FR 3012598 A1 20150501 FR 1302469 A 20131025 Procédé et système de gestion de vol L'invention se situe dans le domaine de la gestion du vol, en 5 particulier la gestion des procédures de vol. L'invention permet entre autre de déterminer et afficher le début et la fin des transitions entre différentes configurations aérodynamiques et régimes moteur d'un aéronef durant un vol. L'invention permet aussi de déterminer et afficher l'impact des transitions sur l'heure de fin de vol. L'invention peut par exemple être utilisée dans le 10 cadre d'approches connues sous l'acronyme anglaise CDA pour Continuous Descent Approach ou Approche en Descente Continue en français. Une approche en descente continue est une approche qui ne comporte pas de paliers tels que présents dans les approches traditionnelles. Cette 15 approche permet en particulier de simplifier la séparation des différents aéronefs en différents flux. Cette approche est réalisée en imposant à l'aéronef de respecter deux contraintes. La première contrainte que doit respecter l'aéronef est l'angle du plan de vol, connu aussi sous l'acronyme anglais de FPA pour Flight Path Angle. Cet angle est généralement compris 20 entre -2° et -3°. La deuxième contrainte que doit respecter l'aéronef est la vitesse par rapport au sol. Cependant l'aéronef ne peut pas connaitre directement sa vitesse par rapport au sol. En effet l'aéronef ne peut avoir connaissance que de sa vitesse par rapport à la masse d'air environnante (cette vitesse est aussi connue sous l'expression vitesse indiquée ou 25 l'acronyme anglais de IAS pour Indicated Air Speed). Via des équipements extérieurs à l'aéronef il peut aussi avoir connaissance de la vitesse de la masse d'air environnante ou vitesse du vent. En utilisant ces deux vitesses les systèmes de l'aéronef peuvent déterminer la vitesse de l'aéronef par rapport au sol. 30 La gestion de cette approche est réalisée conventionnellement par le système de gestion de vol connu aussi sous l'acronyme anglais de FMS pour Flight Management System. Afin de contrôler sa trajectoire le système de gestion de vol agit sur la position des volets, des becs, des aérofreins et des 35 trains d'atterrissages. Certains de ces éléments peuvent prendre plusieurs positions, c'est le cas des volets et des becs. Les aérofreins peuvent prendre quelques positions discrètes (en général « rentrés », « sortis » et « sortis à 50%, mais certains avions peuvent avoir des crans intermédiaires comme 25% et 75%). Les trains d'atterrissages ne peuvent prendre que deux positions une position rentrée et une position sortie. On utilise l'expression configuration aérodynamiques pour désigner une configuration de la position de ces différents éléments. Le système de gestion de vol agit également sur le régime des différents moteurs. Pour certains types de vol comme par exemple les approches CDA les points de début et de fin des transitions entre les différentes configurations ne peuvent pas être calculés de la même manière que pour une descente classique. De même l'impact des transitions sur l'heure de fin du vol ne peut pas être calculé de la manière traditionnelle. Les brevets US7'611'098 et US8'027'758 proposent une méthode de calcule de l'heure de fin de la procédure CDA en prenant en compte les différentes configurations de l'aéronef durant la descente. Cependant ces deux brevets ne prennent pas en compte la dynamique liée à ces différentes transitions. Ainsi dans ces brevets les volets sont considérés comme ayant un nombre de positions distinctes et finies, et l'influence sur la trajectoire de l'aéronef de la transition des éléments aérodynamiques entre deux positions n'est pas prise en compte. De plus ces brevets ne présentent pas la détermination des points de début et de fin de différentes transitions entre des configurations aérodynamiques ni l'impact de ces transitions sur l'heure de fin du vol. La demande de brevet EP 2551836 présente un procédé prenant en compte la dynamique de transition entre les différentes configurations aérodynamiques, cependant cette demande de brevet présente cette prise en compte pour optimiser la gestion de l'énergie de l'avion et non pour déterminer les points de début et de fin des différents transitions entre les configurations aérodynamiques ou l'impact de ces transitions sur l'heure de fin du vol. L'invention vise à pallier les problèmes cités précédemment en proposant un procédé de gestion de vol permettant entre autre la détermination des points de début et de fin des différents transitions entre des configurations aérodynamiques. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de gestion de vol comportant un étape de détermination de points de début et de points de fin de transitions entre différentes configurations aérodynamiques et régimes moteur d'un aéronef durant un vol, par intégration de données de performance. Avantageusement le procédé est mis en oeuvre pour la détermination de transitions durant une procédure de descente continue. Avantageusement le procédé comporte en outre une étape d'extraction des données de performances d'une base de données. Avantageusement l'étape de détermination est choisie parmi les deux étapes suivantes : - une première étape de détermination de points de début et de points de fin de transitions, par intégration des données de performance et en considérant l'influence des transitions, la première étape étant mise en oeuvre sur un système de gestion de vol, et - une deuxième étape de détermination de points de début et de points de fin de transitions par intégration des données de performance en considérant les transitions comme immédiates, la deuxième étape étant mise en oeuvre sur un système de gestion de vol. Avantageusement la première étape de détermination utilise une équation 30 représentative de la dynamique de l'aéronef et comporte : - une étape de détermination d'un premier paramètre représentatif d'une première valeur de l'équation sur un axe horizontal, - une étape de détermination d'un deuxième paramètre représentatif d'une deuxième valeur de l'équation sur un axe vertical et 35 - une étape de détermination d'un coefficient de traînée de l'aéronef. Avantageusement la deuxième étape comporte : - une étape de détermination du point de début associé à une transition par intégration des données de performance en considérant les transitions comme immédiates, - une étape de détermination de la durée de la transition, - une étape de détermination de la distance parcourue pendant la transition à partir d'une vitesse de l'aéronef et - une étape de détermination du point de fin de la transition par ajout de la distance parcourue au point de début associé à la transition. Avantageusement le procédé comporte outre une étape de sélection durant laquelle , - la première étape de détermination est sélectionnée si les données de performance permettent de calculer l'influence et - la deuxième étape de détermination est sélectionnée si les données de performance ne permettent pas de calculer l'influence. Avantageusement le procédé comporte en outre une troisième étape de 20 détermination d'un impact des transitions sur une heure de fin du vol à partir de d'une durée des transitions. Avantageusement la troisième étape de détermination comporte : - une étape de détermination d'un premier coefficient de traînée de 25 l'aéronef avant une des transitions, - une étape de détermination d'un deuxième coefficient de traînée de l'aéronef après une des transitions, - une étape de détermination de deux vitesses de l'aéronef respectivement associées aux premier et deuxièmes coefficients de 30 traînée et - une étape de détermination de l'impact à partir d'une différence entre les deux vitesses. Avantageusement le procédé comporte une étape d'affichage de l'impact. 35 Avantageusement le procédé comporte une étape d'affichage des points de début et des points de fin. Avantageusement le procédé comporte une étape de sélection entre la 5 réalisation d'une étape d'affichage de l'impact ou une étape d'affichage des points de début et des points de fin. L'invention a également pour objet un système de gestion de vol pour la mise en oeuvre du procédé de l'invention et comportant : 10 - un processeur configuré ou programmé pour déterminer des points de début et des points de fin de transitions entre différentes configurations aérodynamiques et régimes moteur d'un aéronef durant un vol par intégration de données de performance de l'aéronef - une interface graphique configurée pour afficher les points de début et 15 de points de fin de transitions. Avantageusement le processeur est configuré ou programmé pour déterminer un impact des transitions sur une heure de fin du vol à partir de d'une durée des transitions et la interface graphique est configurée pour 20 afficher l'impact. Avantageusement le système comporte en outre une base de données comportant en particulier : - des éléments permettant d'intégrer la trajectoire aéronef en prenant 25 en compte l'influence des transitions, et/ou - des éléments permettant une estimation des durées des transitions. L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée faite à titre d'exemple non 30 limitatif et à l'aide des figures parmi lesquelles : La figure 1 présente le procédé de gestion de vol. La figure 2 présente l'utilisation d'une base de données. La figure 3 présente un mode de réalisation de l'étape de 35 détermination des points de début et de fin de différentes transitions. 3012 598 6 La figure 4 présente un mode de réalisation de la première étape de détermination des points de début et de fin de différentes transitions. La figure 4 bis présente un exemple d'équation polaire aérodynamique. La figure 5 présente un mode de réalisation de la deuxième étape de détermination des points de début et de fin de différentes transitions. La figure 6 présente un mode de réalisation du procédé comportant une étape de sélection entre les deux déterminations. La figure 7 présente un autre mode de réalisation du procédé. La figure 8 présente un mode de réalisation de la troisième étape de détermination de l'impact des transitions sur l'heure de fin. Les figures 9.a et 9.b présentent deux modes de réalisation du système de gestion de vol. Les figures 10.a, 10.b, 10.c et 10.d présentent des modes de 15 réalisation de l'interface graphique. La figure 11 présente un mode de réalisation du système de gestion de vol apte à mettre en oeuvre le procédé de l'invention. La figure 1 présente donc le procédé de gestion de vol. Ce procédé permet 20 en outre la détermination de points de début et de points de fin de transitions entre différentes configurations aérodynamiques et régimes moteur d'un aéronef durant un vol. Ce procédé utilise des données de performance de l'aéronef et comporte une première étape est une étape 101 de détermination de points de début et de fin des transitions par intégration des 25 données de performance. Le procédé peut aussi comporter une étape d'affichage 102 des points de début et des points de fin des transitions. Ce procédé est utilisable par exemple pour déterminer les points de début et de fin de transitions lors d'une procédure de descente continue. 30 La figure 2 présente un mode de réalisation dans lequel une étape 201 permet l'extraction des données de performance de l'aéronef à partir d'une base de données 202. Cette base de données comporte en particulier : - des éléments permettant d'intégrer la trajectoire de l'aéronef en prenant en compte l'influence des transitions, - et/ou des éléments permettant une estimation des durées des transitions. L'étape 101 de détermination est choisie, dans un mode de réalisation présenté figure 3, parmi les deux étapes suivantes : - une première étape 301 de détermination de points de début et de points de fin de transitions, par intégration des données de performance et en considérant l'influence des transitions, la première étape étant mise en oeuvre sur un système de gestion de vol, et - une deuxième étape 302 de détermination de points de début et de points de fin de transitions par intégration des données de performance en considérant les transitions comme immédiates, la deuxième étape étant mise en oeuvre sur un système de gestion de vol. La figure 4 présente un mode de réalisation de la première étape 301 de détermination. Dans ce mode de réalisation cette première étape 301 20 comporte les étapes suivantes : - une étape 401 de détermination d'un premier paramètre représentatif d'une première valeur de l'équation sur un axe horizontal, - une étape 402 de détermination d'un deuxième paramètre représentatif d'une deuxième valeur de l'équation sur un axe vertical 25 - et une étape 403 de détermination d'un coefficient de traînée de l'aéronef. Dans un mode de réalisation, la première étape 301 de détermination est mise en oeuvre sur les équipements standards d'un système de gestion de 30 vol pour calculer l'état de l'aéronef en particulier les paramètres représentatifs de la configuration aérodynamiques. Cette étape utilise l'équation de la dynamique de l'avion qui est : dV Fext = dt En projetant ces équations sur l'axe horizontal cette équation devient alors: dV m-dt = Tx - Fx - mg sin y En projetant cette équation sur l'axe vertical cette équation devient alors: Fz = mg cos y Dans ces équations : - Fext représente l'ensemble des forces agissant sur l'aéronef, - m représente la masse de l'aéronef, - g la gravité terrestre, - V la vitesse sol, - Tx la poussée de l'aéronef, - Fx la traînée de l'aéronef, y la pente aérodynamique et - Fz la force de portance. La portance Fz peut s'exprimer en utilisant la relation suivante Fz = 1/2pSV2Cz Dans cette équation p représente la masse volumique de l'air, S la surface aérodynamique, V la vitesse sol de l'aéronef et Cz le coefficient de portance de l'aéronef. La traînée Fx peut s'exprimer en utilisant la relation suivante: Fx = 1/2p5V2Cx Dans cette équation, Cx représente le coefficient de traînée. De plus Cz et Cx sont liés par l'équation dite de polaire aérodynamique : Cx = f(Cz) La courbe d'équation polaire aérodynamique représente la polaire de l'aile. Cette courbe permet de réaliser une bijection de Cx et Cz. La figure 4 bis représente un exemple de cette courbe. Afin de garder une bijection entre Cx 25 et Cz on élimine la partie basse de la courbe (à proximité de A). Dans cette figure le point A représente un point avec une portance nulle, le point B représente un point avec une finesse maximale, à ce point le rapport Cz/Cx est le plus grand, le point C représente un point de portance maximale et le point D représente un point de décrochage. Ces points sont spécifiques 30 pour chaque aéronef. 3012 598 9 Dans un mode de réalisation, la fonction f peut être une simple somme pondérée entre les différents coefficients. Cx est calculé en utilisant une table, polynôme ou fonction compris dans la 5 base de données. En général, on peut exprimer Cx comme : Cx = f(Cx_lisse,Cx_conf(i),Cx_m) pour i E [1, Nconf] Cx_lisse représente la traînée en configuration lisse (i.e. aérofreins, becs, volets et trains rentrés). 10 Cx_conf(i) représente la traînée supplémentaire correspondant à la configuration i de sortie des becs, volets, trains et aérofreins. La base de données comporte un modèle de la traînée supplémentaire correspondant aux différentes configurations. Cx_m représente la traînée induite par la masse avion. 15 On en déduit la valeur des différents paramètres en particulier V, y. Ceci est réalisé, à partir du coefficient de traînée Cx, on déduit le coefficient de portance Cz via la fonction polaire, puis on en déduit la portance Fz, et on détermine y de cette équation. L'intégration (par des méthodes d'intégration 20 numériques de l'état de l'art comme la méthode Runge-Kutta) de l'équation de la dynamique sur le plan horizontal permet ensuite de calculer V. En intégrant une deuxième fois, on obtient les positions de l'aéronef (x et z). Cette intégration est réalisée en utilisant les relations : dx/dt = V cos y et dz/dt = V sin y Dans ces équations x représente la coordonnée en longitude le long du plan de vol et z représente l'altitude de l'aéronef. La figure 5 présente un mode de réalisation de la deuxième étape 302 de détermination. Dans ce mode de réalisation cette deuxième étape 302 30 comporte les étapes suivantes : - une étape 501 de détermination du point de début associé à une transition par intégration des données de performance en considérant les transitions comme immédiates, - une étape 502 de détermination de la durée de la transition, - une étape 503 de détermination de la distance parcourue pendant la transition à partir d'une vitesse de l'aéronef - et une étape 504 de détermination du point de fin de la transition par ajout de la distance parcourue au point de début associé à la transition. Ainsi dans ce mode de réalisation, la deuxième étape 302 de détermination est mise en oeuvre sur les équipements standards d'un système de gestion de vol pour calculer l'état de l'aéronef en particulier les paramètres représentatifs de la configuration aérodynamiques. Cette deuxième étape de détermination fait donc l'hypothèse d'un changement de position instantanée des différents éléments aérodynamiques. Par exemple, on considère que le train d'atterrissage rentre ou sort de manière instantanée. Cependant, afin de déterminer le début du transitoire, on utilise la durée de cette transition stockée dans la base de données. Ceci permet de déterminer le long de la trajectoire un point estimé de début de la transition permettant d'être sûr que la configuration est correcte au point calculé initialement. Il suffit donc de connaître la durée Dt de transition entre deux configurations 20 pour positionner le point de fin de la transition à X mètres du point calculé de début de la transition, connaissant également la vitesse V à laquelle vole l'aéronef durant la transition. Pour ce faire on utilise la relation X = V. Dt. Cette deuxième étape de détermination est moins précise que la première 25 étape de détermination mais demande des ressources de calcul plus faible. De plus cette deuxième étape de détermination ne nécessite pas une phase de modélisation fine de l'impact des transitoires sur le coefficient de traînée. Il est aussi possible de prendre en compte dans le calcul précédant le 30 diminution de la vitesse dV pendant la durée de la transition. Ainsi la formule précédente devient DX = T. dV. Dans un mode de réalisation présenté figure 6 le procédé comporte aussi une étape de sélection 601. Durant cette étape de sélection, la première 35 étape 301 de détermination est sélectionnée si les données de performance permettent de calculer l'influence des transitions et la deuxième étape 302 de détermination est sélectionnée si les données de performance ne permettent pas de calculer l'influence des transitions. En d'autre termes, l'étape 301 de sélection permet de vérifier que les données de performance permettent le calcul des transitoires. Ensuite si ces données permettent de calculer les transitoires, alors première étape 302 de détermination permet de calculer le point de début et de fin de transitoire, en intégrant les équations de la dynamique avion selon les formules conventionnelles. On dispose en sortie des points de début et de fin des différentes transitions. Si l'étape 301 de sélection a montré que les données de performance ne permettent pas le calcul des transitoires, alors la deuxième étape 303 de détermination permet de calculer une estimation du point de début des transitions en considérant ces transitions comme instantanées. Ensuite sur la base d'heuristiques sur la durée des transitions, il est possible de calculer le point de fin de ces transitions. La figure 7 présente un mode de réalisation dans lequel le procédé comporte en plus une troisième étape 701 de détermination d'un impact des transitions 20 sur une heure de fin du vol à partir de d'une durée des transitions. Le procédé comporte aussi une étape d'affichage 702 de cet impact. Dans un mode de réalisation, si plusieurs étapes peuvent être mise en oeuvre, on peut choisir de n'effectuer qu'un seul calcul avec un ordre de priorité. Dans un autre mode de réalisation on peut effectuer l'ensemble des 25 calculs suivant les trois étapes de détermination et utiliser une étape 703 de sélection entre la réalisation de l'étape d'affichage de l'impact ou l'étape d'affichage des points de début et des points de fin. Cette détermination peut être fait automatiquement ou bien manuellement par l'utilisateur, via une interface homme machine. 30 Dans un mode de réalisation présenté figure 8 la troisième étape 701 de détermination comporte : - une étape 801 de détermination d'un premier coefficient de traînée de l'aéronef avant une des transitions, - une étape 802 de détermination d'un deuxième coefficient de traînée de l'aéronef après une des transitions, - une étape 803 de détermination de deux vitesses de l'aéronef respectivement associées aux premier et deuxièmes coefficients de traînée - et une étape de 804 détermination de l'impact à partir d'une différence entre les deux vitesses. Ainsi la troisième étape 701 de détermination est mise en oeuvre sur les équipements standard d'un système de gestion de vol pour calculer l'état de l'aéronef en particulier les paramètres représentatifs de la configuration aérodynamique. Cette troisième étape 701 est effectuée après le traitement du calcul conventionnel de trajectoire dans le cas où les données de performance ne permettent pas de calculer l'influence des transitions entre les différentes configurations aérodynamiques. Ainsi, dans ce cas, il n'est pas possible de trouver par intégration des équations différentielles les points de début et de fin de transitoire. L'étape 701 fait donc l'hypothèse d'une changement de position instantanée des différents éléments aérodynamiques. Par exemple on considère que le train d'atterrissage rentre ou sort de manière instantanée. Mais pour déterminer l'impact sur l'heure de fin de procédure, elle utilise une modélisation de la traînée aérodynamique (connue aussi sous l'expression Cx) induite par la sortie des configurations. Pour faire cette modélisation on utilise les étapes suivantes : - Calcul de la traînée avion lorsque la première configuration aérodynamique est utilisée : Cx_1, - Calcul de la traînée avion lorsque la deuxième configuration aérodynamique est utilisée : Cx_2, - Récupération de la durée de la transition de configuration Dt dans la base de données, - Calcul de la longueur parcourue durant la durée de rentrée/sortie/modification X = V. Dt, - Calcul de la vitesse V1 avec Cx_1 en utilisant l'équation de la dynamique de l'aéronef, 3012 598 13 - Calcul de vitesse V2 avec Cx_2 en utilisant l'équation de la dynamique de l'aéronef, - Connaissant la variation de vitesse induite par le changement de configuration sur une longueur Dx, on en déduit le delta de temps 5 induit par cette variation de vitesse en utilisant la relation suivante : Dx Delta_T_induit = ABS W2- V1 La réalisation de cette troisième étape nécessite donc de disposer dans la base de donnée des performances des paramètres Cx_1 et Cx_2 qui sont respectivement associés à la première et à la deuxième configurations 10 aérodynamiques. Ces paramètres sont disponibles généralement chez certains constructeurs. Les figures 9.a et 9.b présentent deux modes de réalisation d'un système de gestion de vol mettant de mettre en oeuvre le procédé objet de cette 15 invention. Le système de la figure 9.a comporte une interface graphique 901 configurée pour l'affichage des points de début et de points de fin de transitions et/ou l'affichage d'impact des transitions sur une heure de fin du vol. Le système comporte également un processeur 902 configuré pour la mise en oeuvre du 20 procédé de l'invention. L'affichage des points de début et de fin des transitions est réalisable dans un mode de réalisation en présentant la zone de transition. Ceci est réalisable, comme présenté sur le haut de la figure 10.a ou la figure 10.b, 25 sous la forme d'un ovale. Il est aussi possible de représenter les points de début et de fin du transitoire i par les indications « di » pour le début et « fi » par la fin comme ceci est représenté sur la figure 10.c à gauche. Il est aussi possible de ne présenter que le point recalculé i comme sur la figure 10.c à droite ou sur la figure 10.a en bas. 30 Cet affichage présente donc, selon les prédictions calculées, à quel endroit on doit commencer à mettre en place la configuration correspondante et à quelle endroit elle est effectivement mise en place. Il est aussi possible d'élargir la zone de transition, ce qui revient à présenter une plage de localisation possible pour le début de la transition vers la nouvelle configuration. Dans ce cas, l'information permet de réaliser le début de la transition dans une zone plus large et non uniquement au début de la zone affichée. Ceci permet en particulier de laisser un peu plus de souplesse à l'équipage pour réaliser la manoeuvre. La zone de fin de la transition présentée peut être élargie d'une valeur qui permet de continuer à respecter l'heure de fin de l'approche en descente continue à une marge de tolérance près. Par exemple, si l'heure de fin de l'approche en descente continue doit être tenue avec une tolérance de T sec, et que le type d'avion modélisé comporte trois sorties de configuration différentes, il est possible élargir chaque plage i de T1i secondes avant le calcul issu de l'une des étapes de détermination, et de T2i secondes après le calcul de l'une des étapes de détermination. Ainsi la somme des T1i (i = 1 3) ne provoque pas un arrivée plus de T secondes après l'heure prédite d'arrivée, et la somme des T2i (i = 1 --- 3) ne provoque pas une arrivée plus de T secondes avant l'heure prédite d'arrivée. En effet si les différentes configurations aérodynamiques sont mises en place systématiquement plus tôt (cas des T1i), l'aéronef est ralenti plus que prévu et l'aéronef arrive donc un peu plus tard (et vice versa pour les T2i). Ainsi, connaissant pour une configuration i donnée, la vitesse Vii avant et V2i après la mise en place de la configuration, on connaît l'impact temporel d'un passage de la vitesse Vii à la vitesse V2i, T1i secondes plus tôt. En effet l'aéronef aura T1i secondes plus tôt que prévu à la vitesse V21. Sachant que la longueur initialement calculée du parcours réalisé à la vitesse Vit durant une durée de T1i secondes vaut Di = V1i.T1i, et que cette longueur sera parcourue à V21 si les configurations aérodynamiques sont mises en place plus tôt, le temps supplémentaire résultant vaudra T3i = T2i-T1i selon la formule suivante : (V 1i * T 1i) [(V 1i * T 1i) - (V 2i * T 1i)] T3i = T2i - T11 = T1i = V2 V2i (V1i - V2i)T1i V21 3012 598 15 En effet l'erreur temporelle d'un passage de la vitesse Vii à la vitesse V2i, soit le delta de temps T3i sur une distance parcourue constante Di est donnée par la formule T3i=T2i-T1i avec une distance parcourue initialement prévue Di = V1i* T1i mais parcourue à V2i donc Di = V2i * 5 T2i. Ainsi la somme des T3i obtenue en utilisant la formule précédente ne doit donc pas excéder T. (Vice versa pour les calculs avec T2i). 10 Dans un autre mode de réalisation, l'affichage est effectué tel que présenté figure 10.d. Sur cette figure une page d'affichage du plan de vol est représentée sur une interface graphique. Cette interface graphique est connue sous l'acronyme anglais de MCDU pour Multifunction Control Display Unit ou Unité d'affichage et de contrôle multifonctions en Français. Il est 15 aussi possible d'utiliser un FMD (pour FMS Display en anglais ou affichage FMS en français) d'un système de gestion de vol. Le FMD correspond à la zone d'affichage des pages et paramètres FMS associés. Dans ces deux cas, il est possible d'afficher les heures de début et de fin associées aux différentes transitions et éventuellement l'impact sur l'heure de fin de vol de 20 ces différentes transitions. Ces affichages sont par exemple possibles dans le champ Time. La figure 11 présente un autre mode de réalisation d'un système de gestion de vol 902 adapté à la mise en oeuvre du procédé de l'invention. Dans ce 25 mode de réalisation le système propose les fonctions décrites dans la norme ARINC 702. Ces fonctions sont en particulier les suivantes : - Navigation LOCNAV, 1170, pour effectuer la localisation optimale de l'aéronef en fonction des moyens de géo-localisation (GPS, GALILEO, balises radios VHF, centrales inertielles) ; 30 - Plan de vol FPLN, 1110, pour saisir les éléments géographiques constituant le squelette de la route à suivre (procédures de départ et d'arrivée, points de passages (waypoints), airways) ; - Base de donnée de navigation NAVDB 1130, pour construire des routes géographiques et des procédures à partir de données incluses dans les bases (points, balises, legs d'interception ou d'altitude...) ; 3012 598 16 - 5 - 10 - - 15 - Base de données de performance, PRF DB 1150, contenant les paramètres aérodynamiques et moteurs de l'appareil avec en particulier des éléments permettant d'intégrer la trajectoire aéronef en prenant en compte l'influence des transitions, et/ou des éléments permettant une estimation des durées des transitions ; Trajectoire latérale TRAJ, 1120: pour construire une trajectoire continue à partir des points du plan de vol, respectant les performances avion et les contraintes de confinement (RNP), cet élément permet en particulier la mise en oeuvre du procédé décrit dans cet invention ; Prédictions PRED, 1140 : pour construire un profil vertical optimisé sur la trajectoire latérale ; Guidage, GUID 1200, pour guider dans les plans latéraux et verticaux l'aéronef sur sa trajectoire 3D, tout en optimisant la vitesse ; Liaison de donnée numérique DATALINK, 1180 pour communiquer avec les centres de contrôle et les autres aéronefs. REVENDICATIONS1. Procédé de gestion de vol comportant ; - un étape de détermination (101) de points de début et de points de fin de transitions entre différentes configurations aérodynamiques et régimes moteur d'un aéronef durant un vol, par intégration de données de performance. 2. Procédé de gestion de vol selon la revendication 1 dans lequel ledit procédé est mis en oeuvre pour la détermination de transitions durant une procédure de descente continue. 3. Procédé de gestion de vol selon la revendication 1 ou 2 comportant en outre une étape (201) d'extraction desdites données de performances d'une base de données (202). 4. Procédé de gestion de vol selon l'une des revendications 1 à 3 dans lequel ladite étape de détermination (101) est choisie parmi les deux étapes suivantes : - une première étape (301) de détermination de points de début et de points de fin de transitions, par intégration desdites données de performance et en considérant l'influence desdites transitions, ladite première étape étant mise en oeuvre sur un système de gestion de vol, et - une deuxième étape (302) de détermination de points de début et de points de fin de transitions par intégration desdites données de performance en considérant lesdites transitions comme immédiates, ladite deuxième étape étant mise en oeuvre sur un système de gestion de vol. 5. Procédé de gestion de vol selon la revendication 4 dans lequel ladite 30 première étape (301) de détermination utilise une équation représentative de la dynamique de l'aéronef et comporte : - une étape (401) de détermination d'un premier paramètre représentatif d'une première valeur de ladite équation sur un axe horizontal,- une étape (402) de détermination d'un deuxième paramètre représentatif d'une deuxième valeur de ladite équation sur un axe vertical et - une étape (403) de détermination d'un coefficient de traînée de l'aéronef. 6. Procédé de gestion de vol selon la revendication 4 ou 5 dans lequel ladite deuxième étape (302) comporte : - une étape (501) de détermination du point de début associé à une transition par intégration desdites données de performance en considérant lesdites transitions comme immédiates, - une étape (502) de détermination de la durée de ladite transition, - une étape (503) de détermination de la distance parcourue pendant ladite transition à partir d'une vitesse de l'aéronef et - une étape (504) de détermination du point de fin de ladite transition par ajout de ladite distance parcourue au point de début associé à ladite transition. 7. Procédé de gestion de vol selon la revendication 4 à 6 comportant en 20 outre une étape de sélection (601) durant laquelle ; - ladite première étape (301) de détermination est sélectionnée si lesdites données de performance permettent de calculer ladite influence et - ladite deuxième étape (302) de détermination est sélectionnée si 25 lesdites données de performance ne permettent pas de calculer ladite influence. 8. Procédé de gestion de vol selon la revendication 1 à 7 comportant en outre : 30 - une troisième étape (701) de détermination d'un impact desdites transitions sur une heure de fin du vol à partir de d'une durée desdites transitions. 9. Procédé de gestion de vol selon la revendication 8 dans lequel ladite 35 troisième étape (701) de détermination comporte :- une étape (801) de détermination d'un premier coefficient de traînée de l'aéronef avant une desdites transitions, - une étape (802) de détermination d'un deuxième coefficient de traînée de l'aéronef après une desdits transitions, - une étape (803) de détermination de deux vitesses de l'aéronef respectivement associées auxdits premier et deuxièmes coefficients de traînée et - une étape de (804) détermination dudit impact à partir d'une différence entre les deux dites vitesses. 10 10. Procédé de gestion de vol selon la revendication 8 ou 9 comportant : - une étape d'affichage (702) dudit impact. 11. Procédé de gestion de vol selon la revendication 1 à 10 comportant : 15 - une étape d'affichage (102) desdits points de début et desdits points de fin. 12. Procédé de gestion de vol selon les revendication 10 et 11 comportant - une étape de sélection (703) entre la réalisation d'une étape 20 d'affichage (702) dudit impact ou une étape d'affichage (102) desdits points de début et desdits points de fin. 13. Système de gestion de vol pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une des revendications 1 à 12 comportant : 25 - un processeur configuré ou programmé pour déterminer des points de début et des points de fin de transitions entre différentes configurations aérodynamiques et régimes moteur d'un aéronef durant un vol par intégration de données de performance de l'aéronef - une interface graphique (901) configurée pour afficher lesdits points 30 de début et de points de fin de transitions. 14. Système selon la revendication 13 adapté pour la mise en oeuvre d'un procédé selon l'une des revendications 8 à 10 ou 12 et dans lequel ledit processeur est configuré ou programmé pour déterminer un impact desdites 35 transitions sur une heure de fin du vol à partir de d'une durée desditestransitions et ladite interface graphique (901) est configurée pour afficher ledit impact. 15. Système de gestion de vol selon la revendication 13 ou 14 comportant en 5 outre d'une base de données (202) comportant en particulier : - des éléments permettant d'intégrer la trajectoire aéronef en prenant en compte l'influence des transitions, et/ou - des éléments permettant une estimation des durées des transitions.