FR 2925712 A1 20090626 FR 0709035 A 20071221 Procédé pour l'aide à l'atterrissage d'aéronef utilisant un GPS et un MLS dans le cadre d'une approche axiale calculée L'invention concerne un procédé pour l'aide à l'approche et à l'atterrissage d'aéronef utilisant un système d'atterrissage hyperfréquence et un système de positionnement par satellites. L'invention concerne plus particulièrement un procédé pour l'aide à l'approche et à l'atterrissage d'aéronef utilisant un système d'atterrissage hyperfréquence dans le cadre d'une approche axiale calculée. Le système d'atterrissage hyperfréquence, appelé MLS, acronyme de l'expression anglo-saxonne "Microwave Landing System", est un système d'aide à l'approche et à l'atterrissage aux instruments destiné à fournir à un aéronef sa position en coordonnées sphériques dans un repère lié à la piste d'atterrissage, c'est-à-dire un angle d'azimut, un angle de site et une distance entre la piste d'atterrissage et l'aéronef. La distance entre la piste et l'aéronef est fournie par un équipement auxiliaire de mesure de distance, connu sous l'acronyme DME pour l'expression anglo-saxonne "Distance Measurement Equipment" et fonctionnant sur une fréquence différente ou par un système de positionnement par satellites. Le MLS a été développé pour pallier les inconvénients du système d'atterrissage aux instruments, appelé ILS, acronyme de l'expression anglo-saxonne "Instrument Landing System", et retenu par l'organisation de l'aviation civile internationale (OACI) pour succéder à l'ILS. Le MLS permet d'effectuer des approches courbes et segmentées, des atterrissages de catégories I, Il et III et une augmentation de cadence d'atterrissage des aéronefs grâce à une diminution de l'espacement entre les aéronefs. Le MLS, tel que normalisé par l'OACI, transmet des signaux de guidage latéral, c'est-à-dire un angle d'azimut, et de guidage vertical, c'est-à-dire un angle de site, en utilisant une technique de faisceaux battants à temps référencé et un signal multiplexé dans le temps. L'utilisation d'un signal multiplexé dans le temps permet la transmission des signaux de guidage latéral et vertical sur le même canal de radiofréquence sans créer d'interférences entre les signaux de guidage latéral et les signaux de guidage vertical. Les signaux de guidage sont émis sur une fréquence voisine de 5 Giga Hertz (GHz) par une station azimut et une station site. La station azimut est placée en fin de piste tandis que la station site est située sur le côté de la piste, à environ 300 mètres (m) du seuil de début de piste. Chaque station transmet un faisceau battant étroit balayant en aller et retour à vitesse angulaire constante l'espace de couverture suivant la coordonnée angulaire considérée. Une antenne et un récepteur de bord de l'aéronef reçoivent le faisceau battant une première fois lors du balayage aller et une deuxième fois lors du balayage retour. II est ainsi possible de déterminer l'angle d'azimut et l'angle de site par la relation linéaire suivante : =(T-To).2 (1) où O est l'angle d'azimut ou l'angle de site, T un intervalle de temps entre la réception des passages aller et retour du faisceau battant, To la valeur de l'intervalle de temps T pour un angle e nul et v la vitesse angulaire de balayage. To et v sont des constantes définies par les normes internationales sur le 15 MLS. Le système d'atterrissage hyperfréquence à approche axiale calculée, appelé MLS-cc, acronyme de l'expression anglo-saxonne "Microwave Landing System - Computed Centerline", est un MLS dans 20 lequel la station azimut n'est pas placée en bout de piste mais déportée sur un côté de la piste d'atterrissage. Le déplacement de la station azimut peut notamment être utilisé dans deux cas de figure. Dans le premier cas, la station azimut est située à proximité de la station site à des fins de simplicité de déploiement du MLS. Cette configuration est rencontrée principalement 25 dans le cas d'équipements tactiques déployés sur des terrains sommaires et non préparés. Dans le deuxième cas, le MLS-cc est utilisé pour l'approche sur une piste secondaire non équipée d'un MLS mais située dans la zone de couverture de la piste équipée du MLS. Dans les deux cas, du fait du déport de la station azimut, le récepteur de l'aéronef mesure un angle, appelé angle 30 d'azimut réel, qui ne correspond pas à l'angle d'azimut au sens conventionnel du terme, appelé angle d'azimut virtuel. Il est donc nécessaire de calculer l'angle d'azimut virtuel pour pouvoir fournir au pilote une information recentrée par rapport à l'axe de piste. Pour l'évaluer, il est nécessaire de calculer la position de l'aéronef dans un repère cartésien 35 centré sur un point de référence au sol, appelé point au sol. Ce point au sol est par exemple l'une des deux stations ou le point d'intersection entre l'axe de piste et une droite perpendiculaire à l'axe de piste et passant par la station site. Ce point d'intersection est appelé MLS datum point. Le calcul de la position de l'aéronef est réalisé par un système de 3 équations à 3 inconnues, paramétré par l'angle d'azimut réel, l'angle de site et une distance entre l'aéronef et le point au sol. Ces équations étant non linéaires, des algorithmes itératifs sont utilisés pour résoudre le système. Classiquement, les algorithmes itératifs sont du type Gauss-Seidel ou Newton-Raphson. En utilisant un système de positionnement par satellites, il est possible d'utiliser le MLS datum point comme point au sol pour la détermination de la distance avec l'aéronef. Cependant, il existe des risques liés aux comportements des algorithmes itératifs dans cette situation, comme exposé dans la norme DO-226. Dans le but d'optimiser la rapidité de convergence vers la position de l'aéronef et la précision de cette position, deux algorithmes itératifs peuvent être utilisés successivement, le premier afin de converger rapidement autour de la position de l'aéronef, le second afin d'obtenir une meilleure précision de cette position. Une telle combinaison d'algorithmes présente cependant l'inconvénient de complexifier la détermination de la position de l'aéronef, rendant difficile l'implantation des algorithmes itératifs et leur validation. Par ailleurs, ces algorithmes sont lents à exécuter, coûteux en termes de charge de calcul et risqués en comportement, en particulier du fait des risques de solutions multiples, de divergence et de stationnarité. Enfin, ces algorithmes dégradent la précision de calcul par leur nature itérative, en particulier la propagation d'erreurs. Les algorithmes itératifs sont exécutés par le récepteur de l'aéronef, par exemple un récepteur multimode, appelé MMR, acronyme de l'expression anglo-saxonne "MultiMode Receiver". Le MMR comprend une chaîne radiofréquence, un processeur de signaux numériques, appelé DSP, acronyme de l'expression anglo-saxonne "Digital Signal Processor", un récepteur de système de positionnement global, mieux connu sous l'acronyme "GPS" pour l'expression anglo-saxonne "Global Positioning System" et un microprocesseur. La chaîne radiofréquence reçoit des signaux provenant de différents systèmes, en particulier les signaux de guidage 4 provenant de la station azimut et de la station site. Le processeur traite les signaux provenant de la chaîne radiofréquence afin d'extraire les angles d'azimut et de site mais aussi des mots auxiliaires contenus dans les signaux de guidage. Le récepteur GPS peut être interne ou externe. Il transmet les positions de l'avion. Le microprocesseur assure plusieurs fonctions dont un calcul de la distance entre le MLS datum point et l'aéronef, un calcul de la position de l'aéronef à partir des algorithmes itératifs, un calcul de déviations entre la position de l'avion et un axe de descente optimal, une gestion de l'équipement et un interfaçage de communication avec une liaison d'un bus avion, par exemple un bus ARINC, abréviation pour la série de normes "Aeronautical Radio Incorporated". Le microprocesseur comprend un dispositif de gestion des algorithmes permettant de détecter et traiter la divergence, la non-convergence ou la fausse convergence d'un algorithme, de gérer l'initialisation, le séquencement et la combinaison des algorithmes. Un but de l'invention est notamment de pallier tout ou partie des inconvénients précités. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé pour l'aide à l'approche et à l'atterrissage d'aéronef utilisant un système de positionnement par satellites et un système MLS dans le cadre d'une approche axiale calculée, le système MLS comportant une piste d'atterrissage, une station site et une station azimut, la piste d'atterrissage définissant un repère cartésien direct (Rc ) comprenant comme axes un axe longitudinal de la piste d'atterrissage, appelé premier axe (x), un axe transversal de la piste d'atterrissage passant 25 par la station site, appelé deuxième axe (y) et un axe perpendiculaire aux premier et deuxième axes, appelé troisième axe (z), un point d'intersection entre le premier axe (x) et le deuxième axe (y) définissant le centre du repère (Rc ), appelé point de piste, la station site comprenant une antenne site et la station azimut 30 comprenant une antenne azimut, chaque antenne comprenant un centre de phase, les centres de phase des antennes site et azimut étant situés dans un plan parallèle à un plan (x,y) à une distance dz du point de piste selon le troisième axe (z ), caractérisé en ce qu'il comporte les étapes suivantes : créer un point de référence de mêmes coordonnées que celles du centre de phase de l'antenne azimut et/ou de l'antenne site, déterminer une distance p entre le point de référence et l'aéronef par le système de positionnement par satellites, déterminer un angle d'azimut (OR ) entre une droite passant par le centre de phase de l'antenne azimut et l'aéronef et un plan parallèle à un plan (x, z) passant par le centre de phase de l'antenne azimut, déterminer un angle de site (çp) entre une droite passant par le centre de phase de l'antenne azimut et l'aéronef et le plan parallèle au plan 10 (x, y) passant les centres de phase des antennes site et azimut, déterminer, à partir de la distance p entre le point de référence et l'aéronef, de l'angle d'azimut et de l'angle de site, la position de l'aéronef par rapport au point de référence. 15 L'invention a notamment pour avantage qu'elle permet de réduire la complexité du calcul de la position de l'aéronef, le calcul n'utilisant plus d'algorithme du type Gauss-Seidel ou Newton-Raphson mais un algorithme de simple recherche des racines d'un polynôme du second degré, tel que décrit dans la norme DO-198. Par conséquent, l'algorithme est moins 20 complexe à certifier et les problèmes liés à l'utilisation d'algorithmes itératifs sont supprimés. En particulier, les problèmes de divergence et de stationnarité, de propagation d'erreurs et de solutions multiples sont supprimés. En outre, l'algorithme est moins couteux en termes de charge de calcul. 25 L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée de modes de réalisation donnés à titre d'exemple, description faite en regard de dessins annexés qui représentent : 30 - la figure 1, un exemple de configuration de MLS à approche axiale calculée ; - la figure 2, un angle de site entre une antenne site et un aéronef ; - la figure 3, des angles d'azimut entre, d'une part, l'antenne 35 azimut et l'aéronef et, d'autre part, un axe de piste d'atterrissage et l'aéronef ; - la figure 4, un exemple d'étapes mises en oeuvre par le procédé selon l'invention ; - la figure 5, un exemple de sous-étapes pour la détermination d'une distance entre un point de référence et l'aéronef ; - la figure 6, un exemple de configuration de piste d'atterrissage, de point de référence, de station azimut et d'aéronef pour la détermination de la distance entre le point de référence et l'aéronef ; - la figure 7, un exemple de sous-étapes pour la détermination d'une distance entre un point intermédiaire et l'aéronef ; - la figure 8, un repère géographique et un repère géocartésien ; la figure 9, un autre exemple de sous-étapes pour la détermination de la distance entre le point de référence et l'aéronef. La figure 1 présente un exemple de configuration de MLS dans le cadre d'une approche axiale calculée. Le MLS comprend une piste d'atterrissage 1 d'axe de piste x orienté d'un seuil de fin de piste 2 vers le seuil de début de piste 3, une station site 4 et une station azimut 5. La piste d'atterrissage 1 définit un repère cartésien direct R, d'axes l'axe de piste longitudinal, appelé premier axe x, un axe transversal de la piste 20 d'atterrissage 1 passant par la station site 4, appelé deuxième axe y et un axe perpendiculaire aux premier et deuxième axes, appelé troisième axe z . Le deuxième axe y est orienté de la station site 4 vers la piste d'atterrissage 1. Un point d'intersection entre le premier axe x et le deuxième axe y définit le centre du repère R, et est appelé MLS datum point 6. Il correspond 25 généralement au point de toucher des roues de l'aéronef sur la piste d'atterrissage 1. La station site 4 comprend une antenne site 7 et la station azimut 5 comprend une antenne azimut 8. Chaque antenne comprend un centre de phase à partir duquel les coordonnées de l'antenne peuvent être déterminées. Pour la suite de la description, on assimilera donc la position de 30 chaque antenne à celle de son centre de phase. Les antennes site 7 et azimut 8 émettent des signaux de guidage par des faisceaux battants 9 et 10 pour un guidage vertical et latéral d'un aéronef 11 lors d'une phase d'approche et/ou d'atterrissage. Les faisceaux battants 9 et 10 permettent également la transmission de mots auxiliaires contenant, par exemple, des 35 coordonnées de l'antenne site 7 et de l'antenne azimut 8. 7 La figure 2 représente un angle de site q' entre l'antenne site 7 et l'aéronef 11. L'angle de site rp est repéré dans un repère cartésien Rc' centré sur l'antenne site 7 et d'axes un axe x' , l'axe y et un axe z' , les axes x' et z' étant parallèles respectivement aux axes x et z . Il est défini par l'angle entre le plan (x', y) et une droite passant par l'antenne site 7 et l'aéronef 11. La figure 3 représente un angle d'azimut réel OR et un angle d'azimut virtuel Bv . L'angle d'azimut réel OR est repéré dans un repère cartésien R' centré sur l'antenne azimut 8 et d'axes un axe x", l'axe y et un axe z" , les axes x" et z" étant parallèles respectivement aux axes x et z . Il est défini par l'angle entre le plan (x", z") et une droite passant par l'antenne azimut 8 et l'aéronef 11. L'angle d'azimut virtuel Bv est repéré dans le repère cartésien R, et défini par l'angle entre le plan (x, z) et une droite passant par l'aéronef 11 et un point virtuel 8v du plan (x, z ). Ce point virtuel correspond à une antenne azimut dans le cadre d'un système MLS, habituellement située sur le premier axe x à une distance de 300 m après le seuil de fin de piste 2. Pour la suite de la description, on considère en plus du repère cartésien R, centré sur le MLS datum point 6, du repère cartésien R' centré sur l'antenne site 7 et du repère cartésien Ra" centré sur l'antenne azimut 8, un repère géocartésien Rgeocart(O,X,Y,Z) et un repère géographique Rgeogra (2, �, h), illustrés à la figure 8. Le repère géocartésien RgéoCarI (O, X, Y, Z) est un repère dans lequel le centre O est proche du centre de masse de la Terre, l'axe OZ est proche de l'axe de rotation terrestre et le plan OXZ est proche du plan méridien origine. Le repère géographique Rgeogra (2, O, h) est un repère dans lequel la Terre est représentée par un ellipsoïde, chaque point M(2,0,h) étant repéré par rapport à cet ellipsoïde. 2 désigne la longitude, soit l'angle entre le plan OXZ et le plan méridien contenant le point concerné, 0 désigne la latitude, soit l'angle entre le plan OXY et la normale à l'ellipsoïde passant par le point concerné et h désigne la hauteur ellipsoïdale. Chaque point M(2,0,h) définit un vecteur û~ parallèle au plan P tangent à l'ellipsoïde passant par le 35 projeté orthogonal de M(22,q5,h) et orienté vers le nord vrai, un vecteur parallèle au plan P et orienté vers l'Est et un vecteur orthogonal au plan P. L'ellipsoïde représentant la Terre est par exemple l'ellipsoïde WGS84 de demi grand axe a et de demi petit axe b . A partir du demi grand axe a et du demi petit axe b , on définit l'excentricité e et la grande normale v(0) de l'ellipsoïde par les relations : 2 ùb2 e = a a2V(0) = 1ù e2 asin 2(0) (2) La figure 4 montre un exemple d'étapes mises en oeuvre par le procédé selon l'invention. Pour ce procédé, on considère la configuration de MLS à approche axiale calculée décrite en référence à la figure 1 et dans laquelle l'antenne site 7 et l'antenne azimut 8 sont situées dans un même plan horizontal parallèle au plan (x, y) et situé au-dessus de celui-ci à une distance dz . Dans une première étape 41, un point de référence Préf de mêmes coordonnées que celles de l'antenne azimut 8 ou de l'antenne site 7 est créé. Dans une deuxième étape 42, une distance p entre le point de référence Pfef et l'aéronef 11 est déterminée par un système de positionnement par satellites. Dans une troisième étape 43, l'angle d'azimut réel OR entre le plan (x",z") et la droite passant par l'antenne azimut 8 et l'aéronef 11 est déterminé. Dans une quatrième étape 44, l'angle de site ço entre le plan (x', y) et la droite passant par l'antenne site 7 et l'aéronef 11 est déterminée. Dans une cinquième étape 45, la position de l'aéronef 11 est déterminée par rapport au point de référence Préf à partir de la distance p , de l'angle d'azimut réel eR et de l'angle de site ça. Un tel procédé permet de simplifier la détermination de la position de l'aéronef 11 par rapport au point de référence Préf. En effet, la position de l'aéronef 11 peut être déterminée par l'intermédiaire d'un algorithme simplifié. Un tel algorithme simplifié est par exemple décrit dans la norme DO-198 et exposé partiellement en annexe. II se limite essentiellement à la détermination de racines d'un polynôme du second degré et présente par conséquent plusieurs avantages. Un premier avantage est la réduction de la complexité du calcul de la position de l'aéronef 11. Par conséquent, l'algorithme est moins complexe à certifier, demande moins de ressources de calcul que les algorithmes de l'état de l'art et peut être exécuté plus rapidement. Un deuxième avantage est la suppression du caractère itératif du calcul de la position de l'aéronef 11. Par conséquent, les risques de solutions multiples, de propagation d'erreurs, de divergence et de stationnarité sont supprimés. A partir de la position de l'aéronef 11 par rapport au point de référence Pféf, l'angle d'azimut virtuel B,, peut être déterminé par la relation suivante : i = arctan û (yM +Y Az ) l (3) V (xM + Dse /z + (zM + ZAZ /Z ) Où (xM , yM , zM) sont les coordonnées de l'aéronef 11 dans le repère Re , (xAZ, yAZ ,ZAZ) sont les coordonnées de l'antenne azimut 8 dans le repère Rc, DSe est la distance entre le seuil de fin de piste 2 et le MLS datum point 6. Les coordonnées yAZ et zAZ peuvent être déterminées à partir du mot auxiliaire Al contenu dans les signaux de guidage. La distance DSe peut être déterminée par le mot auxiliaire A3. L'étape 42 de détermination de la distance p entre le point de référence Pféf et l'aéronef 11 peut être réalisée selon au moins deux modes de réalisation. 20 Un premier mode de réalisation est illustré par les figures 5 et 6. Dans une première étape 421a, un point intermédiaire A est créé. Le point intermédiaire A a, dans le repère Rc, les mêmes coordonnées que le MLS datum point 6 suivant le premier axe x et le deuxième axe y et la même coordonnée que le point de référence Préf suivant le troisième axe z . 25 Le point intermédiaire A est donc situé au-dessus du MLS datum point 6, la distance dz séparant ces deux points. Dans une deuxième étape 422a, une distance dMLS entre le point intermédiaire A et l'aéronef 11 est déterminée. Selon un mode particulier de réalisation, la détermination de la distance dMLS entre le point intermédiaire A 30 et l'aéronef 1l comprend les sous-étapes suivantes, illustrées par la figure 7. Dans une première étape 4221, des coordonnées (ÀM ,YM , hM) de l'aéronef 11 sont déterminées, par exemple dans le repère Rgéogra(2,0,h). Ces coordonnées (2.M,YbM,hM) sont déterminées par un système de positionnement par satellites, par exemple le système GPS, l'aéronef 1115 comprenant un récepteur traitant les signaux reçus des satellites pour déterminer sa position. Dans une deuxième étape 4222, les coordonnées (2MLS,Y'MLS,hALS) du MLS datum point 6 sont déterminées, par exemple dans le repère RgéOgn,(2,q5,h). Ces coordonnées (ÀMLS,Y'MLS,hMLS) peuvent notamment être déterminées à partir des signaux émis par les faisceaux battants 9 et 10. En particulier, selon les normes définies par l'OACI, ces coordonnées sont contenus dans les mots auxilaires B40 et B41 des signaux. Dans une troisième étape 4223, les coordonnées (2A,Y'A,hA) du point intermédiaire A sont déterminées à partir des coordonnées 10 (2MLS,OMLS,hMLS) du MLS datum point 6 par les relations suivantes : = 2MLS 0A = Y'MLS (4) ha = hMLS + dz Dans une quatrième étape 4224, la distance dMLS entre le point intermédiaire A et l'aéronef 11 est calculée à partir des coordonnées (2M,0M,hM) de l'aéronef 11 et des coordonnées (2A, OA, hA) du point intermédiaire A. Dans 15 une forme particulière de réalisation, les coordonnées (2M,OM,hM) et (2A,OA,hA) sont converties en coordonnées (XM,YM,ZM) et (XA,YA,ZA) dans le repère Rgéoca,,,((g par les formules suivantes : XM (v,(J,Y~M )+ hm )COS~M COS2M YM = (v(Y'M)+ hm/, )COSOM Sin 2 l (5) ZM =[(b2/al 2J(YM)+hM1sin0,u =[(1ùe2)v(YM)+hM}sinoM Les mêmes formules permettent de déterminer les coordonnées (XA,YA,ZA) 20 en remplaçant 4M , OM et hm par 2A, 0A et hA. La distance dMLS peut ensuite être calculée par la relation suivante : 2 dMLS _ (XM ù XA)z +(YM ù YA) +(ZM ùZA) (6) A noter que la détermination des coordonnées de l'aéronef 11, correspondant à l'étape 4221, peut également être effectuée après ou 25 pendant l'étape 4222 et/ou l'étape 4223. Dans tous les cas, l'étape 4224 de calcul de la distance dMLS doit être accomplie le plus rapidement possible après l'étape 4221 de détermination des coordonnées de l'aéronef 11 afin d'obtenir une distance dMLS pratiquement en temps réel. Dans une troisième étape 423a, un angle d'azimut entre 30 l'aéronef 11 et un plan parallèle au plan (x, z) passant par le point de 11 référence Préf est déterminé. Avantageusement, le point de référence Préf a les mêmes coordonnées que celles de l'antenne azimut 8. L'angle d'azimut 9réf peut alors être directement déterminé, cet angle étant égal à l'angle d'azimut réel 8R . Dans une quatrième étape 424a, une distance dy entre le MLS datum point 6 et le point de référence Préf suivant le deuxième axe y est déterminée. Selon un mode particulier de réalisation, la distance dy est déterminée à partir des mots auxiliaires transmis à l'aéronef 11 par les signaux émis par les stations site 4 et azimut 5. En particulier, la distance dy est contenue dans les bits 21 à 30 du mot auxiliaire Al. Dans une cinquième étape 425a, la distance p est calculée à partir de l'angle d'azimut Bref et des distances dMLS et dy par la relation suivante : p = .jdMLs2 - (dy. cos °ré )2 + dy. sin OreJ . (7) A noter que l'ordre des étapes 422a, 423a et 424a n'a pas d'importance, les opérations liées à ces étapes pouvant être effectuées dans un ordre différent ou simultanément. Un deuxième mode de réalisation est illustré par les figures 8 et 9. Dans une première étape 421b, les coordonnées (xAZ,YAZ, zAZ de l'antenne azimut 8, repérée par le point SAZ , sont déterminées dans le repère cartésien Rc, par exemple par les mots auxiliaires transmis à l'aéronef 11 par les stations site 4 et azimut 5. Selon les normes établies par l'OACI, la coordonnée xAZ peut être déterminée par le mot auxiliaire Al, en particulier les bits 31 à 43, la coordonnée yAZ peut être déterminée par les bits 21 à 30 du mot auxiliaire Al et la coordonnée zAZ peut être déterminée par les bits 57 à 63 du mot auxiliaire Al. Dans une deuxième étape 422b, les coordonnées (xAZ,YAZ,zAZ) dans le repère R, sont converties en coordonnées (XAZ,YAZ,ZAZ) dans le 30 repère RgéOCQ,r . La conversion peut notamment être effectuée en décomposant le vecteur OSAI en un vecteur OR et un vecteur RSAZ où le point R est le MLS datum point 6 : OSAI = OR + RSAZ (8) Le point R a pour coordonnées dans le repère Rgeocart 12 X\ Y (9) Z \ i où les coordonnées (2R , OR, hR) peuvent être obtenus par des mots auxiliaires B40 et B41 provenant des faisceaux battants 9 et 10. Le vecteur RSAZ peut être déterminé dans le repère Rgéocar, par les relations : (x AZ \ / x\ /xAZ cos y./ ùsin 0\ /u \ RSAZ = YAZ = YAZ ù sin ù cos l// 0 0 (10) vGAZ ~vZi ZAZ iv 0 0 l) vû~, / Où l'angle est l'angle entre le premier axe x et le nord vrai, cet angle pouvant être obtenu par le mot auxiliaire Al ou B41, Et où les vecteurs û~ , i7 et û,, peuvent être déterminés dans le repère Rgéocar, par les relations : 'ù sin OR cos ÀR \ ù sin OR sin 4 \COSYR i ~X\ UI, = cos OR sin 2R Y \sin OR , Z Dans une troisième étape 423b, les coordonnées (2M,0M,hM) de l'aéronef 11, repéré par le point M , sont déterminées, par exemple dans le repère Rgéogra (2, O, h). Ces coordonnées (2M ,YOM , hM) peuvent notamment être 15 déterminées par un système de positionnement par satellites, par exemple le GPS, l'aéronef 11 comprenant un récepteur traitant les signaux reçus des satellites pour déterminer sa position. Dans une quatrième étape 424b, les coordonnées (2M , OM , hM ) dans le repère Rgéogra (.1, 0, h) sont converties en coordonnées (XM,YM,ZM) 20 dans le repère Rgéocar, . L'aéronef 11 a pour coordonnées dans le repère Rgéocart OR = / (v (OR) + h)\ /2\ (v (OR) + h) cos OR cos 0 ul (v(gsR)+h)cosOR sin/IR \0 \ui~ J bZ \ az v(OR )+ h sin OR 10 Y \Z / (cos OR cos a.R \ (ùsin2 cos 4R \0 u0 = XM = (v(OM)+hM )CosçbM COS4M YM ù(v(Y'M)+hm)COsçbMsin4 (12) ZM =[(b2/a2)v(oM)+hM}sinoM =[(1ùe2 ll 1v(OM)+hmsinq5M Dans une cinquième étape 425b, la distance p est calculée à partir des coordonnées (XAZ,YAZ,ZAZ) et (XM,YM,ZM) par la relation suivante : p = j(XM ùXAZ)2 +(YM -YAZ)2 +(ZM -ZAZ)2 (13) A noter que les étapes 421b et 422b peuvent être effectuées avant, après ou simultanément aux étapes 423b et 424b. Ce deuxième mode de réalisation présente l'avantage de ne pas utiliser de mesure d'angle d'azimut pour le calcul de la distance p entre le 10 point de référence Pfef et l'aéronef 11. Il en résulte une plus grande précision du calcul de la distance p et par conséquent du calcul de la position de l'aéronef 11. Le procédé décrit ci-dessus peut notamment être appliqué par un 15 dispositif embarqué à bord d'un aéronef 11. Ce dispositif est par exemple un récepteur multimode de bord, communément appelé "multimode receiver" et abrégé par "MMR". Un récepteur multimode de bord a pour fonction de guider avec précision l'aéronef 11 pendant une phase d'approche finale et d'atterrissage. Il peut notamment indiquer à un pilote de l'aéronef 11 qu'il 20 s'écarte de la trajectoire optimale de descente. Le MMR peut normalement opérer en modes ILS, VOR, MLS et GPS différentiel, "VOR" étant l'acronyme de "Very high frequency Omnidirectional Range". En modes ILS, VOR et MLS, le MMR reçoit un signal radiofréquence d'une antenne ILS, d'une antenne VOR ou des antennes MLS, selon le cas. Le signal radiofréquence 25 est décodé et les déviations de l'aéronef 11 par rapport à la trajectoire optimale de descente sont calculées et transmises à un système de gestion de vol de l'aéronef 11. Selon l'invention, le MMR est utilisé en mode MLS. Le MMR comprend des moyens d'acquisition de signaux radiofréquences recevant les 30 signaux de guidage des faisceaux battants 9 et 10, des moyens de traitement des signaux radiofréquences et des moyens pour déterminer la position de l'aéronef 11 par rapport au point de référence Pfef selon le procédé décrit ci-dessus. Le MMR peut également comprendre un récepteur 14 de système de positionnement par satellites, par exemple un récepteur GPS. Selon une autre forme de réalisation, le récepteur GPS peut également être externe au MMR, une interface entre le MMR et le récepteur GPS étant par exemple réalisée au moyen d'un bus série, par exemple un bus ARINC. Dans une forme particulière de réalisation, le MMR comprend des moyens pour déterminer l'angle d'azimut virtuel Ov à partir de la position de l'aéronef 11. Le bus ARINC peut être utilisé pour échanger des données entre le MMR et un système de gestion de vol de l'aéronef 11. En particulier, la position de l'aéronef 11, l'angle d'azimut virtuel Ov , l'angle de site ço et/ou la distance p ~o peuvent être transmis à un pilote automatique de l'aéronef 11. ANNEXE Cette annexe présente la problématique de calcul de la position d'un aéronef et un algorithme simplifié permettant ce calcul inspiré de la norme DO-198. Présentation du problème et formalisation géométrique La fonction MLS-cc est utilisée pour des atterrissages sur des pistes équipées de stations MLS situées dans des positions non optimales (déport de la station azimut ou station azimut d'une autre piste 1 o d'atterrissage). La connaissance de l'angle d'azimut et de l'angle de site obtenus à partir des informations transmises par les stations MLS mais aussi de la distance par rapport à un point au sol (utilisation d'un DME ou d'un GPS) 15 permet de calculer la position de l'aéronef, la position des stations les unes par rapport aux autres étant connue. On définit les notations suivantes dans un repère cartésien direct : (xM , yM, zM) : coordonnées de l'aéronef, 20 (xAZ,YAZ,ZAZ) : coordonnées de l'antenne azimut, (xs,Ys,zs) : coordonnées de l'antenne site, (xD,YD,zD) : coordonnées du DME ou du point de référence Préf, p : distance entre l'aéronef et le DME ou le point de référence, 25 - B : angle d'azimut, en radians, 0 : angle de site, en radians. L'angle 0 correspond à l'angle entre l'aéronef et l'axe de piste et non à l'angle entre l'aéronef et le plan de descente tel que mesuré en MLS. Une correction, consistant à ajouter la pente, est donc nécessaire pour obtenir 0 30 à partir de la donnée fournie par le MLS. II est possible de calculer p , O et q$ à partir des relations suivantes : p \xM - xD )2 + (Y YD )2 + (z - zD )2 (0.1) YM ùY Az ~(xM ù xAZ )2 + (ZM ù ZAZ )2 O = arctan (0.2) 0 = arctan ZM ù ZS \1(xM ù xs )2 + (YM ù Ys )2 (0.3) Les équations ci-dessus sont équivalentes à : xM = xD + .\/p2 ù(YM YD )2 ù (ZM ù ZD )2 avec xM > xD (1.1) YM = YAZ ù tan O.\i(xM ù xAZ )2 + (ZM ù ZAZ )2 (1.2) zM = zs + tan OixM ù xs )2 + (YM ù Ys )2 (1.3) La résolution du système d'équations non linéaires (1.1) à (1.3) est complexe et nécessite l'utilisation d'un algorithme itératif, par exemple défini dans la norme DO-226. Toutefois, dans certains cas de figure, le problème peut être simplifié. Pour cela, il faut des caractéristiques précises de géométrie au sol. Selon ces caractéristiques, l'une des deux antennes des stations MLS et le point de référence sont situés au même endroit et les antennes site et azimut sont situées dans un même plan horizontal. Simplification du problème et hypothèses nécessaires L'origine du repère cartésien est fixée au point où se trouve l'antenne azimut. On a donc (xAZ, yAZ, ZAZ) _ (0,0,0). La distance entre l'aéronef et la station azimut est déterminée par les coordonnées (xM , y,,,, zM) de l'aéronef obtenues par un récepteur de système de positionnement par satellites à bord de l'aéronef et les coordonnées (xAZ,YAZ,ZAZ) de l'antenne azimut transmises par la station site ou la station azimut dans les mots auxiliaires B40 et B41. Pour la suite de la description, on considérera que l'antenne azimut et le point de référence sont situés au même endroit. On obtiendrait cependant des résultats similaires en considérant que l'antenne site et le point de référence sont situés au même endroit. On a donc (xAZ,YAZ,zAZ)=(xD,YD,zD). A partir des équations (1.1) à (1.3), on peut écrire : 2 2 2 2 xM _ = P ûyu ù zM YM =ûtan ejxM +zM zM = zs + tan O (xM ùx)2 + (yM ys )2 La combinaison de (2.1) et (2.2) donne : yM = p sin B (2.4) La coordonnée yM de l'aéronef est donc facilement calculable à partir de la seule connaissance de p et O. Du fait que les antennes site et azimut sont situées dans le même 10 plan horizontal, on a zs =0. La combinaison des équations (2.1) et (2.3) donne : xM ù 2xM xs sin2 0 + sin2 op 2 + yM -2 yM ys )ù p2 cos2 O cos 2 0 = 0 (2.5) où d désigne la distance entre l'antenne site et l'antenne azimut, soit : d = Jxs + ys Trouver la coordonnée xM de l'aéronef se réduit donc à résoudre une équation du second degré (2.5) où a =1, b = -2xs sin2 0 et c = sin 2 O(d 2 + yM ù 2yM ys )ù p2 cos2 B cos 2 0. Le déterminant est : A = 4xs sin4 0-4[sin2 qj(d2 + yM -2yMys)ûp2 cos2 ecos2 0] La résolution de cette équation aboutit à des solutions multiples puisque les solutions sont de la forme : xM = ùxs sin2 ~� (2.6) 2 25 La première solution, xM = ûxs sin2 0û 2 , est toujours négative, la coordonnée xs étant toujours positive. Cette solution correspond à une situation où l'aéronef est situé derrière l'antenne azimut, c'est-à-dire en dehors du secteur couvert par le balayage des stations site et azimut. Cette solution n'est donc pas possible. 30 La seconde solution, xM = ûxs sin2 O+ 2 , correspond à une situation où l'aéronef est situé devant l'antenne azimut. C'est la solution à considérer dans le cas d'un aéronef effectuant une approche axiale calculée. 15 20 La coordonnée zM de l'aéronef peut alors être déterminée par l'équation (2.1), soit : zM = 4)92 ù yM ù xM La première solution, zM = ù Jp2 ù yM -4 , correspond à une position de l'aéronef en dessous de l'antenne azimut. Cette solution n'est donc pas possible. La deuxième solution, zM =+i/p2 ù yM ù x2, , correspond à une position de l'aéronef au dessus de l'antenne azimut. C'est la solution à considérer. ~o II est donc toujours possible de déterminer la position de l'aéronef par les relations suivantes : xM = ùxs sin 2 0 + yM = p sin O zM = +, Jp2 ù yM ù xM 2 REVENDICATIONS 1. Procédé pour l'aide à l'approche et à l'atterrissage d'aéronef (11) utilisant un système de positionnement par satellites et un système MLS dans le cadre d'une approche axiale calculée, le système MLS comportant une piste d'atterrissage (1), une station site (4) et une station azimut (5), la piste d'atterrissage (1) définissant un repère cartésien direct (Ra) comprenant comme axes un axe longitudinal de la piste d'atterrissage (1), appelé premier axe (x), un axe transversal de la piste d'atterrissage (1) passant par la station site (4), appelé deuxième axe (y) et un axe perpendiculaire aux premier et deuxième axes, appelé troisième axe (z ), un point d'intersection entre le premier axe (x) et le deuxième axe (y ) définissant le centre du repère (Rc ), appelé point de piste (MLS datum point 6), la station site (4) comprenant une antenne site (7) et la station azimut (5) comprenant une antenne azimut (8), chaque antenne comprenant un centre de phase, les centres de phase des antennes site (7) et azimut (8) étant situés dans un plan parallèle à un plan (x, y) à une distance dz du point de piste (MLS datum point 6) selon le troisième axe(z), caractérisé en ce qu'il comporte les étapes suivantes : (41) créer un point de référence (Préf) de mêmes coordonnées que celles du centre de phase de l'antenne azimut (8) et/ou de l'antenne site (7), (42) déterminer une distance p entre le point de référence (Pfef) et l'aéronef (11) par le système de positionnement par satellites, (43) déterminer un angle d'azimut (OR) entre une droite passant par le centre de phase de l'antenne azimut (8) et l'aéronef (11) et un plan 25 parallèle à un plan (x, z) passant par le centre de phase de l'antenne azimut (8), (44) déterminer un angle de site (ç,) entre une droite passant par le centre de phase de l'antenne azimut (8) et l'aéronef (11) et le plan parallèle au plan (x, y) passant les centres de phase des antennes site (7) et 30 azimut (8), (45) déterminer, à partir de la distance p entre le point de référence (Pfef) et l'aéronef (11), de l'angle d'azimut et de l'angle de site, la position de l'aéronef (11) par rapport au point de référence (Pref). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la détermination de la distance p entre le point de référence (Préf) et l'aéronef (11) comprend les étapes suivantes : créer, dans le repère Re, un point intermédiaire (A) de mêmes coordonnées (2A,0A,hA) que les coordonnées (2MLS,YMLS,hMLS) du point de piste (MLS datum point 6) suivant le premier axe (x) et le deuxième axe (y ) et de même cordonnée que le point de référence (Préf) suivant le troisième axe (z), déterminer une distance dMLS entre le point intermédiaire (A) et l'aéronef (11), déterminer un angle d'azimut B,éf entre le plan (x, z) et une droite passant par le point de référence (Préf) et l'aéronef, déterminer une distance dy entre le point de piste (MLS datum point 6) et le point de référence (Préf) suivant le deuxième axe (y), calculer la distance p entre le point de référence (Préf) et l'aéronef ( 1 1 ) par la relation p = . jdAfLs2 ù(dy.cosO .)2 +dy.sinBrei 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que la détermination de la distance dMLS entre le point intermédiaire (A) et l'aéronef (11) comprend les étapes suivantes : déterminer des coordonnées (2M,0M,hM) de l'aéronef (11), déterminer des coordonnées (2MLS,Y5MLS,hMLS) du point de piste (MLS datum point 6), déterminer des coordonnées (2A,0A,hA) du point intermédiaire (A) 25 à partir des coordonnées (2MLS,0MLS,hMLS) du point de piste (MLS datum point 6), calculer la distance dMLS entre le point intermédiaire (A) et l'aéronef (11) à partir des coordonnées (2M,OM,hM) de l'aéronef (11) et celles (2A,YbA,hA) du point intermédiaire (A). 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que les coordonnées (2MLS,OMLS,hMLS) du point de piste (MLS datum point 6) sont déterminées à partir de signaux émis par la station site (4) ou la station azimut (5). 30 35 5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la détermination de la distance p entre le point de référence (Préf) et l'aéronef (11) comprend les étapes suivantes : déterminer, dans le premier repère Rc, les coordonnées (xAZ,yAZ,zAZ) du point de référence (Préf), convertir les coordonnées (xAZ,yAZ,zAZ) du point de référence (Préf) du premier repère R, dans un deuxième repère, appelé repère géocartésien Rgéocarr , déterminer, dans un troisième repère, appelé repère géographique 1 o RgéOgrg , des coordonnées (2M , `VM , hM) de l'aéronef (11), convertir les coordonnées (2M,Y'M,hM) de l'aéronef (11) du troisième repère Rgéogra dans le deuxième repère Rgéocnrt , calculer la distance p entre le point de référence (Préf) et l'aéronef (11) par les coordonnées ((XAZ,YAZ,ZAZ) et (XM,YM,ZM)) du point de 15 référence (Préf) et de l'aéronef (11) dans le deuxième repère Rgéocart . 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que les coordonnées (xAZ,yAZ,zAZ) du point de référence (Préf) dans le premier repère R, sont déterminées par des données provenant de signaux émis par 20 le MLS. 7. Procédé selon l'une des revendications 3 à 6, caractérisé en ce que les coordonnées (ÀM,YM,hA) de l'aéronef (11) sont déterminées par un système de positionnement global (GPS). 25 8. Récepteur multimode pouvant équiper un aéronef (11) pour l'aide à l'approche et à l'atterrissage à approche axiale calculée comportant des moyens d'acquisition de signaux radiofréquences et des moyens de traitement des signaux radiofréquences, caractérisé en ce qu'il comprend, en 30 outre, des moyens pour déterminer une position d'un aéronef (11) par le procédé selon l'une des revendications précédentes. 9. Récepteur multimode selon la revendication 8, caractérisé en ce que le récepteur multimode comprend un récepteur de système de 35 positionnement par satellites.