FR 2925711 A1 20090626 FR 0709012 A 20071221 1 La présente invention concerne un procédé et un dispositif de guidage automatique d'un aéronef, dit aéronef suiveur, qui suit avec un espacement particulier conformément à une manoeuvre d'espacement un aéronef, dit aéronef suivi, qui le précède, et ceci lors d'une procédure d'atterrissage, en particulier sur une piste d'un aéroport. On estime qu'avec l'accroissement constant du trafic aérien, ce dernier va tripler dans les vingt prochaines années. Aussi, de nouvelles méthodes sont recherchées pour éviter la saturation des plates-formes aéroportuaires les plus chargées. L'une de ces méthodes consiste à déléguer à un aéronef (aéronef suiveur), en particulier un avion de transport, la réalisation automatique d'une manoeuvre d'espacement par rapport à un autre aéronef (aéronef suivi) qui vole devant lui, dans les zones terminales du contrôle aérien. Avec une telle méthode, un contrôleur aérien indique à l'aéronef suiveur, à l'aide d'un système de radiocommunication usuel, quel 15 aéronef il doit suivre, le type de manoeuvre à réaliser, et la valeur de l'espacement à respecter, qui est généralement donné en valeur de temps. L'aéronef suiveur va alors, de façon automatique, acquérir puis maintenir l'espacement requis, en appliquant des commandes de poussées successives, qui sont calculées en fonction de la position relative de l'aéronef 20 suiveur par rapport à l'aéronef suivi. La réalisation d'une telle manoeuvre d'espacement automatique permet d'augmenter les capacités d'atterrissage et de décollage des pistes d'un aéroport, en optimisant les distances entre les aéronefs (à l'atterrissage et au décollage). Toutefois, les variations de vitesse nécessaires à la régulation de 25 l'espacement de l'aéronef suiveur, par rapport à l'aéronef suivi, qui peu-vent présenter des performances différentes, couplées à un profil vertical généralement en descente, peuvent accroître l'énergie de l'aéronef suiveur, et ceci jusqu'à la rendre trop importante pour permettre à cet aéronef suiveur d'effectuer un atterrissage dans les conditions de sécurité requises. L'aéronef suiveur ne pouvant, dans une telle situation, décélérer suffisamment, est alors obligé de remettre les gaz et de retenter une nouvelle approche. Une telle procédure de remise des gaz coûte cher à la compagnie aérienne et va à l'encontre de l'objectif premier d'un espace-ment automatique, à savoir augmenter la capacité des pistes d'atterrissage. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé de guidage automatique d'un aéronef, dit aéronef suiveur, qui est susceptible de suivre avec un espacement particulier conformément à une manoeuvre d'espacement un aéronef, dit aéronef suivi, qui le précède, lors d'une procédure d'atterrissage, procédé qui permet notamment d'éviter des remises de gaz intempestives de type pré- cité. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que, lorsqu'un guidage de l'aéronef suiveur est engagé, on réalise, de façon automatique, les opérations suivantes : a) on détermine des premiers ordres de guidage destinés à faire voler l'aéronef suiveur à une vitesse lui permettant de suivre l'aéronef suivi avec ledit espacement particulier (qui est, de préférence, donné en valeur de temps) ; b) on détermine des seconds ordres de guidage destinés à faire voler l'aé- ronef suiveur à une vitesse lui permettant de réaliser la procédure d'atterrissage ; c) on surveille l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur de manière à pouvoir détecter une situation d'incompatibilité, pour laquelle l'état 3 énergétique actuel de l'aéronef suiveur est trop élevé et est incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage ; et d) on applique à l'aéronef suiveur : dl) lesdits premiers ordres de guidage, en situation normale en l'ab-5 sence de détection d'une situation d'incompatibilité ; et d2) lesdits seconds ordres de guidage, dès qu'une situation d'incompa-tibilité est détectée et tant que cette situation d'incompatibilité per-dure. Ainsi, grâce à l'invention, lorsque l'état énergétique de l'aéronef 10 suiveur devient incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage, en raison d'une vitesse trop élevée, on applique à l'aéronef des seconds ordres de guidage qui sont déterminés de manière à permettre la réalisation d'une telle procédure d'atterrissage (et ceci à la place de premiers ordres de guidage qui sont formés de manière à permettre à l'aéro- 15 nef suiveur de suivre avec un espacement particulier l'aéronef suivi qui le précède). Dans une telle situation d'incompatibilité, la priorité est donc donnée au maintien de la capacité d'atterrissage au détriment du maintien d'une séparation (relative à une manoeuvre d'espacement). En revanche, aussi longtemps qu'une situation d'incompatibilité de 20 ce type n'est pas détectée, on applique à l'aéronef suiveur lesdits premiers ordres de guidage qui sont destinés à faire voler cet aéronef suiveur à une vitesse lui permettant de suivre l'aéronef suivi avec ledit espace-ment précité conformément à une manoeuvre d'espacement. Par conséquent, la présente invention permet d'empêcher des re- 25 mises de gaz intempestives telles que précitées, en contrôlant automatiquement, durant toute la manoeuvre d'espacement, l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur, afin qu'il reste compatible avec l'exécution d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage (avec si nécessaire une limitation des ordres de guidage relatifs à la vitesse). Dans le cadre de la présente invention, on entend par état énergétique d'un aéronef la somme des énergies acquises par l'aéronef lors d'un vol dues principalement à sa vitesse et à son altitude (énergie cinétique et énergie potentielle). De façon avantageuse, une situation d'incompatibilité est détectée lorsque la- distance horizontale, entre la position actuelle de l'aéronef suiveur et le seuil d'une piste d'atterrissage utilisée par cet aéronef suiveur pour son atterrissage, est inférieure à une distance d'approche minimale relative à une procédure d'approche particulière en vue d'un atterrissage. Par ailleurs, dans un premier mode de réalisation : à l'étape b), on détermine des seconds ordres de guidage permettant de réaliser une décélération progressive de l'aéronef suiveur conformément à une loi de décélération prédéterminée ; et à l'étape c) : • on compare la distance horizontale, entre la position actuelle de l'aéronef suiveur et le seuil d'une piste d'atterrissage utilisée par cet aéronef suiveur pour son atterrissage, à une distance d'approche minimale relative -à une procédure d'approche particulière en vue d'un atterrissage ; et • on détecte une situation d'incompatibilité lorsque ladite distance horizontale, entre la position actuelle de l'aéronef suiveur et le seuil d'une piste d'atterrissage utilisée par cet aéronef suiveur pour son atterrissage, est inférieure à ladite distance d'approche minimale relative à une procédure d'approche particulière en vue d'un atterris-sage. En outre, dans un second mode de réalisation : à l'étape a))-, on calcule des premiers ordres de guidage correspondant à des consignes d'espacement exprimées en vitesse ; à l'étape b), on calcule une vitesse maximale que l'aéronef suiveur doit respecter pour conserver une capacité d'atterrissage, cette vitesse maximale représentant lesdits seconds ordres de guidage ; et à l'étape c), on compare lesdites consignes d'espacement à ladite vi- Lesse maximale et on détecte une situation d'incompatibilité lorsque lesdites consignes d'espacement sont supérieures à ladite vitesse maximale. Par ailleurs, de façon avantageuse, dans une étape préliminaire : on estime la vitesse et l'altitude qu'aura l'aéronef suiveur lorsqu'il aura 1 o acquis ledit espacement particulier par rapport à l'aéronef suivi (à un point d'acquisition) ; on déduit, de ladite vitesse et de ladite altitude, l'état énergétique correspondant de l'aéronef suiveur (à ce point d'acquisition) ; et on vérifie si cet état énergétique est compatible ou incompatible avec 15 l'exécution d'une procédure d'atterrissage. Dans ce cas, dans une première variante de réalisation, pour la-quelle ladite vitesse et ladite altitude sont des valeurs fixées à l'avance, on n'engage pas ledit guidage (automatique) de l'aéronef suiveur, si son état énergétique est incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterris- 20 sage. En outre, dans une seconde variante de réalisation, pour laquelle au moins l'un des paramètres entre la vitesse et l'altitude est estimé, on émet un signal d'alerte, si l'état énergétique de l'aéronef suiveur est in-compatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage. 25 La présente invention concerne également un dispositif de guidage automatique d'un aéronef, dit aéronef suiveur, en particulier un avion de transport (civil ou militaire), qui suit avec un espacement particulier conformément à une manoeuvre d'espacement un aéronef, dit aéronef suivi, qui le précède, lors d'une procédure d'atterrissage. Selon l'invention, ce dispositif de guidage automatique qui est em- barqué sur l'aéronef suiveur, est remarquable en ce qu'il comporte : ù des moyens pour déterminer, automatiquement, des premiers ordres de guidage destinés à faire voler l'-aéronef suiveur à une vitesse lui permet- tant de suivre l'aéronef suivi avec ledit espacement particulier ; - des moyens pour déterminer, automatiquement, des seconds ordres de guidage destinés à faire voler l'aéronef suiveur à une vitesse lui permet-tant de réaliser la procédure d'atterrissage ; - des moyens pour surveiller, automatiquement, l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur de manière à pouvoir détecter une situation d'in-compatibilité, pour laquelle l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur est trop élevé et est incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage ; et ù des moyens pour appliquer, automatiquement, à l'aéronef suiveur : • lesdits premiers ordres de guidage, en situation normale en l'ab- sence de détection d'une situation d'incompatibilité ; et • lesdits seconds ordres de guidage, dès qu'une situation d'incompatibilité est détectée et tant que cette situation d'incompatibilité perdure. En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif de guidage automatique comporte, de plus, des moyens pour engager ledit dispositif de guidage automatique. On sait que la capacité d'atterrissage d'un aéronef est liée à sa capacité de perdre de l'énergie. Aussi, pour qu'un aéronef puisse se poser en toute sécurité, son énergie totale doit atteindre un niveau bas, qui dé-pend essentiellement de sa vitesse d'atterrissage et de l'altitude de la piste. Le dispositif conforme à l'invention est en mesure de détecter, au cours d'une manoeuvre d'espacement, une situation d'incompatibilité pour laquelle l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur est trop élevé et re- 7 présente donc une situation de sur-énergie, et il introduit automatique-ment, en cas de détection d'une telle situation de sur-énergie, des limitations permettant à l'aéronef suiveur de conserver un état énergétique compatible avec l'exécution d'un atterrissage. Dans une telle situation de sur-énergie, le dispositif conforme à l'invention donne donc la priorité au maintien de la capacité d'atterrissage au détriment du maintien d'une séparation (relative à une manoeuvre d'espacement). La présente invention concerne également un aéronef qui est muni d'un dispositif de guidage automatique tel que celui précité. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. La figure 2 illustre schématiquement des moyens pour appliquer des ordres de guidage, qui font partie d'un dispositif conforme à l'invention. La figure 3 est le schéma synoptique d'un mode de réalisation préféré d'un dispositif conforme à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à guider automatiquement un aéronef, dit aéronef suiveur, non représenté. Ce dispositif de guidage automatique 1 est destiné à guider l'aéronef suiveur, en particulier un avion de transport, civil ou militaire, afin qu'il suive, avec un espacement particulier confor- mément à une manoeuvre d'espacement usuel, un aéronef (non représenté), dit aéronef suivi, qui le précède. Dans le cadre de la présente invention, ce guidage automatique conformément à une manoeuvre d'espacement doit être réalisé au moins lors d'une procédure d'atterrissage de l'aéronef suiveur sur un aéroport, c'est-à-dire lors de l'approche de la piste d'atterrissage utilisée pour l'atterrissage, ainsi que lors de l'atterrissage proprement dit sur cette piste d'atterrissage. Afin notamment d'éviter des remises de gaz intempestives lors d'une telle procédure d'atterrissage, ledit dispositif de guidage automati- que 1 qui est embarqué sur l'aéronef suiveur, comporte : des moyens -2 pour déterminer, automatiquement, des premiers ordres de guidage (longitudinal) qui sont destinés à faire voler l'aéronef suiveur conformément à une manoeuvre d'espacement requise. Plus précisé-ment, ces premiers ordres de guidage sont destinés à faire voler l'aéro- nef suiveur à une vitesse qui lui permet de suivre l'aéronef suivi avec un espacement particulier conforme à la manoeuvre d'espacement envisagée ; des moyens 3 pour déterminer, automatiquement, des seconds ordres de guidage (longitudinal) qui sont destinés à faire voler l'aéronef suiveur à une vitesse qui ne doit pas être trop élevée de manière à permettre audit aéronef suiveur de réaliser la procédure d'atterrissage prévue ; des moyens 4 pour surveiller, automatiquement, l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur. Dans le cadre de la présente invention, on en-tend par état énergétique d'un aéronef la somme des énergies acquises par l'aéronef lors d'un vol dues principalement à sa vitesse et à son altitude (énergie cinétique et énergie potentielle). Lesdits moyens 4 sont susceptibles de détecter, lors de cette surveillance, une situation d'in-compatibilité, pour laquelle l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur est trop élevé et est incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage. Bien entendu, si une telle situation d'incompatibilité n'est pas détectée, on se trouve dans une situation de compatibilité, pour la-quelle l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur est compatible avec l'exécution de la procédure d'atterrissage prévue ; 9 des moyens 5 qui sont, par exemple, reliés par l'intermédiaire d'une liai-son 6A auxdits moyens 4 et qui font partie, avec ces derniers, d'une unité 6 qui est reliée par l'intermédiaire de liaisons 7 et 8 respective-ment auxdits moyens 2 et 3. Ces moyens 5 sont formés de manière à sélectionner, automatiquement, en fonction de la surveillance réalisée par lesdits moyens 4, lesdits premiers ordres de guidage ou lesdits seconds o-rdres de guidage. Plus précisément, lesdits moyens 5 sélectionnent : lesdits premiers ordres de guidage, dans une situation énergétique ~o normale, c'est-à-dire en l'absence de détection d'une situation d'in- compatibilité ; et lesdits seconds ordres de guidage, dès qu'une situation d'incompatibilité est détectée et tant que cette situation d'incompatibilité perdure ; et 15 û des moyens 9 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 10 auxdits moyens 5 et qui sont formés de manière à appliquer automatiquement à l'aéronef suiveur, de façon usuelle, les (premiers ou seconds) ordres de guidage longitudinal sélectionnés par lesdits moyens 5. Ainsi, lorsque l'état énergétique de l'aéronef suiveur devient in- 20 compatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage, en raison d'une vitesse trop élevée, le dispositif 1 conforme à l'invention applique automatiquement à cet aéronef suiveur des seconds ordres de guidage longitudinal qui sont déterminés de manière à permettre la réalisation d'une telle procédure d'atterrissage (et ceci à la place de premiers ordres 25 de guidage longitudinal qui sont formés de manière à permettre à l'aéronef suiveur de suivre avec un espacement particulier l'aéronef suivi qui le pré-cède). En revanche, aussi longtemps qu'une situation d'incompatibilité de ce type n'est pas détectée, le dispositif 1 applique automatiquement à l'aéronef suiveur lesdits premiers ordres de guidage qui sont donc destinés à faire voler cet aéronef suiveur à une vitesse lui permettant de suivre l'aéronef suivi avec ledit espacement précité conformément à une manoeuvre d'espacement. Par conséquent, le dispositif de guidage automatique 1 conforme à la présente invention permet d'empêcher des remises de gaz intempestives de l'aéronef suiveur lors de la procédure d'atterrissage, en surveillant automatiquement, durant toute la manoeuvre d'espacement, l'état énergétique actuel dudit aéronef suiveur, et en l'adaptant si nécessaire afin qu'il reste compatible avec l'exécution d'une procédure d'approche en vue d'un atterrissage (en limitant dans ce cas sa vitesse). Lesdits moyens 2 sont destinés à déterminer automatiquement des premiers ordres de-guidage qui permettent : si ce n'est pas encore le cas, d'acquérir l'espacement particulier qui est 15 requis par la manoeuvre d'espacement ; et dès que cette acquisition est réalisée, de maintenir cet espacement particulier. De façon usuelle, pour acquérir l'espacement particulier requis, lesdits premiers ordres de guidage doivent faire voler l'aéronef suiveur à 20 une vitesse permettant d'arriver à un point d'acquisition particulier avec l'espacement requis, par rapport à l'aéronef suivi. En outre, pour maintenir automatiquement cet espacement requis, à partir de ce point d'acquisition, lesdits premiers ordres de guidage doivent être tels qu'ils permettent d'appliquer des commandes en poussées successives à l'aéronef suiveur. 25 Dans ce dernier cas, lesdits premiers ordres de guidage sont, notamment, calculés en fonction de la distance relative de l'aéronef suiveur par rapport à l'aéronef suivi et en fonction de la vitesse actuelle dudit aéronef suivi. En outre, dans un mode de réalisation préféré représenté sur la figure 2, lesdits moyens 9 comportent : 11 une unité de calcul 11 qui est reliée auxdits moyens 5 par la liaison 10 et qui élabore, de façon usuelle, des consignes de poussée de l'aéronef suiveur en fonction des (premiers ou seconds) ordres de guidage longitudinal reçus desdits moyens 5 ; un ensemble 12 de moyens commandés, en particulier des moteurs de l'aéronef suiveur, qui permettent d'agir sur la vitesse dudit aéronef suiveur ; et un ensemble 13 de moyens d'actionnement qui reçoivent les consignes de poussée de ladite unité de calcul 11 par l'intermédiaire d'une liaison 14 et qui appliquent ces consignes de poussée auxdits éléments commandés de l'ensemble 12, comme illustré par une liaison 15 en traits mixtes. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 2, 3, 4 et 5 peuvent faire partie d'une unité centrale 16, comme représenté sur la figure 1. En outre, dans une variante de réalisation particulière, ladite unité de calcul 11 des moyens 9 peut également faire partie de cette unité centrale 16. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 19 qui font partie d'une unité 17 (qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 18 à ladite unité centrale 16) et qui sont formés de manière à engager automatiquement, si des conditions particulières sont remplies, ledit dispositif de guidage automatique 1, comme précisé ci-dessous. Pour ce faire, dans un mode de réalisation particulier, ladite unité 17 comporte des éléments intégrés (non représentés) pour respectivement : û estimer la vitesse et l'altitude qu'aura l'aéronef suiveur lorsqu'il aura acquis ledit espacement particulier par rapport à l'aéronef suivi ; û déduire de cette vitesse et de cette altitude, l'état énergétique corres- pondant de l'aéronef suiveur i et vérifier si cet état énergétique est compatible ou incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage. Lesdits moyens 19 sont formés, plus précisément, pour inhiber l'engagement dudit dispositif 1, si l'état énergétique est incompatible av-ec l'exécution d'une procédure d'atterrissage, et si ladite vitesse et ladite alti- tude sont toutes deux des valeurs fixées à l'avance. En outre, ladite unité 17 peut également comporter des moyens 24 pour émettre un signal d'alerte, par exemple de type sonore et/ou de type visuel, si l'état énergétique de l'aéronef suiveur est incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage, et si la vitesse et/ou l'altitude ont été estimées (et non pas fixées à l'avance). Ce signal d'alerte peut être émis à destination de l'équipage de l'aéronef, mais également, dans une réalisation particulière, à destination d'un poste de contrôle aérien. On sait que la capacité d'atterrissage d'un aéronef est liée à sa capacité de perdre de l'énergie. Aussi, pour se poser en toute sécurité, l'énergie totale de l'aéronef suiveur doit atteindre un niveau bas, qui dé-pend essentiellement de sa vitesse d'atterrissage et de l'altitude de la piste. Le dispositif 1 conforme à l'invention est en mesure de détecter, au cours d'une manoeuvre d'espacement, une situation d'incompatibilité pour laquelle l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur est trop élevé et représente donc une situation de sur-énergie, et il est formé de manière à introduire automatiquement, en cas de détection d'une telle situation de sur-énergie, des limitations permettant à l'aéronef suiveur de conserver un état énergétique compatible avec l'exécution d'un atterrissage. Dans une telle situation de sur-énergie, la priorité est donc donnée au maintien de la capacité d'atterrissage au détriment du maintien d'une séparation (relative à une manoeuvre d'espacement). Les- situations de sur-énergie sont détectées par comparaison d'une distance de valeur Xstandard ou Xlimite, précisée ci-dessous, avec la distance entre l'aéronef et le seuil de la piste d'atterrissage (utilisée pour l'atterrissage). Lorsque la différence entre ces deux distances devient inférieure à un seuil donné, des limitations en vitesse sont appliquées automatiquement sur les ordres calculés par la loi d'espacement (moyens 2). Le choix de la distance de référence (Xstandard ou Xlimite), à partir de laquelle est effectuée la détection, n'est pas figé et peut être de type configurable (à la disposition de l'équipage). Les valeurs Xstandard et Xlimite représentent des distances minimales nécessaires à l'aéronef pour atteindre le seuil de la piste d'atterrissage à une altitude prédéterminée (par exemple à 50 pieds, c'est-à-dire à environ 15 mètres) s'il suit des profils de descente représentant respectivement une descente standard et une descente limite. On notera que le choix de la valeur Xstandard assure une descente standard optimisée, tout en restant confortable pour l'aéronef et ses passagers. En outre, le choix de la valeur Xlimite permet d'in- diquer avec certitude qu'au-delà l'aéronef ne sera plus capable de se poser, et impose un taux de descente maximal qui est peu confortable pour l'équipage et les passagers de l'aéronef. Un exemple de calcul de ces dis-tances Xstandard et Xlimite est présenté dans la demande de brevet FR-2 885 439 et est bien connu. La situation énergétique de l'aéronef suiveur est donc considérée comme normale (ou compatible avec une procédure d'atterrissage) tant que la distance entre l'aéronef suiveur et la piste d'atterrissage reste inférieure à la distance de référence (Xstandard ou Xlimite) choisie. Le dispositif 1 conforme à l'invention peut être réalisé selon deux modes de réalisation différents. Un premier mode de réalisation (non représenté) a pour but d'engendrer une décélération progressive de l'aéronef suiveur selon une loi prédéterminée, lorsqu'une situation de sur-énergie est détectée et ceci jusqu'à ce que l'aéronef suiveur retrouve un état énergétique normal. Le 14 seuil de détection est calculé, dans ce cas, en fonction du taux de variation de la loi de décélération. Dans ce premier mode de réalisatio=n, le dispositif 1 est tel que : les moyens 3 déterminent des seconds ordres de guidage permettant de réaliser une décélération progressive de l'aéronef suiveur conformément à la loi de décélération prédéterminée ; et l'unité 6 comprend des éléments intégrés : • pour comparer la distance horizontale, entre la position actuelle de l'aéronef suiveur et le seuil d'une piste d'atterrissage utilisée par cet aéronef suiveur pour son atterrissage, à une distance d'approche minimale relative à une procédure d'approche particulière en vue d'un atterrissage ; et • pour détecter une situation d'incompatibilité lorsque ladite distance horizontale, entre la position actuelle de l'aéronef suiveur et le seuil d'une piste d'atterrissage utilisée par cet aéronef suiveur pour son atterrissage, est inférieure à ladite distance d'approche minimale relative à une procédure d'approche particulière en vue -d'un atterris-sage. En outre, un second mode de réalisation plus complexe, qui est re- présenté sur la figure 3, prévoit l'application de saturations de vitesses calculées à partir du profil de descente (standard ou limite) relatif à la dis-tance de référence choisie, de l'altitude de l'aéronef suiveur, de sa configuration aérodynamique et du vent. L'application de ces saturations est telle que l'aéronef suit exactement ce profil de descente et atteint le seuil de la piste à une altitude de 50 pieds (environ 15 mètres). Dans ce second mode de réalisation, le seuil de détection est calculé en fonction de la différence entre la vitesse de l'aéronef suiveur et la vitesse qu'il devrait avoir pour respecter le profil de descente choisi. Ce second mode d-e réalisation permet de cibler directement la valeur de vitesse la plus adaptée à l'état de l'aéronef suiveur, mais il permet également de calculer, en avance de phase, et en tous points de la trajectoire d'espacement de l'aéronef suiveur dont l'altitude est connue, la vitesse maximale à respecter pour conserver sa capacité d'atterrissage, et par conséquent de fournir à l'équipage des informations lui permettant de prévoir des situations de sur-énergie. Cette caractéristique est intéressante pour évaluer la compatibilité entre la réalisation d'une manoeuvre d'espacement automatique et le main-tien de la capacité d'atterrissage de l'aéronef suiveur avant l'engagement de la manoeuvre, à partir de l'état prédit de l'aéronef suiveur. 1 o Dans ce second mode de réalisation, ledit dispositif 1 est tel que : - les moyens 2 calculent des premiers ordres de guidage correspondant à des consignes d'espacement exprimées en vitesse ; ù les moyens 3 calculent une vitesse maximale que l'aéronef suiveur doit respecter pour conserver une capacité d'atterrissage, cette vitesse 15 maximale représentant lesdits seconds ordres de guidage ; et l'unité 6 compare lesdites consignes d'espacement à ladite vitesse maximale, et elle détecte une situation d'incompatibilité lorsque lesdites consignes d'espacement sont supérieures à ladite vitesse maximale. Pour ce faire, dans ce second mode de réalisation, comme repré-20 senté sur la figure 3, lesdits moyens 2 comportent : des moyens 20 pour élaborer, de façon usuelle, des paramètres de l'aéronef suiveur, tels que sa position, sa vitesse et/ou son accélération, qui illustrent l'état dudit aéronef suiveur ; des moyens 21, par exemple des moyens de radiocommunication 25 usuels ou des moyens de transmission de données numériques, pour recevoir de façon usuelle, de l'extérieur de l'aéronef suiveur, des para-mètres tels que la position, la vitesse- et/ou l'accélération, qui illustrent l'état de l'aéronef suivi ; 16 des moyens 22 pour acquérir, de façon usuelle, des paramètres d'espacement requis, tels que le type de manoeuvre et la valeur de l'espace-ment, concernant la manoeuvre d'espacement à réaliser ; et des moyens 23 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 25, 26 et 27 respectivement auxdits moyens 20, 21 et 22 et qui élaborent, de façon usuelle, à partir des informations reçues desdits moyens 20, 21 et 22, lesdits premiers ordres de guidage qui représentent des consignes d'espacement en vitesse. En outre, dans ce second mode de réalisation, lesdits moyens 3 1 o comportent : un ensemble 28 de sources d'informations qui fournissent notamment : l'altitude courante-de l'aéronef suiveur ; le profil de descente (de type standard ou de type limite) sélectionné ; 15 la configuration-aérodynamique courante de l'aéronef suiveur ; et les caractéristiques du vent ; et des moyens 29 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 30 audit ensemble 28 et qui calculent, de façon usuelle, à partir des informations précédentes reçues dudit ensemble 28, une vitesse maximale permet- 20 tant d'assurer la capacité d'atterrissage de l'aéronef suiveur. En outre, lesdits moyens 4 de ladite unité 6 comparent les consi- gnes d'espacement en vitesse, calculées par les moyens 2, à la vitesse maximale calculée par les moyens 3, et ils commandent lesdits moyens 5 pour que ces derniers transmettent par l'intermédiaire de la liaison 10 : 25 ù lesdites consignes d'espacement, tant que ces dernières restent inférieures à ladite- vitesse maximale ; et ladite vitesse maximale, dès et aussi longtemps que lesdites consignes d'espacement sont supérieures ou égales à ladite vitesse maximale. Dans le mode de réalisation de la figure 3, le dispositif 1 permet également de fournir à l'équipage des informations sur la situation énergétique future de l'aéronef avant l'engagement de la manoeuvre et notamment au moment prédit où l'aéronef suiveur aura atteint l'espacement re- quis. Gela permet de ne pas engager une manoeuvre d'espacement qui risque d'amener rapidement l'aéronef suiveur en situation de sur-énergie. De plus, si une manoeuvre semble compatible avec le maintien de la capa-cité d'atterrissage, c'est-à-dire si au moment prédit où l'aéronef suiveur aura atteint l'espacement requis, la capacité d'atterrissage est conservée, le dispositif 1 permet de s'assurer que ce sera effectivement le cas et que l'aéronef gardera cette capacité une fois l'espacement acquis, et ceci jus-qu'à son atterrissage (en limitant, si besoin, en temps réel, la vitesse dudit aéronef suiveur). La fonction d'espacement automatique du dispositif 1 contient une fonction de prédiction capable de prédire, lorsqu'il n'est pas fixé, le point d'acquisition auquel l'aéronef suiveur aura atteint l'espacement demandé par le contrôleur aérien. Cette fonction est utilisée pour fournir des informations aux pilotes leur permettant de suivre le déroulement de la manoeuvre. Elle peut également être utilisée, dans le cadre de l'invention, pour prédire l'altitude qu'aura l'aéronef suiveur en ce point d'acquisition conformément à son plan de vol. De plus, sa vitesse au point d'acquisition correspond à celle qu'aura l'aéronef suivi en ce point. Deux hypothèses peuvent alors être émises. La première admet que l'aéronef suiveur connaît les intentions en vitesse de l'aéronef suivi, grâce à une transmission radio notamment. La deuxième hypothèse est basée sur l'absence de connaissance des intentions en vitesse de l'aéronef suivi par l'aéronef suiveur. Dans le cas où l'aéronef suiveur connaît te profil de vitesse de l'aéronef suivi, la seule incertitude pour fournir une indication de maintien de la capacité d'atterrissage, une fois l'espacement acquis, concerne le point d'acquisition effectif de cet espacement. Dans la majorité des manoeuvres d'espacement, le point d'acquisition est fixe et appartient au plan de vol de chacun des deux aéronefs. Dans ce cas, le dispositif 1 est capable de prédire avec précision si en ce point d'acquisition, l'aéronef suiveur aura toujours la capacité d'atterrir, et cette information peut être utilisée par les moyens 19 pour autoriser ou non l'engagement de la manoeuvre d'espacement. Si le point d'acquisition n'est pas fixé, le dispositif 1 utilise des prédictions usuelles de systèmes embarqués de l'aéronef suiveur pour es- 1 o timer la position de ce point. Ces prédictions sont remises à jour de façon continue, car elles contiennent une part d'incertitude liée notamment aux conditions atmosphériques. Le dispositif 1 n'inhibe pas dans ce cas la manoeuvre d'espacement, mais il avertit le contrôleur aérien et l'équipage, en particulier à l'aide des moyens 24, pour signaler une manoeuvre à risque. 15 Si l'aéronef suiveur n'acquière pas l'espacement requis avant le point d'acquisition prédit à l'engagement de la manoeuvre, la manoeuvre ne sera pas compatible avec le maintien de la capacité d'atterrissage de cet aéronef. Si les intentions de l'aéronef suivi ne sont pas connues, on émet 20 l'hypothèse que l'aéronef suivi garde une vitesse constante. Dans ce cas, on peut uniquement évaluer a priori la faisabilité de la manoeuvre, même si le point d'acquisition de l'espacement est fixé par la manoeuvre. Si l'aéronef suivi accélère, la distance réelle nécessaire à l'aéronef suiveur pour atteindre l'altitude de la piste au point d'acquisition sera su- 25 périeure à celle prédite au moment de l'engagement de la manoeuvre. La manoeuvre sera alors refusée à juste titre. Cependant, si l'aéronef suivi ralentit, ce qui est le cas le plus probable en approche, la distance réelle nécessaire à l'aéronef suiveur pour atteindre l'altitude de la piste au point d'acquisition sera inférieure à celle prédite au moment de l'engagement de 19 la manoeuvre. Pour éviter de refuser l'engagement de manoeuvres qui se seraient avérées faisables sur des critères de prédiction d'énergie, l'information de faisabilité de la manoeuvre fournie par l'invention ne doit pas permettre, dans ce cas, d'inhiber la manoeuvre, mais de jouer le rôle d'un avertissement envers le contrôleur aérien et l'équipage pour signaler (via les moyens 24) une manoeuvre à risque. Si l'aéronef suivi ne ralentit pas, la manoeuvre ne sera pas compatible avec le maintien de la capacité d'atterrissage de l'aéronef suiveur. Le dispositif de guidage automatique 1 conforme à l'invention 1 o permet donc de détecter, de prévoir et/ou de corriger automatiquement des situations de sur-énergie liées à l'exécution de manoeuvres d'espace-ment automatique et, par conséquent, d'éviter notamment des remises de gaz intempestives. REVENDICATIONS 1. Procédé de guidage automatique d'un aéronef, dit aéronef suiveur, qui suit avec un espacement particulier conformément à une manoeuvre d'espacement un aéronef, dit aéronef suivi, qui le précède, lors d'une procédure d'atterrissage, caractérisé en ce que, lorsqu'un guidage de l'aéronef suiveur est engagé, on réalise, de façon automatique, les opérations suivantes : a) on détermine des premiers ordres de guidage destinés à faire voler l'aéronef suiveur à une vitesse lui permettant de suivre l'aéronef suivi avec ledit espacement particulier ; b) on détermine des seconds ordres de guidage destinés à faire voler l'aéronef suiveur à une vitesse lui permettant de réaliser la procédure d'atterrissage ; c) on surveille l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur de manière à pouvoir détecter une situation d'incompatibilité, pour laquelle l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur est trop élevé et est incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage ; et d) on applique à l'aéronef suiveur : dl) lesdits premiers ordres de guidage, en situation normale en l'ab- sence de détection d'une situation d'incompatibilité ; et d2) lesdits seconds ordres de guidage, dès qu'une situation d'incompa-tibilité est détectée et tant que cette situation d'incompatibilité per-dure. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'une situation d'incompatibilité est détectée lorsque la distance horizontale, entre la position actuelle de l'aéronef suiveur et le seuil d'une piste d'atterrissage utilisée par cet aéronef suiveur pour son atterrissage, est inférieure à une distance d'approche minimale relative à une procédure d'approche particulière en vue d'un atterrissage. 21 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que : à l'étape b), on détermine des seconds ordres de guidage permettant de réaliser une décélération progressive de l'aéronef suiveur conformément à une loi de décélération prédéterminée ; et ù à l'étape c) : • on compare la distance horizontale, entre la position actuelle de l'aéronef suiveur et le seuil d'une piste d'atterrissage utilisée par cet aéronef suiveur pour son atterrissage, à une distance d'approche minimale relative à une procédure d'approche particulière en vue d'un atterrissage ; et • on détecte une situation d'incompatibilité lorsque ladite distance horizontale, entre la position actuelle de l'aéronef suiveur et le seuil d'une piste d'atterrissage utilisée par cet aéronef suiveur pour son atterrissage, est inférieure à ladite distance d'approche minimale relative à une procédure d'approche particulière en vue d'un atterris-sage. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que : ù à l'étape a), on calcule des premiers ordres de guidage correspondant à des consignes d'espacement exprimées en vitesse ; à l'étape b), on calcule une vitesse maximale que l'aéronef suiveur doit respecter pour conserver une capacité d'atterrissage, cette vitesse maximale représentant lesdits seconds ordres de guidage ; et ù à l'étape c), on compare lesdites consignes d'espacement à ladite vitesse maximale et on détecte une situation d'incompatibilité lorsque lesdites consignes d'espacement sont supérieures à ladite vitesse maximale. 22 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, dans une étape préliminaire : on estime la vitesse et l'altitude qu'aura l'aéron-ef suiveur lorsqu'il aura acquis ledit espacement particulier par rapport à l'aéronef suivi ; on déduit, de ladite vitesse et de ladite altitude, l'état énergétique correspondant de l'aéronef suiveur ; et on vérifie si cet état énergétique est compatible ou incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite vitesse et ladite altitude sont des valeurs fixées à l'avance, et en ce que, si l'état énergétique est incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage, on n'engage pas le guidage de l'aéronef suiveur. 7. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'au moins l'un des paramètres entre la vitesse et l'altitude est estimé, et en ce que, si l'état énergétique est incompatible avec l'exécution d'une procédure d'atterrissage, on émet un signal d'alerte. 8. Dispositif de guidage automatique d'un aéronef, dit aéronef suiveur, qui suit avec un espacement particulier conformément à une ma- noeuvre d'espacement un aéronef, dit aéronef suivi, qui le précède, lors d'une procédure d'atterrissage, caractérisé en ce qu'il est embarqué sur l'aéronef suiveur et il comporte : û des moyens (2) pour déterminer, automatiquement, des premiers ordres de guidage destinés à faire voler l'aéronef suiveur à une vitesse lui per- mettant de suivre l'aéronef suivi avec ledit espacement particulier ; - des moyens (3) pour déterminer, automatiquement, des seconds ordres de guidage destinés à faire voler l'aéronef suiveur à une vitesse lui per- mettant de réaliser la procédure d'atterrissage ; des moyens (4) pour surveiller, automatiquement, l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur de manière à pouvoir détecter une situation d'incompatibilité, pour laquelle l'état énergétique actuel de l'aéronef suiveur est trop élevé et est incompatible avec l'exécution d'une procé- dure d'atterrissage ; et ù des moyens (5, 9) pour appliquer, automatiquement, à l'aéronef suiveur : lesdits premiers ordres de guidage, en situation normale en l'absence de détection d'une situation d'incompatibilité ; et lesdits seconds ordres de guidage, dès qu'une situation d'incompatibilité est détectée et tant que cette situation d'incompatibilité perdure. 9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens (19) pour engager ledit dispositif de guidage automatique (1). 10. Aéronef, caractérisé -en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 8 et 9.