FR 2915304 A1 20081024 FR 0702893 A 20070420 PROCEDE DE CALCUL DE TRAJECTOIRE D'APPROCHE POUR AERONEF Le domaine de l'invention concerne les procédés de calcul des trajectoires d'approche pour aéronef. L'objet de l'invention est d'optimiser la trajectoire d'approche d'un aéroport par un aéronef de façon à limiter au mieux les nuisances environnementales au-dessus des zones aéroportuaires. Ces nuisances sont essentiellement le bruit et les émissions de gaz à effet de serre. Les procédures terminales pour le décollage ou l'atterrissage font l'objet depuis les années 1990 de recherches afin de diminuer ces nuisances. La figure 1 représente différents profils d'approche à l'atterrissage pour un aéronef A sur une piste d'atterrissage ARR. Les procédures actuelles non optimisées comportent des paliers et des segments de descente alternés comme indiqué sur la courbe blanche en escalier de la figure 1. Cette trajectoire verticale est appelée Current . Les paliers P permettent au contrôleur aérien de surveiller et de séparer les avions vis à vis du relief et vis à vis des autres avions sur des critères d'altitude. Ils permettent à l'avion de diminuer sa vitesse, et de changer sa configuration aérodynamique par la sortie des becs et des volets tout en garantissant le confort du passager. La mise en place de nouvelles procédures d'approche à moindre bruit et sans paliers conduit à des constructions de profils verticaux très optimisés où la marge de manoeuvre pour rattraper le plan vertical en cas de déviation est très faible. Deux profils d'approche optimisés sont représentés sur la figure 1. Les deux profils sont représentatifs de procédures verticales sans palier, plus connus sous les terminologies CDA, acronyme anglo-saxon de Continuous Descent Approach. Les pentes verticales de ces procédures sont figées car la vitesse et la poussée de l'aéronef sont figées. Dans ces procédures, on fige en général la poussée à une valeur faible, proche du régime ralenti moteur, appelée encore Idle Thrust afin de diminuer le bruit et les nuisances sonores. Les vitesses sont elles aussi fixées, soit à leur valeur optimale calculée par le système embarqué de gestion du vol, encore appelé FMS, acronyme de Flight Management System, soit en raison de contraintes que le contrôleur a pu fixer en certains points de l'approche. Chaque avion, compte tenu de ses performances, suit donc une pente résultant du couple vitesse économique/poussée réduite. Cette descente est dite OPT CONF/FPA. Elle est représentée par un ruban courbe sur la figure 1. De plus, dans certains cas, pour des raisons de déterminisme du positionnement de l'avion, des contraintes sur la trajectoire verticale peuvent être fixées par le contrôleur. Ces contraintes C de points de passage sont représentées sur la figure 1 par deux triangles inversés à pointe commune. Le FMS limite alors l'optimisation du profil à la détermination des vitesses correspondant à une poussée minimale. Cette descente est dite OPT CONF. Elle est représentée par un ruban droit sur la figure 1. Pour la plupart des appareils, la poussée résultante est alors supérieure à la poussée réduite afin de permettre le suivi de la trajectoire imposée. Le système embarqué de gestion du vol dit FMS est le calculateur qui détermine la géométrie du profil vertical, et envoie au pilote ou au pilote automatique les consignes de guidage pour suivre ce profil. La figure 2 représente un FMS disposant des fonctions décrites dans la norme AEEC, acronyme de Airlines Electronic Engineering Committee, portant la référence ARINC 702A et intitulée Advanced Flight Management Computer System . Ce système comporte notamment : • les fonctions de navigation nommées LOCNAV 170, pour effectuer la localisation optimale de l'aéronef en fonction des moyens de géolocalisation 60 qui peuvent être, par exemple, des moyens de localisation géo-satellitaires de type GPS ou GALILEO, des balises radios VHF, des centrales inertielles,...; • les fonctions de détermination de plan de vol nommées FPLN 110, permettant de saisir les éléments géographiques constituant le squelette de la route à suivre et qui sont les procédures de départ et d'arrivée, les points de passages encore appelés waypoints ou airways ; • la base de données de navigation nommée NAVDB 130, pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases, ces données étant des points, des balises, des segments d'interception ou d'altitude appelés legs ...; • la base de données de performance, nommée PRF DB 150 , contenant les paramètres aérodynamiques et les performances des moteurs de l'appareil ; • les fonctions de détermination de trajectoire latérale nommée TRAJ , 120 permettant de construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances avion et les contraintes de confinement appelées RNP ; • les fonctions de prédiction nommées PRED 140, permettant de construire un profil vertical optimisé sur la trajectoire latérale ; • les fonctions de guidage nommées GUID 200, pour guider dans les plans latéraux et verticaux l'aéronef sur sa trajectoire 3D, tout en optimisant la vitesse. Ces fonctions sont reliées au pilote automatique 80 , • les fonctions de liaisons de données numériques DATALINK 180 pour communiquer avec les centres de contrôle 70 et les autres aéronefs. L'ensemble du FMS est relié à des interfaces homme-machine 50 tels des écrans, des claviers, des désignateurs, ... Le fonctionnement du FMS est le suivant. Le plan de vol est entré par le pilote ou par une liaison de données à partir de données contenues dans la base de donnée de navigation. II consiste en une succession de segments appelés legs qui sont formés d'une terminaison et d'une géométrie de type virage, orthodromie, loxodromie ....Ces legs sont normalisés au niveau international dans un document de l'AEEC portant la référence ARINC 424. Le pilote entre ensuite les paramètres avion tels que sa masse, les niveaux de croisières, les critères d'optimisation permettant aux modules TRAJ et PRED de calculer respectivement la trajectoire latérale et le profil vertical en altitude et en vitesse de l'aéronef. Le profil vertical est bâti sur la trajectoire latérale et change donc avec celle ci. Le problème majeur, qui empêche aujourd'hui un déploiement massif des procédures d'approche en descente continue, vient de la façon dont les contrôleurs doivent opérer et de la méthode actuelle de construction des segments latéraux pour les procédures d'approche. En effet, lors de ces phases, il arrive très fréquemment que la structure du plan de vol de l'approche ne contienne pas que des legs fixant de façon déterministe la trajectoire de l'avion par rapport au sol. Ainsi il existe des legs de type demi droite , semi infinis, qui partent d'un point, le long d'un cap ou d'une route et filent à l'infini. Ils sont utilisés par le contrôle pour placer les avions sur un rail et les enchaîner ensuite pour les faire suivre le segment d'approche finale avec des espacements optimisés pour l'occupation de la piste. Ceci est illustré sur la figure 3 qui représente une vue dans un plan horizontal d'un plan de vol d'approche comportant différents legs dont un leg semi-infini. Sur cette figure et sur les suivantes, les extrémités des legs sont représentés par des croix notées WPTi et la piste d'atterrissage par un rectangle blanc noté ARR. En général, le FMS construit alors le profil vertical en faisant l'hypothèse que le leg semi infini se termine lorsqu'on atteint la projection orthogonale du leg suivant. Dans le cas de la figure 3, l'instruction est d'abord de suivre le plan de vol (WPT1 ... WPT5), puis de continuer sur le cap partant de WP5 en pointillés sur la figure 3. Le contrôleur contacte l'avion au bon moment pour lui commander un virage de demi tour afin de rejoindre l'approche finale à WPT6, par une instruction de DIRECT TO, par exemple. Il arrive également très fréquemment en phase d'approche que l'avion soit suivi et contrôlé au radar. On parle alors de radar vectoring . En effet, compte tenu de la forte densité de trafic aux abord des aérodromes, et de la nécessité d'enchaîner les avions à une cadence soutenue sur le segment final en vue de l'atterrissage, le contrôleur fait sortir les avions de leur trajectoire 3D optimisée pour les ralentir ou les accélérer comme illustré en figure 4. Le contrôleur dispose de trois degrés de liberté. Il peut envoyer à l'avion des consignes de cap, de vitesse et d'altitude. Les consignes de cap sont les plus utilisées en approche, afin de raccourcir ou au contraire d'allonger le plan de vol. Les consignes de vitesse et d'altitude sont des degrés de liberté plus complexes car, in fine, pour atterrir à la bonne vitesse et à l'altitude-piste requise, en assurant une séparation temporelle fixe entre les avions, il est nécessaire d'amener l'avion à l'entrée du segment final avec la bonne vitesse et la bonne altitude. Dans le cas du radar vectoring représenté en figure 4, l'avion est pris en cap par le contrôleur aérien. Il quitte la plan de vol. Le cap est représenté en pointillés devant l'avion. Au bon moment, le contôleur commande un DIRECT TO, avec éventuellement un cap d'interception sur le point WPT6. Le profil vertical nominal est calculé en partant du plan de vol latéral. Si celui ci inclut des discontinuités latérales, elles sont traitées classiquement , on effectue les prédictions en supposant une orthodromie entre les points amont et aval de la discontinuité. Pour les legs semi infinis, on projette orthogonalement sur le leg suivant pour déterminer un plan de vol latéral nominal comme illustré sur les figures 5 et 6 qui représentent une vue de dessus et une vue latérale d'un plan de vol d'approche. Sur ces figures, le point Proj correspond à la projection du leg semi-infini partant du point WPT5 sur le point WPT6, point de départ du leg suivant. Dans une grande majorité de cas, la trajectoire latérale évolue donc de façon quasi systématique pour tous les avions en approche. Par conséquent, le profil vertical optimisé pour réduire les nuisances ne peut être tenu. Le but du dispositif selon l'invention est de donner à l'équipage les moyens de décision et de négociation avec le contrôleur en leur calculant et en leur présentant les marges minimale et maximale pour lesquelles la manoeuvre verticale d'approche en descente continue reste possible de façon à maintenir une approche de type CDA. Plus précisément, l'invention a pour objet un procédé de calcul d'une procédure d'approche dite en descente continue pour aéronef, c'est-à-dire une procédure permettant de minimiser les nuisances environnementales créées par l'aéronef, ledit aéronef étant à une altitude et une distance données de la piste d'atterrissage, caractérisé en ce que ledit procédé comporte au moins : • une première étape de détermination d'une procédure d'approche dite standard consistant en une succession de segments finis ou de demi-droites semi-infinies appelés legs , les segments finis étant reliés entre eux par des points de passage notés WPT(i) , les demi-droites semiinfinies étant reliées au leg suivant par un point noté Proj(i) , projection orthogonale sur le leg suivant, cette procédure permettant de déterminer une distance standard notée Dist-reference ; • une seconde étape de détermination d'une procédure d'approche dite minimale permettant de déterminer la distance minimale notée Dist-ADC-min permettant de rejoindre la piste en utilisant les angles de descente maximaux autorisés; • une troisième étape de détermination d'une procédure d'approche dite maximale permettant de déterminer la distance maximale notée Dist-ADC-max permettant de rejoindre la piste en utilisant les angles de descente minimaux autorisés; • une quatrième étape de comparaison des distances Dist-ADC-min et Dist-ADC-max avec la distance Dist-reference, la procédure d'approche en descente continue étant possible si la distance Dist-reference est inférieure à la distance maximale Dist-ADC-max et supérieure à la distance minimale Dist-ADC-min. On entend par angle de descente maximal ou minimal autorisé un 25 angle de descente : • permis par la gestion optimisée de la sortie des configurations aérodynamiques comme les becs, volets et trains d'atterrissage et par les performances maximales de l'aéronef et, 30 • éventuellement limité par le constructeur, la compagnie ou l'équipage pour, par exemple, des raisons de sécurité de vol. Avantageusement, lorsque la procédure en descente continue est possible, alors chaque point Proj(i) est remplacé par deux points notés Proj(i)_early et Proj(i)_late déterminés de la façon suivante : • chaque point Proj(i)_early est obtenu en déplaçant Proj(i) sur le leg qui le supporte jusqu'à ce que, soit la distance du plan de vol devient égale à Dist-ADC-min, soit Proj(i) rejoint le point qui le précède, la distance de référence étant recalculée en positionnant le point sur Proj(i)_early. • le point Proj(1)_late est obtenu en déplaçant Proj(1) sur le leg qui le supporte jusqu'à ce que la distance du plan de vol devient égale à Dist-ADC-max ; pour i différent de 1, chaque point Proj(i)_late est placé sur le point Proj(i). L'invention concerne également un système de gestion de vol comprenant des moyens de mise en oeuvre du procédé de calcul précédent, ledit système comportant alors des moyens de transmission à un contrôle aérien des informations issues dudit procédé. Enfin, l'invention concerne un interface homme-machine configuré pour fournir au pilote les une représentation graphique d'un plan de vol, comportant les informations de Proj(i)_early et Proj(i)_late telles que définies précédemment. L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre donnée à titre non limitatif et grâce aux figures annexées parmi lesquelles : • La figure 1 représente les différents profils d'approche d'un aéronef à l'atterrissage ; • La figure 2 représente les différentes fonctions réalisées par un système de gestion de vol d'aéronef ; • Les figures 3 et 4 représentent en vue de dessus des plans de vol d'approche selon l'art antérieur ; • Les figures 5 et 6 représentent, en vue de dessus et en vue latérale, un plan de vol d'approche selon l'art antérieur ; • Les figures 7 et 8 représentent deux plans de vol selon l'invention, le premier comporte le positionnement d'un point, le second comporte le positionnement de deux points. On nomme Pr(*) chacun des points définis arbitrairement par le FMS sur des legs semi-infinis. Le système de gestion de vol selon l'invention remplace la visualisation de ce point par celle des deux extrémités d'un segment [Proj(i)_early, Proj(i)_late] tels que les points Proj(i)_early et Proj(i)_late correspondent respectivement aux distances minimale et maximale que peut parcourir l'aéronef tout en conservant sa procédure d'approche en descente continue, de façon que, si le plan de vol se déroule en choisissant un point Proj(i) à l'intérieur de ce segment, alors l'approche en descente continue reste possible. Les étapes du procédé selon l'invention sont décrites ci-dessous. Dans une première étape, le FMS calcule classiquement la distance correspondant au plan de vol latéral passant par les points classiques Proj(i) comme il a été détaillé plus haut. Cette distance est nommée Dist_reference. Dans une seconde étape, le FMS construit à rebours en partant de la piste, une procédure d'approche en descente continue en utilisant les angles de descente les plus raides possibles, avec une poussée ralentie, plus connue sous le terme anglo-saxon de IDLE . Il peut éventuellement utiliser les pentes en configuration lisse, volets et becs sortis, mais aussi utiliser les aéro-freins de type speed-brakes ou airbrakes, ainsi que la sortie de trains d'atterrissage. II s'arrête lorsque la procédure a atteint l'altitude correspondant à celle de l'avion courante. Cela donne une distance minimale à la piste autorisant une approche en descente continue que l'on appelle Dist-ADC-min. De manière similaire, dans une troisième étape, le FMS construit à rebours une procédure d'approche en descente continue en utilisant des angles de descente les plus plats possibles en respectant les angles minimums imposés pour l'avion en descente, avec une poussée IDLE réduite. Il s'arrête lorsque la procédure a atteint l'altitude correspondant à celle de l'avion courante. Cela donne une distance maximale à la piste autorisant une approche en descente continue appelée Dist-ADC-max. Dans une quatrième étape, le FMS établit une comparaison des distances Dist-ADC-min et Dist-ADC-max avec la distance Dist-reference, la procédure d'approche en descente continue étant possible si la distance Dist-reference est inférieure à la distance maximale Dist-ADC-max et supérieure à la distance minimale Dist-ADC-min. Dans le cas où la procédure en descente d'approche est possible, 5 alors chaque point Proj(i) est remplacé par deux points notés Proj(i)_early et Proj(i) _late déterminés de la façon suivante : • chaque point Proj(i)_early est obtenu en déplaçant Proj(i) sur le leg qui le supporte jusqu'à ce que, soit la distance du plan de vol devient égale à Dist-ADC-min, soit le point Proj(i) rejoint le 10 point qui le précède, la distance de référence étant recalculée en positionnant le point sur Proj(i)_early. • le point Proj(1)_late est obtenu en déplaçant Proj(1) sur le leg qui le supporte jusqu'à ce que la distance du plan de vol devient égale à Dist-ADC-max ; pour i différent de 1, chaque 15 point Proj(i)_late est placé sur le point Proj(i). A titre d'exemples, les figures 7 et 8 illustrent deux configurations de procédures d'approche représentées dans un plan horizontal où le procédé selon l'invention est mis en oeuvre. Sur ces figures, les points Proj(i) 20 sont représentés par des crochets. Sur la figure 7, le plan de vol initial ne comportait qu'un point Proj(1), projection du point WPT6 sur le leg semi-infini partant du point WPT5. Dans ce cas, le procédé remplace le point Proj(1) par les deux points notés Proj(1)_early et Proj(1)_Iate en suivant les conventions indiquées plus 25 haut. Sur la figure 8, le plan de vol initial comportaient deux points Proj(1), projections des points WPT4 et WPT7 sur les leg semi-infinis partant respectivement des points WPT3 et WPT6. Dans ce cas, le procédé remplace le point Proj(1) par les deux 30 points notés Proj(1)_early et Proj(1)_late en suivant les conventions indiquées plus haut. Proj(1)_early est alors confondu sur cette figure avec WPT3. Le procédé remplace le point Proj(6) par les deux points notés Proj(6)_early et Proj(6)_Iate en suivant les conventions indiquées plus haut. 35 Proj(6)_Iate est alors confondu sur cette figure avec le point Proj(6) initial. REVENDICATIONS 1. Procédé de calcul d'une procédure d'approche dite en descente continue pour aéronef, c'est-à-dire une procédure permettant de minimiser les nuisances environnementales créées par l'aéronef, ledit aéronef étant à une altitude et une distance données de la piste d'atterrissage, caractérisé en ce que ledit procédé comporte au moins : • une première étape de détermination d'une procédure d'approche dite standard consistant en une succession de segments finis et/ou de demi-droites semi-infinies appelés legs , les segments finis étant reliés entre eux par des points de passage notés WPT(i) , les demi-droites semiinfinies étant reliées au leg suivant par un point noté Proj(i) , projection sur le leg suivant, cette procédure permettant de déterminer une distance standard notée Distreference ; • une seconde étape de détermination d'une procédure d'approche dite minimale permettant de déterminer la distance minimale notée Dist-ADC-min permettant de rejoindre la piste en utilisant les angles de descente maximaux autorisés ; • une troisième étape de détermination d'une procédure d'approche dite maximale permettant de déterminer la distance maximale notée Dist-ADC-max permettant de rejoindre la piste en utilisant les angles de descente minimaux autorisés ; • une quatrième étape de comparaison des distances Dist-ADC-min et Dist-ADC-max avec la distance Dist-reference, la procédure d'approche en descente continue étant possible si la distance Dist-reference est inférieure à la distance maximale Dist-ADC-max et supérieure à la distance minimale Dist-ADC-min. 2. Procédé de calcul d'une procédure d'approche selon la revendication 1, caractérisé en ce que, lorsque la procédure en descentecontinue est possible, alors chaque point Proj(i) est remplacé par deux points notés Proj(i)_early et Proj(i)_Iate déterminés de la façon suivante : • chaque point Proj(i)_early est obtenu en déplaçant Proj(i) sur le leg qui le supporte jusqu'à ce que, soit la distance du plan de vol devient égale à Dist-ADC-min, soit Proj(i) rejoint le point qui le précède, la distance de référence étant recalculée en positionnant le point sur Proj(i)_early. • le point Proj(1)_Iate est obtenu en déplaçant Proj(1) sur le leg qui le supporte jusqu'à ce que la distance du plan de vol devient égale à Dist-ADC-max ; pour i différent de 1, chaque point Proj(i)_late est placé sur le point Proj(i). 3. Système de gestion de vol comprenant des moyens de mise en oeuvre du procédé de calcul selon l'une des revendications 1 ou 2, 15 caractérisé en ce que ledit système comporte des moyens de transmission à un contrôle aérien des informations issues dudit procédé. 4. Interface homme-machine configuré pour fournir au pilote les une représentation graphique d'un plan de vol, caractérisé en ce que ledit 20 interface comporte des moyens permettant d'afficher sur ladite représentation les informations de Proj(i)_early et Proj(i)_Iate telles que définies en revendication 2. 10