement de terrain; et les figures 16 et,17 sont deux diagrammes illustrant des avantages de ladite combinaison.15 Il est. évident que les dessins annexés définissent essentiel- lement des informations géométriques ou. écrites, de caractère certain. En conséquence, ils sont incorporés à la présente ! description, pour la compléter et contribuer à la définition de l'invention. La figure 1 illustre le schéma synoptique d'un dispositif pour la commande d'un aéronef en évitement de terrain, selon l'in- vention. Sur la ligne 10 arrivent des paramètres-avion, qui sont les coordonnées horizontales XA, YA du point A o se trouve l'avion, et les composantes horizontales correspondantes de :son vecteur vitesse VHx et VHy Etant donné un point visé (provisoirement noté PV; figure 1A) un circuit 11 en déduit, de manière connue, des paramètres de navigation (ou de visée) qui sont: i - a, l'angle de visée que forme le vecteur vitesse horizontal VH de l'avion par rapport à la direction du point visé (par rapport à l'avion>; - B, l'angle que forme la droite A-PV sur une direction pré- déterminée AV passant par PV; et - la dérivée temporelle de 8, notée B. Du point PV part un domaine DV délimité parun secteur angulaire défini par son demi-angle au sommet max, et la direction AV de son axe de symétrie. Ce domaine est tourné vers l'avion, donc vers l'amont parrapport à la trajectoire de celui-ci10 (on verra plus Loin que PV est un point que vise l'avion). Une mémoire de domaine 31 contient les valeurs numériques définissant le domaine. Elle délivre à une cadence de 10 Hz (toutes les cadences sont données à titre d'exemple) les informations utiles àl'organe de calcul 11, par exemple: - coordonnées de PV, - composantes du vecteur unitaire de la direction AV. Pour sa part, l'organe de calcul 11 délivre (à 20 Hz) les valeurs numériques (a,e,B) à une unité logique de commutation de but, notée 20. Cette unité a pour fonction de définir l'instant de changement de but, d'une manière que l'on décrira25 plus loin. Elle le fait, en tenant compte de menaces ou autres obstacles éventuels qui peuvent surgir devant l'avion. La détection de telles menaces peut se faire de nombreuses manières, que l'homme de l'art connait. On considère qu'il arrive sur la ligne 22 des informations concernant les menaces détectées au fur et à mesure. Ces informations (paramètres de situation de la menace, et de sa zone d'action) viennent s'accumuler dans une mémoire de masse 21, laquelle forme "fichier de35 menaces". Cette mémoire 21 peut aussi contenir à l'avance des informations sur des menaces fixes et connues, et d'autres informations pertinentes. La mémoire-fichier 21 est gérée, à travers un circuit de gestion du fichier 41, par une unité de gestion générale 40. L'unité 40 a pour r8le ici de tenir à jour le fichier, en interprétant les informations reçues sur la ligne 22, et aussi d'assurer (à cadence 20 Hz) la présentation à l'unité logique 20 des informations de menace qui lui sont perti- nentes. Elle assure encore le transfert à l'ensemble 100 (décrit plus loin) des informations de navigation et de menace qui lui sont utiles. L'unité 20 indique (cadence 10 Hz) le point de visée en cours (PV) à l'unité de gestion 40 qui, à la même cadence, reçoit de l'organe de calcul 11 les paramètres (c,,S) précités. L'homme de l'art comprendra que le calcul des paramètres de navigation et la gestion des menaces s'effectuent en parallèle à la cadence de 20 Hz, tandis que ces deux opérations viennent en série sur le travail de la logique 20 de commutation de but, d'o la réponse de celle-ci à 10 Hz. Enfin, à cadence plus faible (0,5 Hz), l'unité de gestion transmet les informations sur le point de visée en cours à l'organe de calcul des domaines 30, lequel rafraîchit le contenu de la mémoire de domaine 31. A partir de tout cela, l'unité de gestion générale 40 transmet l'ensemble des informations sur le point de visée en cours et les paramètres de navigation de l'aéronef à un ensemble de calcul rapide 100. Pendant ce temps, une mémoire de terrain 51 est remplie d'informations sur la topographie du terrain que l'avion s'apprête à survoler. Ces informations proviennent essentielle- ment d'un radar de bord, par sa sortie d'extracteur 50 (sortie numérique) ou d'autres capteurs. Elles peuvent aussi être enregistrées à l'avance. L'unité 100 qui travaille sur horloge de 2 MHz, et est de préférence câblée, comporte: - un organe de calcul 101 d'une fonction dite "cott"; le cas échéant, une mémoire 112 d'interpolation de couloirs (suivant la finesse de la résolution, en couloirs de gisement, disponible dans la mémoire de terrain 51); - un organe de calcul 111 d'une fonction dite "performance"; - un circuit de.lecture/écriture 113 dans deux mémoires 114, 115 fonctionnant en alternat (pour lecture d'un côté et écriture de l'autre); - un organe de calcul' 121 d'une fonction dite "pénalisation"; un organe de calcul 131 du déroutement à prévoir pour l'aéronef. A la cadence de 0,5 Hz, la sortie de l'organe 131 est appliquée à un circuit 60, qui élabore les signaux d'ordre en ce qui concerne l'évitement de terrain (plan horizontal). Il lui est adjoint un circuit 70 qui élabore pour sa part des ordres de suivi de terrain (plan vertical). Une dernière unité 80 couple les deux ordres, en les combinant, pour délivrer les ordres définitifs à l'avion. Les fonctions décrites ci-dessus sont schématisées, dans l'ordre o elles se d éroulent, par le diagramme de la figure 2,30 o la réponse des servomécanismes de l'avion apparatt en 295. En 200 apparatt une étape d'initialisation sur le premier but. Pour le reste, en enlevant leur chiffre des centaines (2), les références numériques de la figure 2 correspondent A celles de la figure 1.35 Il est maintenant fait référence à la figure 3. La trajectoire nominale affectée a priori à l'avion est définie par une suite de buts Bi, qui tiennent déjà compte de données géogra- phiques et/ou militaires. On considère que l'avion se trouve entre le but Bi-1 et le but Bi, auquel fera suite le but Bi+1. Autour de chaque but Bi, on définit dans le plan horizontal une zone-but, ici un cercle- but CBi, centré sur le but Bi, et de rayon prédétermind,variable pour chaque but, sous réserve de demeurer supérieur à un seuil. Sur l'axe Bi Bi+1, on définit un point de guidage ou "homing" PH, tel qu'un secteur de sommet PH et de demi-angle au sommet 8max inscrive exactement le cercle-but CBi. On note F1 le point de tangence de ce secteur avec le cercle-but CBi, du côté aigu de l'angle formé par les trois buts Bi-l, Bi et Bi+l. Le secteur de sommet PH forme un domaine de guidage ou de homing DH, qui, à l'opposé du point PH, est fermé par des arcs de cercle continus (ici trois), dont les rayons, pré- déterminés, sont de préférence choisis en fonction du maximum de la plage des rayons de virage minimum autorisés pour l'aéronef. A côté de cela, on définit un point de navigation PN, tel qu'un secteur de sommet PN, tourné vers l'avion (donc vers l'amont), et de demi-angle au sommet max,passe d'un côté au point F1 précité en formant un angle Bmax avec la direction Bi+Bi et soit tangent par son autre côté au cercle-but Bi en un point F2. Ce secteur forme un domaine de navigation, ouvert vers l'amont, et noté DN. Le point PV précité, le domaine associé DV, et son axe AV seront donc: soit PN, DN, et son axe parallèle à Bi-1 Bi - soit PH, DH, et l'axe Bi Bi+1 - soit à nouveau PN, DN..., mais en liaison avec le but Bi+1 et son cercle-but CBi+1, et ainsi de suite. 13 En pratique, les demi-angles au sommet de DN et DE peuvent être différents. Un autre domaine, de nature différente, est illustré sur la figure 3. La droite F1,F2 forme la. frontière amont'LCF d'un domaine de commutation forcée DCF, constitué du demi-plan délimité par LCF,et contenant le point PH, à L'exclusion du domaine de guidage DH. On considère maintenant le diagramme séquentiel de la figure 4, qui reprend, en les précisant, les fonctions de la figure 2. Ce diagramme de la figure 4 comporte: - des fonctions lentes, illustrées en tireté long; - des fonctions à basse fréquence (0,5 Hz) illustrées en trait d'axe; et - des fonctions plus rapides (10 Hz environ) Illustrées en trait plein. Il réapparaît en 300 (figure 4) l'opération d'initialisation {figure 2), de même en 310 pour 210 et 322 pour 222, observation faite que des menaces peuvent être détectées aussi par le radar de bord. On comprend maintenant que l'opérateur de calcul 11 (fig.1) prendra en compte les domaines de navigation DN et de guidage DE associés au but en cours, éventuellement aussi au but30 suivant. L'étape 326 consiste ainsi en une localisation de l'avion par rapport à ces domaines Elle est suivie de l'étape 320 qui condense le fonctionnement de la logique de commutation de but 20 (figure 5). Si le but est changé, l'étape 330 calcule de nouveaux domaines DN et DH (organe 30, figure 1) et L'on revient en 325. La figure 5 explicite le diagramme séquentiel suivant lequel opère la logique 20. Sur cette figure, le domaine de visée DV est celui des domaines DN et DH d'après lequel vont être établies les commandes adressées à l'avion. Au départ du diagramme, il est supposé implicitement que l'avion prend pour "domaine de visée" un domaine de navigation DN associé au but courant Bi. 1L'étape 400 teste si, en fait, l'avion a déjà pénétré le domaine de guidage DH. Celui-ci est alors déjà le domaine de visée. L'étape 401 teste si l'aVion est en train de pénétrer le domaine de guidage DH, auquel cas l'étape 405 établit que le domaine de guidage est maintenant pris comme domaine de 1 visée, et L'évitement du terrain (EDT) est durci, c'est-à-dire que l'avion sera plus fermement contraint, quant.à sa trajec- toire, que lorsque le domaine de visée est le domaine de navigation, avec EDT souple. Les étapes 410 et 411 testent si l'avion a déjà pénétré le cercle-but CBi, ou s'il est en train de le faire. Si oui, l'étape 415 détermine un. écart l4r1 entre la route suivie par l'avion et la route de guidage sur le but futur (axe Bi Bi+1, figure 3), et teste si cet. écart, pris en valeur absolue, est inférieur à un seuil prédéterminé Arm * Si oui, on effectue la commutation de but en 450, c'est-à-dire que l'on remplace Bi par Bi+l, avec toutes les conséquences qui en résultent sur les domaines. Lorsque l'avion est commandé avec DV = DH (le domaine de visée est le domaine de guidage;sortie "non" de 411), la commutation de but est effectuée si: - une menace s'interpose (étape 420); - l'avion vient à sortir du domaine de visée (étape 430). IL en est de même lorsque l'avion est conunmmandé avec DV = DN (le domaine de visée est toujours le domaine de navigation du but Bi; sortie "non" de 401), dès lors que l'avion entre dans le domaine de commutation forcée DCF (étape 440). 5 Dans tous les cas, l'étape finale de retour 460 renvoie à l'étape 320, avec un résultat "oui" ou "non". Les fonctions illustrées sur la figure 5 sont réalisables par l'homme de l'art qui pourra en établir un organigramme détaillé, étant observé que: les étapes 400, 401, 410, 411, 430 et 440 éventuellement 420 font essentiellement intervenir des tests sur des grandeurs géométriques; l'étape 405 comporte un changement du point de visée, et un nouveau calcul du domaine de visée, l'établissement d'un EDT ferme ou "dur", et bien entendu le calcul des nouveaux paramètres de navigation de l'avion par rapport au domaine de guidage ou homing DH, qui devient le domaine de visée; - l'étape 415 peut se faire sous la forme d'un test d'écart angulaire entre la route actuelle et la route vers le but futur. Tout ceci décrit en détail l'étape 320 de la figure 4, dont la suite sera examinée maintenant. Le test 340 ramène le dispositif en 310 si le calcul d'un nouvel ordre EDT n'est pas nécessaire compte tenu des cadences de rafraîchissement. Dans le cas contraire, l'étape 355 calcule les trois fonctions coût, performance et pénalisation (il s'agit en fait du calcul de valeurs numériques découlant des fonctions). Ce calcul s'effectue: - en série pour les fonctions coût et performance; - en parallèle sur les deux précédentes pour la fonction pénalisation Le reste du calcul, qui vient en série sur l'ensemblê:des jcalculs de fonction, comprend: - en- 356,-le calcuL.du domaine des routes admissibles,-avec.en ; 357 un test pour savoir s'il y a ou non un couloir admissible dans ce domaine, puis, suivant ce test: - en 358-,on force l'avion sur une route commandée extrême: la limitedu domaine qui est la plus proche de la route de guidage ou homing sur le point de visée en cours, ou bien - en 359,on choisit le couloir de meilleure "performance" globale et le plus proche de la route de homing sur le point de visée. Ces caiculs. vont maintenant être décrits en plus de détails. Fonction coût La fonction coot est calculée sur tous les registres distances, exploités en évitement de terrain, de tous les couloirs réelle- ment scrutés par le radar. Suivant le type du radar, deux cas peuvent se présenter: a) radar à faible résolution en gisement, délivrant un nombre réduit de couloirs, typiquement trois ou quatre couloirs d'environ 100 chacun se recouvrant sur 2 ; b) radar à résolution élevée en gisement, délivrant de nombreux couloirs étroits, à faible recouvrement absolu. La Demanderesse a observé qu'il faut, pour un évitement de terrain. correct, introduire une garde latérale, de manière que l'avion ne--passe pas trop près d'un obstacle. Dans le cas a), cette-garde est fournie par le recouvrement entre couloirs adjacents. Dans Le cas b), ce recouvrement est insuffisant, et la. garde latérale est introduite. (combinée avec la garde verticale du suivi de. terrain) sous forme d'une fonction elliptique transversale; définie sur les registres iso-distance. Le calcul de la fonction coût comprend alors deux stades: - traitement couloir par couloir à distances croissantes: dans tout registre i, :l'altitude Zi telle que détectée par le radar est, le cas échéant, majorée jusqu'à l'altitude maximale rencontrée aux distances plus faibles, ce qui s'écrit: Zi -- sup [EZi, sup (Zk pour k l'effet en est illustré sur la figure 6. - traitement transversal pour tous' les. registres iso-distance; en vue d'une "prédiction" de la. hauteur de vol: cas a) du radar à faible résolution, la fonction coQt est FCji = Zji + ho - za o j est l'indice couloir i est l'indice distance (registre-distance) ho est une consigne de hauteur de survol Za est l'altitude instantanée de l'avion. cas b) du radar avec un nombre important de couloirs: la fonction elliptique précitée, dont un exemple est illus- tré figure 7, donne une altitude de vol zij au voisinage d'un obstacle. La fonction coût s'écrit alors: FCji = zji - fa .18,2723219 Il apparaIt que la fonction FCji ainsi déterminée. va repré- senter le "coût", en terme d'altitude. à accrottre, pour chaque couloir et chaque distance dans ce couloir.. Bien entendu, il est possible d'intégrer dans cette fonction coût d'autres critères, et notamment: - menaces qui sont ou non assimilées au relief; - distinction suivant qu'un point du relief est. dans une zone d'ombre ou une zone éclairée pour un organe de détection, par exemple du type aéroporté; - intervention d'autres facteurs, divers, notamment réserves de carburant ou impératifs horaires; d'o l'on déduit une modification artificielle du relief réel (surélévation d'altitude, le plus souvent). Fonction performance Notée FPR, cette fonction est calculée sur chaque couloir, entre les registres distance imin et i max' (ces rangs sontprédéterminés). Pour chaque valeur de i, la fonction coût FCij correspondante est pondérée en fonction de la distance par des coefficients ai, de loi hyperbolique (figure 8). Leur somme sur un couloir est une constante notée Sa. Dans le cas a) (nombre de couloirs faible), on interpole préalablement la fonction coût de manière à obtenir 1000 couloirs fictifs, pour une résolution gisement A. de l'ordre de 1 milliradian. La figure 9 montre le mode de calcul de la fonction performance. Dans un couloir donné. (indice jo) on part initialement du registredistance i = imin. Ensuite, itérativement, on scrute chaque fois trois registres distances à l'indice suivant i+1 - 19 qui sont dans le couloir o l'on;:se trouve j, et dans les deux couloirs adjacents j-1 et j+1. Le registre retenu est à chaque fois celui dont la fonction coût, pondérée (et le cas échéant interpolée) est la moindre. Il en résulte un cheminement5 comme illustré sur la figure 9, qui s'étend finalement de imin à imax. Ceci est en principe répété pour chacun des débuts de couloirs à imin, tel que jo.A chaque début de couloir, indice jo par exemple, on associe une fonction performance qui est la somme des fonctions coût rencontrées sur le cheminement10 déterminé. Ceci s'écrit: max FPRj = S. i FCki imin o k est la suite des indices des couloirs (en fonction de i) que traverse successivement ledit cheminement, ou ligne de moindre coût. En pratique, il est plus rapide d'opérer à l'envers, en commençant par les distances maximales {indices max) Au vu de la figure 10, qui correspond à un obstacle sur terrain plat, on constate que la zone d'influence de l'obstacle est d'autant plus étendue en distance que la discrimination en gisement des couloirs est plus grande. Pour obtenir une distance 25 de réaction (en évitement de terrain) de l'avion qui soit satisfaisante, il s'est avéré nécessaire d'adapter la discri- mination gisement en multipliant le nombre de couloirs par une interpolation quelconque entre deux couloirs initiaux. Cette adaptation conduit par ailleurs à des commandes de déroutement30 plus douces (ou souples). Fonction pénalisation Notée FPN, cette fonction est déterminée pour maintenir l'avion dans le domaine de visée DV en cours, tout en le dirigeant au mieux. vers le point de visée PV (avec DV = DN ou DE, et PV = PN ou PH, respectivement). 272321t9 Elle- peut:. également. tenir compte de toutes autres données angulaires de nature à influer sur la trajectoire souhaitable pour l'avion (menaces ou brouillages directionnels,notamment). I1 s. 'agit de plus de chercher à annuler l'angle de visée a5 (figurelA), et ce d'autant plus fermement que: Bmax - |' est petit L lest grand. La fonction de pénalisation préférée. s.'écrit: FPNj = p. (8max - 81 * + J o pest un coefficient d'adaptation,que l'on peut prendre , égalaà ho est un coefficient de durcissement de L'évitement de terrain, À est la fonction pénalisante proprement dite, centrée 1 sur -ao (CLa étant lié à la route actuelle), et ' aj est le décalage angulaire du couloir par rapport à la route suivie. Fonction À , La fonction À est de préférence définie simplement par deux segments de droite (figure 11a):, qui se coupent en mi (pour Oj = -=a) soit À = Uo. |89 + =0I 30. Le centrage de cette fonction sur a0 a les effets suivants: - favoriser la direction de visée vers PV lorsque l'avion est dans le domaine de visée (DN ou DH). On prend. alors co = a si amax -li >, 0 a. étant l'angle entre la route actuelle et la route de visée; ramener l'avion dans le domaine de visée DV lorsqu'il en est sorti. La définition de ao est alors différente. On détermine d'abord: atest = + k(e) [a - Bmax + AB o k(f) est une fonction de la forme illustrée à la figure llb, et Ae: un paramètre de réglage. On note c le signe de B, d'o il. vient: k(e) = vk (B -+ ú mi) +cko si ú. >/ -ain k( Ceci définit k, avec pour paramètres de réglage vk, amin et ko. En finale, ao est défini comme suit (figure 11c): max ò = E mCax (figure 13b) si. atest(a) (a maD si Ma tetmaxx aLO= 0 (figure 13c) si Ea test(a > max s0 = test(a) ailleurs (figure 13a) voa0 étant un paramètre de réglage. max L'homme de l'art comprendra que, si lai > emax (avion sorti de DN ou DH), on décale la route de visée (par rapport à la route normale du point PV = PN ou PH), d'une quantité proportionnelle à l'angle d écart li maxle facteur de proportionnalité étant d'autant plus fort que la est grand, c'est-à-dire que avarie plus vite. Coefficient de durcissement Par ce coefficient,; la Demanderesse cherche à accentuer la pénalisation en fonction de l'urgence de la réaction avion. Cette accentuation doit jouer du côté de la direction de visée o l'avion risque de sortir de DV.. Elle doit donc s'appliquer sur une seule tranche de la fonction À. On est ainsi conduit & distinguer deux cas: _ si eOj. j> 0, on définit les quantités aBp = B - si S >, B j max max ASp.= O si Bmax J.BN = B 8 + B si Bmax - |10. si max a> x SAs = Max+ On note maintenant par ABPN soit Aep. soit ASN,. suivant le cas. Puis,. on écrit: ZPN (A8PN, B) =1 (APN) + Y PN). 2 (E-S) Les fonctions Z1 Y et Z2 sont illustrées respectivement aux figures 12a, 12b et 12c. Leurs expressions analytiques sont données ci-après: 2. (AS) = si àa > Aà1 ç1 S= max A (10;- max) si A AB2 - AS 3y(A8) = Y 2A si AS 8o réglage par -UILet 80 Dans le cas général, on obtient finalement la fonction de pénalisation FPN. disymétrique dont la forme est illustrée sur la fiqure 14. Il est avantageux de compléter la fonction FPN par un ou plusieurs termes additifs tenant compte d'autres facteurs, liés à l'angle, tels que: menaces air-air, avions de chasse ennemis, par exemple; - brouilleurs à effet directionnel; - évaluation, en fonction de l'angle, des chances de survie face à un volume constitué d'un ensemble dense de menaces (sol-air, notamment). En pratique, si l'on désire interdire à l'angle de visée a de dépasser une valeur maximum amax, il suffit de choisir le déroutement commandé parmi iL'ensemble des couloirs, tels que: oi + aol de cet ensemble avec les routes possibles pour l'avion. Si cette intersection contient plusieurs routes, l'homme de l'art comprendra que le système décrit retient la meilleure route instantanée (étape 359). Cette route est "rafraîchie" à la cadence de 0,5 Hz. Dans le cas contraire (étape 358), la route commandée (par défaut) est définie comme la frontière du domaine de visée (DV = DN ou DH) qui est la plus proche de la route allant directement au point de visée (PV = PN ou PH). Ainsi, l'invention permet dans tous les cas de définir dans le plan horizontal un- ordre d'évitement de terrain pour l'avion (route EDT). En parallèle, l'avion est équipé de moyens de suivi de terrain, comme décrits par exemple dans la Demande de brevet citée plus haut, qui définissent un ordre de suivi de terrain (route SDT) dans le plan vertical. On décrira maintenant la combinaison de ces deux informations, en référence à la figure 15 (fonctions exécutées par l'organe 80, figure 1). Cette description'détaillée est donnée dans le cadre d'un radar à forte résolution (cas b) mentionné plus haut). La Demanderesse a observé que, lors d'une manoeuvre EDT, il ne faut pas que la fonction SDT oblige l'avion à prendre de l'al- titude.20 Mais, pour différentes raisons (découverte tardive d'une menace, déroutement trop important par rapport à la direction de visée, par exemple), l'avion peut être amené.à abandonner sa trajec- toire de moindre altitude de vol. Lors d'une telle manoeuvre,25 il faut assurer aue l'avion puisse franchir tout obstacle qui surviendrait. Deux moyens complémentaires sont prévus à cet effet: - la. trajectoire suivie par l'avion tient compte en permanence, dans le plan vertical, de reliefs voisins éventuels, par l'intermédiaire d'une protection latérale' (partielle, pour ne pas pénaliser l'altitude de vol). Cette protection latérale est obtenue par la scrutation (radar) d'un secteur angulaire entourant, en gisement, le vecteur vitesse de l'avion; toute manoeuvre de déroutement est sujette à une autorisation préalable du système. L'autorisation est accordée si les ordres SDT calculés sur le relief susceptible d'être. survolé n'atteignent pas des valeurs prohibitives (facteur de charge dépassant les possibilités du couple avion-pilote). Selon un aspect important de l'invention, ceci est obtenu en distinguant selon que.l'avion. vole en ligne droite ou en virage. 101Au départ. (étape 500, figure 15), on acquiert la route. suivie par l'avion, l'ordre délivré. par 1'EDT, pour calculer le déroutement restant à effectuer. Un ordre SDT est noté n (composante verticale. du. facteur de charge qui est normal au Plan des ailes). Un ordre EDT est noté ARc (pour déroutement commandé). Ligne droite L'ordre SDT en ligne droite, nLD, est calculé dans un secteur de gisement entourant le vecteur vitesse, secteur qui englobe NLD couloirs de scrutation. S'il existe un obstacle dans ce secteur, la fonction EDT en commandera l'évitement en temps utile (tenant. donc compte partiellement de cet obstacle).25 L'ordre SDT en ligne droite est donc.(étape 501): nLD = inf ni avec i = 1, NLD i o ni désigne l'ordre SDT calculé dans chaque couloir (par exemple selon la Demande de brevet précitée). L'homme de l'art comprendra qu'un tel ordre nLD permet de sortir correctement d'une.vallée en "cul de. sac" (cas le plus délicat), sans pénaliser l'altitude de. vol dans Le cas général.35 Tant que le déroutement commandé ARc reste dans le secteur "ligne droite", l'ordre SDT est n = nLD (étape 502). - L'étape 503 teste entre-temps si a > amax Si c'est le cas (étape 504), on mémorise la route commandée, mais on la remplace par la route suivie ARf (ARf définissant un dérou- ____tementforfaitaire inférieur à celui commandé selon ce qui 5.a:été-décrit plus haut). - C'est alors qu'intervient le test. 505 du fait que la. route commandée se trouve dans le secteur de ligne droite. Si oui, le passage à l'étape finale 520 confirme que: n = T1LD pour l'ordre SDT AR = ARc pour l'ordre EDT. Le cas contraire est le virage. Virage Dans ce cas, on calcule en outre un ordre SDT supplémentaire pour le virage, noté nVI, à partir dun ji dans chacun des20 couloirs séparant la route commandée de la frontière voisine du secteur de ligne droite (figure 16). Dans chaque couloir, d'indice j, du secteur "VI", on détermine comme précédemment un ordre SDT, ni j, mais en réduisant la25 portée de scrutation par rapport à celle utilisée pour les ni précédents. * Cette réduction de portée permet de ne pas "monter" sur un obstacle qui pourra être évité. Puis, on prend (étape 510)30 nVI = sup. (nj) Onr rappelle que "inf" et "sup" sont des fonctions désignant respectivement le plus petit et le plus qrand. élément d'un ensemble.35 L'étape 511 vient alors comparer nVI à un maximum admissible nVImax. Si le test est favorable, l'étape 512 établit l'ordre SDT à: n = sup (n, nrLD, nvrI) et l'on passe aussi à l'étape finale 520 qui ajoute l'ordre EDT correspondant, sans modification, à la route commandée. L'inclusion de n dans la fonction "sup" signifie qu'en virage, on ne diminuera pas une valeur de n précédemment calculée, ; pour des raisons de sécurité que comprendra l'homme de l'art. Si au contraire la sortie du test 511 montre que nVI dépasse le maximum, on considère- que l'avion ne peut effectuer le. virage a dans des conditions de sécurité suffisantes. On note niVI le facteur de charge acceptable en virage. L'étape 513 fixe alors provisoirement: n = sup En, r LD, inf (nVI,nVI)] Ensuite un test 51'4 détermine si a dépasse le seuil max, auquel cas on. rétablit en 515 la route commandée EDT (acceptant ainsi, à contre-coeur, de prendre de l'altitude) et l'étape terminale 520 vient confirmer l'ordre SDT provisoire i (étape 513) et l'ordre EDT. ! Si a commandée, plus proche du secteur de ligne droite. On réitère alors le calcul de nVI à partir de l'étape 505 jusqu'à obtenir une valeur de nIVI acceptable au test 511, ou jusqu'à retrouver25 le secteur de ligne droite. Etant observé qu'en virage n est défini par le plus grand des ni j, en réduisant la largeur du secteur "VI",on peut éviter de prendre en compte un obstacle de taille réduite présent dans ce secteur. De plus, par le fait que cette réduction se fait en allant du côté du secteur ligne droite, on évite un déroutement trop important. Un problème délicat apparaît lorsqu'un avion se trouve face à une falaise (ou autre obstacle transversal large et abrupt). L'homme de l'art comprendra que, par la mise en oeuvre de l'organigramme de la figure 15 (notamment en ses. étapes 503, 513 et 514), l'avion franchira la falaise, sans être complète- ment dérouté comme illustré par la flèche de la figure 17. 5. Bien entendu, la présente invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit, et peut faire l'objet de variantes, notamment par usage de moyens équivalents. Revendications 1.- Procédé pour élaborer des signaux de commande automatique d'un aéronef tel qu'un avion en survol à basse altitude, dans lequel: - on acquiert en temps réel un jeu de paramètres-avion repré- sentant la trajectoire instantanée de l'avion, - on dispose en mémoire d'un jeu de données-terrain repré- sentant la topographie de la région que l'avion s'apprête à survoler, et on détermine une route pour le survol de cette région, à basse altitude, en fonction d'une trajectoire nominale affectée à l'avion, caractérisé par les opérations suivantes, qui concernent les composantes de ladite route dans un plan horizontal: a) on mémorise la trajectoire nominale sous la forme des coordonnées numériques d'une suite de points-buts (Bi), à chacun desquels on associe au moins une autre valeur numérique propre à définir autour du point-but une zone- but, telle qu'un cercle (CBi) centré sur le point-but (Bi) et dont ladite autre valeur numérique est le rayon, b) pour le point-but en cours (Bil, vers lequel se dirige l'avion, on détermine, en relation géométrique prédéterminée avec la zone-but (CBi), au moins un domaine de visée (DV), défini par un secteur angulaire possédant un sommet PV qui pointe vers l'aval de la trajectoire de l'avion, ce secteur inscrivant sensiblement toute la zone-but {CBi), et sa bissectrice passant sensiblement au point-but (Bi), c) à partir des données-terrain, on détermine, pour chaque direction ou couloir de gisement que peut emprunter présen- tement l'avion, une fonction numérique de performance (FPR), laquelle constitue une évaluation d'un cheminement optimal partant selon cette direction, en fonction d'un jeu pré- déterminé de critères, qui comprend l'altitude de vol;- d) à partir dudit domaine de visée, on détermine une fonction numérique de pénalisation (FPN), tendant à maintenir l'avion dans le domaine de visée en cours (DV), ou. à l'y ramener d'autant plus fermement qu'il s'en écarte plus et plus vite, pour chaque couloir que peut emprunter présentement l'avion, et e) on détermine une route optimale, d'après les fonctions performance et pénalisation associées aux couloirs que peut emprunter présentement l'avion. 2.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'opération c) comprend les étapes suivantes: cl) on détermine une fonction numérique de coat (FC), asso- ciant, à chaque registre distance de chaque couloir de gisement, une grandeur d'évaluation sur la base d'une partie au moins desdits critères, et c2) on détermine la fonction numérique de performance (FPR) d'après la somme pondérée des fonctions de co t rencontrées lors d.'une progression pas à pas parmi des registres distances successifs avec à chaque pas un changement de gisement limité. 3.- Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'on détermine d'après la route optimale des ordres de suivi de terrain qui concernent le pilotage de l'avion dans un plan vertical, et en ce que l'ordre adressé à l'avion intègre d'une manière combinée l'ordre d'évitement de terrain associé la route optimale, et cet ordre de suivi de terrain pour35 arriver à une route définitive. 4.- Procédé selon l'une des revendications I à 3, caractérisé en ce que l'opération b) comprend pour chaque but (Bi) la détermination d'un domaine de navigation (DN) et d'un domaine de guidage (DH), tous deux en forme de secteur angulaire poin- tant (PN,PH) vers l'aval, le domaine de navigation (DN), ouvert, contenant la route qui joint le but vrécédent.(Bi-1) au but en cours (Bi) et le domaine de guidage (DH), fermé, étant sensiblement axé sur la direction qui va du but en cours (Bi) au but suivant (Bi+1), le domaine de visée (DV) étant d'abord le domaine de navigation (DN) puis le domaine de gui- dage (DH), lorsque ce dernier est pénétré par l'avion, et ensuite le domaine de navigation associé au but suivant.10 5.- Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'on passe au domaine de navigation associé au but suivant {Bi+1) lorsque l'avion a pénétré le cercle-but en cours (Bi) et qu'il s'est rapproché d'une manière prédéterminée de La route axiale du domaine de guidage (DH), ou lorsqu'il a pénétré un domaine de commutation forcée (DCF) extérieur au domaine de guidage (DH) et au cercle-but en cours (CBi), et dont la limite amont est voisine de la bissectrice de l'angle formé par le but précédent (Bi-1), le but en cours (Bi) et le but suivant (Bi+1). 6.- Procédé selon l'une des revendications 4 et 5, caractérisé en ce que l'opération d) établit un ordre ferme ou contraignant lorsque l'avion est dans le domaine de guidage, et un ordre souple lorsqu'il est dans le domaine de navigation. 7.- Procédé selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce qu'on passe aussi au domaine de navigation (DN) associé au but suivant (Bi+1) lorsque l'avion a pénétré le domaine de guidage (DH) et qu'il y rencontre une menace. 8.- Procédé selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que les frontières du domaine de navigation et du domaine de guidage font un angle prédéterminé (Smax) avec les droites respectives formées par les trois buts considérés, en ce que 351e domaine de guidage (DH) est tangent au cercle-but (CBi) associé, tout en étant fermé, à l'extérieur de ce cercle-but (CBi) et à l'opposé de son sommet (PH) par une courbe pré- déterminée telle que si l'avion se présente tangentiellement à cette courbe, il puisse rester à l'intérieur du domaine de guidage (DH), 32 en. ce quiele domaine de navigation. (DN) passe par le point de tangence: (F1) entre Le domai'ne de guidage' (DH) et le cercle-but (CBi), du côté aigu de l'angle formé par les trois buts.(Bi-1, Bi, Bi+ l), tout en. étant lui-même tangent en un5 point. {F2) au-cercle-but (CBi) de l'autre côté, et en ce que le domaine de commutation forcée. (DCF) comprend le demi-plan aval délimité par la droite joignant lesdits points de tangence (F1,F2), à l'exclusion du domaine de guidage (DH) et du cercle-but (CBi). 9.- Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la détermination cl) de la fonction coût comprend le nivellement de l'altitude de tout point sur l'al- titude maximale rencontrée dans les points précédents du même couloir de gisement. 10.- Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la détermination c2) de la fonction performance prend en compte une garde latérale sur des obstacles présents dans au moins un couloir adjacent. 11.- Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape c2) la pondération est effectuée selon une fonction hyperbolique de la distance. 12.- Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape d), la détermination de la fonction de pénalisation tient compte de I'angle (8) entre la droite joignant l'avion (A) au sommet (PV) du domaine de visée (DV) et l'axe (AV) de ce domaine de visée, de la dérivée temporelle (0) de cet angle, et de l'angle (a) formé par le vecteur vitesse horizontal (VH) de l'avion avec ladite droite. 13.- Procédé selon l'une des revendications précédentes, en combinaison avec la revendication 3, caractérisé en ce que le signal de commande pour L'avion combine les ordres de suivi de terrain et d'évitement de. terrain d'une manière différente suivant que la.route correspondante se. situe ou non dans un secteur "Ligne droite" d'ouverture prédéterminée. _14.- Dispositif-pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une desrevendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend: - des moyens (10,11) pour acquérir les paramètres instantanés de vol de l'avion et déterminer des paramètres de navigation (=, B,B)À - des moyens de traitement et de mémoire de masse: (40,41,21) propres à stocker des informations, en particulier sur des menaces que peut rencontrer l'avion, - des moyens de calcul et de mémoire. (30,31) propres à coopérer avec les moyens de. traitement pour définir au moins un domaine en fonction d'un but en cours (Bi), à l'intention 20. desdits moyens (10,11) pour déterminer les paramètres de navigation, - des moyens logiques (20) de commutation de but, en fonction de la position de l'avion à l'égard du ou desdits domaines, 25. - une mémoire (51i de données de terrain, remilie d'infor- mations (50) telles que celles d'un radar, et - un ensemble de calcul rapide (100) propre à déterminer les fonctions de co t, de performance et de pénalisation, à partir des données de trajectoire relativement au domaine qui lui sont fournies par l'unité de traitement (40) et du contenu de la mémoire de terrain (51), afin de définir (131) un déroutement commandé (ARc) pour l'avion en fonction de sa trajectoire actuelle. 15.- Dispositif selon la revendication 14, caractérisé en ce qu'il comprend en outre: - des.moyens (60) délivrant un ordre d'évitement de terrain (EDT) à partir du déroutement commandé, - des moyens (70) définissant un ordre de suivi de terrain (SDT) pour chaque route possible, et - des moyens (80) pour établir un signal d'ordre définitif pour l'avion en fonction des ordres d'évitement de terrain (EDT) et de suivi de terrain (SDT).