FR 3089955 A1 20200619 FR 1873108 A 20181218 Description Titre de l'invention : PROCEDE ET SYSTEME DE GUIDAGE D'AIDE AU SUIVI D'UNE TRAJECTOIRE POUR UN PILOTAGE AU VECTEUR-VITESSE D'UN AERONEF [0001] La présente invention concerne un procédé de guidage et d'aide au suivi d'une tra- jectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse. [0002] La présente invention concerne également un système correspondant de guidage et d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse d'un aéronef. [0003] L'invention se situe dans le domaine technique des Interfaces Homme Système IHS de pilotage d'un aéronef comportant un vecteur « vitesse », le vecteur « vitesse » étant défini comme le vecteur de la vitesse du centre de gravité dudit aéronef par rapport à un repère terrestre local, et étant affiché en tête basse ou en en tête haute, portée ou non. [0004] En aéronautique civil, l'avènement de la navigation basée sur la position GPS (en anglais Global Positioning System) de l'aéronef a ouvert un nouveau champ de procédures de vol aux instruments TER (en anglais Instrument Flight Rules) en créant de nouvelles routes aériennes auparavant inaccessibles en conditions de visibilité dégradée. On peut citer en exemple les routes RNP 0.3 (en anglais Area Navigation Performance 0.3 Nautical Mile tolerance), RNP 0.1 (en anglais Area Navigation Performance 0.1 Nautical Mile tolerance), RNP AR (en anglais Area Navigation Performance Authorization Required), les approches LPV (en anglais Localizer Performance with GPS-based Vertical Guidance) ou encore spécifiquement pour les hélicoptères les approches PinS (en anglais Point in Space en IFR). De par leur niveau d'exigence en précision de suivi, ces procédures ont permis, par exemple, de définir de nouvelles routes d'accès aux aéroports évitant les zones les plus urbanisées ou encore de définir des accès à des aéroports entourés de montagnes utilisables en visibilité dégradée ou encore pour les hélicoptères, de définir de routes reliant des hôpitaux, y compris en montagne, et utilisables là aussi en visibilité dégradée. [0005] Dans l'aéronautique militaire, plusieurs cas de pilotage exigeant un pilotage précis pour suivre des trajectoires complexes peuvent bénéficier d'une assistance. Cela exige un gros travail cognitif de la part du pilote si le porteur ne dispose pas de pilotage automatique, ou que celui-ci est inopérant. [0006] Ces exigences de suivi précis de route en 3D tirent. vers le besoin d'une aide au pilotage manuel qui permette de suivre ces trajectoires tridimensionnelles avec de faibles écarts par rapport à la trajectoire de consigne sans requérir une charge de travail accrue pour le pilote. 2 [0007] Il existe à ce jour plusieurs solutions pour répondre partiellement à ce besoin. [0008] Une première solution est l'affichage des écarts latéral et vertical sur les deux échelles de déviation latérale et verticale de l'afficheur principal de vol PFD (en anglais Primary Flight Display). Ces écarts peuvent être linéaires, par exemple pour le suivi d'une procédure GNSS hors LPV de navigation à l'aide d'un positionnement global par satellites, ou peuvent être angulaires pour le suivi d'un guidage à l'atterrissage ILS (en anglais Instrument Landing System) ou LPV. Pour rester sur sa trajectoire, le pilote doit maintenir les symboles d'écarts au centre des échelles de déviations. [0009] Cette première solution, fondée sur les échelles de déviation, fournit seulement deux écarts, vertical et horizontal, à une trajectoire, mais ne fournit pas de guidage et aucune aide à l'anticipation du pilotage manuel. [0010] Une seconde solution est l'affichage d'un directeur de vol, qui peut être utilisé seul ou en complément des écarts latéral et vertical. Le directeur de vol est un symbole qui fournit à l'équipage des consignes de manoeuvre latéral et vertical à exécuter afin de suivre la trajectoire désirée. Ces consignes peuvent être présentées sous différentes formes : - les barres de guidage dites « directeur de vol à réplique duale » (en anglais « Dual Cuc Flight Director ») sont deux segments perpendiculaires, l'un parallèle au bord horizontal de l'écran, l'autre parallèle au bord vertical et se coupant en leurs centres au centre de la référence avion lorsque la consigne est de voler droit et à plat. Pour guider le pilote dans un virage à droite en montée, par exemple, la barre horizontale se déplace vers le haut pour indiquer au pilote de monter et la baffe verticale se déplace vers la droite pour indiquer au pilote de tourner à droite de telle sorte que lorsque l'avion a pris la bonne pente et le bon roulis pour ce virage en montée, les deux barres se coupent à nouveau en leurs centres au centre de la référence avion. - la forme en «V » du directeur de vol dite « Directeur de vol à réplique unique » (en anglais «Single Cue Flight Director ») est une consigne unique fusionnant en un seul symbole la consigne latérale et la consigne verticale. Son symbole matérialise un avion en forme de delta en perspective qui monte et descend pour donner les consignes verticales et qui s'incline à droite ou à gauche pour donner les consignes latérales. Il suffit de piloter de sorte que le symbole en « V» du directeur de vol reste à plat sur la référence avion pour suivre la trajectoire. - une forme de directeur de vol, adaptée au pilotage au vecteur-vitesse, dite Directeur de trajectoire de vol » (en anglais « Flight Path Director »), et donc plutôt destinée aux affichages en tête haute ou aux PFD avec SVS, Système de vision synthétique, dans laquelle en une consigne unique un seul symbole sont fusionnées la consigne latérale et la consigne verticale ; son symbole est généralement un cercle de 3 diamètre inférieur à celui du vecteur vitesse et pour suivre le guidage, il suffit de piloter l'aéronef de sorte que le vecteur vitesse entoure le symbole du directeur de vol. [0011] Les deux formes de directeurs de vol de la deuxième solution, dites « dual eue» et « single eue», sont certes appropriés pour un pilotage en roulis et en assiette de l'aéronef mais sont peu appropriées pour un pilotage à la trajectoire et au vecteur « vitesse ». [0012] La troisième forme de directeur de vol de la deuxième solution, dite du « Flight Path Director » est quant à elle bien adaptée au pilotage au vecteur-vitesse dans les parties rectilignes de la trajectoire, mais à l'instar de la première solution et des deux premières formes de directeurs de vol de la deuxième solution présente l'inconvénient de ne pas fournir d'information au pilote lui permettant d'anticiper un changement dans la trajectoire, comme par exemple un virage succédant à une portion droite de la trajectoire ou une descente succédant à une montée ou un vol à plat, dont la conséquence est d'induire de l'imprécision et une charge de travail accrue dans le suivi d'une trajectoire en trois dimensions spatiales. [0013] Un autre défaut des première et deuxième solutions décrites ci-dessus est la non- conformité du guidage par rapport au monde réel dans le cas d'un affichage en tête haute ou par rapport à un système de vision synthétique SVS (en anglais « Synthctic Vision System ») dans le cas d'un affichage en tête basse. [0014] Une troisième solution consiste à afficher une représentation de la trajectoire de manière conforme soit en superposition d'un SVS pour un écran en tête basse, soit en superposition du monde réel pour un écran en tête haute, porté ou non. Une représentation classique d'un tel système est l'affichage d'une succession de rectangles perpendiculaires à la trajectoire, espacés d'une certaine distance fixe et de taille fixe dans le monde réel, formant ainsi une sorte de tunnel autour de la trajectoire. On parle de « Tunnel dans le ciel » (en anglais « Tunnel in the Sky ») pour cette troisième solution mais d'autres représentations peuvent être utilisées comme par exemple une route dans le ciel. Lorsque l'aéronef est sur la trajectoire, il suffit de piloter l'aéronef de sorte que le vecteur vitesse soit au centre du rectangle suivant pour suivre la trajectoire. [0015] Les représentations de type « Tunnel in the Sky » de la troisième solution sont quant à elles conformes mais ne fournissent pas un guidage de rejointe vers la trajectoire lorsqu'on est à l'extérieur du tunnel. Ces représentations peuvent prendre par ailleurs beaucoup de place sur l'écran, gêner la lisibilité des autres informations de guidage, être parfois difficilement compréhensibles pour des trajectoires un peu complexes et provoquer un effet de « tunnelisation », c'est à dire une focalisation excessive sur cet affichage pour leur utilisateur au détriment de la surveillance des autres paramètres de vol. [0016] Un premier problème technique est de fournir un procédé et un système d'aide au pilotage manuel d'un aéronef au vecteur-vitesse pour un suivi d'une trajectoire spatiale tridimensionnelle 3D et un guidage de l'aéronef qui soit conforme par rapport au monde réel dans le cas d'un affichage tête haute ou par rapport à un système de vision synthétique SVS dans le cas d'un affichage en tête basse. [0017] Un deuxième problème technique, connexe au premier problème technique, est de fournir au pilote des informations visuelles de guidage permettant d'anticiper une rupture dans la forme de la trajectoire de consigne à suivre par l'aéronef [0018] A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de guidage et d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse d'un aéronef comprenant les étapes suivantes : une première étape de détermination d'une trajectoire cible de l'aéronef ; une deuxième étape de mesure de la position actuelle et de l'attitude actuelle de l'aéronef ; puis une troisième étape de calcul des écarts latéral et vertical de la position courante de l'aéronef à cette trajectoire, d'un cap de rejointe et d'une pente de rejointe de l'aéronef à la trajectoire ; puis une quatrième étape d'affichage en tête haute ou en tête basse d'un symbole de guidage conforme, centré sur le cap de rejointe et la pente de rejointe à la trajectoire calculés, sur un écran de pilotage présentant un vecteur-vitesse. [0019] Suivant des modes particuliers de réalisation, le procédé de guidage d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse d'un aéronef comprend l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou en combinaison : - la trajectoire cible de l'aéronef comporte une ou plusieurs rupture(s) de trajectoire comprise(s) dans l'ensemble formé par un début de virage, une fin de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, un changement de pente seul ou combiné à un changement latéral de cap ; et la troisième étape met en oeuvre le calcul du temps restant avant la prochaine rupture ; et la quatrième étape met en oeuvre en support du symbole de guidage l'affichage d'une première information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant le temps restant jusqu'à la prochaine rupture calculé dans la troisième étape lorsque que le temps restant calculé dépasse par valeurs inférieures à une période prédéterminée T ; - la quatrième étape met en oeuvre en support du symbole de guidage l'affichage d'une deuxième information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant la direction du déplacement du symbole de guidage après la prochaine rupture lorsque que le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure à la période prédéterminée T ; - la quatrième étape met en oeuvre en support du symbole de guidage l'affichage d'une quatrième information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant la pente à prendre après la prochaine rupture lorsque que le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure à la période prédéterminée T ; - la quatrième étape met en oeuvre en support du symbole de guidage l'affichage d'une cinquième information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant le roulis à prendre après la prochaine rupture lorsque que le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure à la période prédéterminée T ; - le symbole de guidage a une forme totale ou ponctuée d'un anneau de diamètre supérieur à la largeur du vecteur-vitesse ; - la trajectoire cible de l'aéronef comporte une ou plusieurs rupture(s) de trajectoire comprise(s) dans l'ensemble formé par un début de virage, une fin de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, un changement de pente seul ou combiné à un changement latéral de cap ; et lorsque la prochaine rupture de trajectoire est comprise dans l'ensemble formé par un début de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, la quatrième étape met en oeuvre en support du symbole de guidage l'affichage d'une cinquième information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant le cap à prendre après la prochaine rupture lorsque le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure à une période prédéterminée T ; - la trajectoire cible de l'aéronef comporte une ou plusieurs rupture(s) de trajectoire comprise(s) dans l'ensemble formé par un début de virage, une fin de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, un changement de pente seul ou combiné à un changement latéral de cap ; et lorsque la prochaine rupture de trajectoire est comprise dans l'ensemble formé par un début de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, la quatrième étape met en oeuvre l'affichage d'une première information d'anticipation du moment exact de la prochaine rupture par l'animation d'un symbole auxiliaire d'indication du temps restant calculé, créé sur l'écran lorsque le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure une période prédéterminée T, animé sur l'écran d'une vitesse de déplacement latérale conforme égale à la vitesse V de déplacement à venir du symbole de guidage pendant le prochain virage, et situé sur l'écran, à son moment d'apparition lorsque le temps restant calculé est égal à T, à une distance D de la position du symbole de guidage égale au produit de la vitesse V par la durée T ; - la trajectoire cible de l'aéronef comporte une ou plusieurs rupture(s) de trajectoire comprise(s) dans l'ensemble formé par un début de virage, une fin de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, un changement de pente seul ou combiné à un changement latéral de cap ; et lorsque la prochaine rupture de trajectoire est comprise dans l'ensemble formé par un début de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, le symbole de guidage a une forme qui varie en fonction du temps restant calculé, la forme du symbole de guidage étant un cercle complet lorsque le 6 temps restant calculé est supérieur à une période prédéterminé T ; et la forme du symbole du guidage étant un arc de cercle ponctué dont la concavité est orienté vers la position de sortie du prochain virage lorsque le temps restant calculé dépasse la période T par valeurs inférieures jusqu'à s'annuler, un premier symbole auxiliaire étant créé en parallèle, ayant la forme complémentaire de l'arc de cercle ponctué du symbole de guidage, et animé d'une vitesse de déplacement latérale conforme égale à la vitesse V de déplacement à venir du symbole de guidage, et un deuxième symbole auxiliaire étant créé en parallèle, centré sur la position de sortie du prochain virage ; - la première étape est exécutée par un système de gestion de vol; et la deuxième étape est exécutée par un ensemble de capteurs de positionnement et d'attitude ; et la troisième étape est exécutée par un calculateur électronique de guidage); et la quatrième étape est exécutée par un écran de pilotage en tête basse ou en tête haute inclus dans un système d'affichage SVS, EVS, CVS ; [0020] L'invention a également pour objet un système de guidage et d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse d'un aéronef comprenant : un système de gestion de vol de l'aéronef, un ensemble de capteurs de positionnement et d'attitude de l'aéronef, un ensemble d'au moins un afficheur(s) incluant un écran de pilotage de l'aéronef, et un calculateur de guidage pour aider le pilotage manuel de l'aéronef; le système de gestion de vol étant configuré pour déterminer et fournir une trajectoire cible de l'aéronef; l'ensemble des capteurs de position et d'attitude étant configuré pour fournir à chaque instant la cinématique de l'aéronef au calculateur du guidage; le calculateur de guidage étant configuré pour calculer à chaque instant des écarts latéral et vertical de la position courante de l'aéronef à cette trajectoire, d'un cap de rejointe et d'une pente de rejointe de l'aéronef à la trajectoire à partir de la position actuelle de l'aéronef et la trajectoire cible ; l'écran de pilotage en tête basse ou en tête haute présentant un vecteur-vitesse étant configuré pour afficher un symbole de guidage conforme, centré sur le cap de rejointe et la pente de rejointe à la trajectoire calculés. [0021] Suivant des modes particuliers de réalisation, le système de guidage et d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse d'un aéronef comprend l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou en combinaison : - la trajectoire cible de l'aéronef comporte une ou plusieurs rupture(s) de trajectoire comprise(s) dans l'ensemble formé par un début de virage, une fin de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, un changement de pente seul ou combiné à un changement latéral de cap ; et le calculateur de guidage est configuré pour calculer le temps restant avant la prochaine rupture, et l'écran de contrôle est configuré pour afficher en support du symbole de guidage : une première information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant le temps restant jusqu'à 7 la prochaine rupture calculé lorsque que le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure à une période prédéterminée T ; et/ou une deuxième information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant la direction du déplacement du symbole de guidage après la prochaine rupture lorsque que le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure à une période prédéterminée T ; et/ou une troisième information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant la vitesse de déplacement du symbole de guidage après la prochaine rupture lorsque que le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure à une période prédéterminée T ; et/ou une quatrième information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant la pente à prendre après la prochaine rupture lorsque que le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure à une période prédéterminée T ; - l'écran de contrôle est configure pour afficher, en support du symbole de guidage, une cinquième information d'anticipation de la prochaine rupture de trajectoire concernant le cap à prendre après la prochaine rupture lorsque que le temps restant calculé dépasse par valeur inférieure à la période prédéterminée T lorsque la prochaine rupture de trajectoire est comprise dans l'ensemble formé par un début de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage; et/ou lorsque la prochaine rupture de trajectoire est comprise dans l'ensemble formé par un début de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, la première information d'anticipation du moment exact de la prochaine rupture est réalisé par l'animation d'un symbole auxiliaire d'indication du temps restant calculé, créé sur l'écran lorsque le temps restant calculé dépasse par valeurs inférieures une période prédéterminée T, animé sur l'écran d'une vitesse de déplacement latérale conforme égale à la vitesse V de déplacement à venir du symbole de guidage pendant le prochain virage, et situé sur l'écran, à son moment d'apparition lorsque le temps restant calculé est égal à T, à une distance D de la position du symbole de guidage égale au produit de la vitesse V par la durée T. [0022] L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description de plusieurs formes de réalisation qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple et faite en se référant aux dessins sur lesquels : [fig.1] est une vue architecturale générale d'un système selon l'invention de guidage et d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse ; [fig.2] est un ordinogramme général d'un procédé selon l'invention de guidage et d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse ; [fig.3] est une vue géométrique de l'écart latéral de l'aéronef à un tronçon ou section en ligne droite dans la trajectoire ; [fig.4] est une vue géométrique de l'écart de l'aéronef à un tronçon ou section formant virage dans la trajectoire ; 8 [fig.5] est une vue géométrique de l'écart vertical de l'aéronef à la trajectoire ; [fig.6] est une vue du symbole de guidage affiché lorsqu'il se trouve dans une première configuration complète d'un cercle-objet et correspondant à une position de l'aéronef, située dans un tronçon rectiligne de la trajectoire hors d'une zone d'anticipation d'une prochaine rupture vers un prochain virage ; [fig.7] est une vue du symbole de guidage, affiché lorsqu'il se trouve dans une deuxième configuration éclatée d'un cercle-objet, et correspondant à une position de l'aéronef, située dans un tronçon rectiligne de la trajectoire et dans la zone d'anticipation d'une prochaine rupture vers un prochain virage ; [fig.8] est une vue du symbole de guidage, affiché lorsqu'il se trouve dans une troisième configuration scmi-éclatée d'un cercle objet et correspondant à une position de l'aéronef, située dans un tronçon en virage de la trajectoire hors d'une zone d'anticipation d'une prochaine rupture vers un prochain virage ou dans une zone d'anticipation d'une prochaine rupture vers un prochain segment rectiligne. [0023] Le principe du procédé et du système selon l'invention de guidage et d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage manuel au vecteur-vitesse d'un aéronef repose sur le calcul, à chaque instant par un calculateur électronique de guidage, des écarts latéral et vertical de la position de l'aéronef à une trajectoire cible dans l'espace tridimensionnelle de l'aéronef, déterminée quant à elle par un calculateur dédié comme un système de gestion de vol FMS (en anglais « Flight Management System ») , ainsi que le calcul du temps restant avant la prochaine rupture dans la trajectoire. A partir des écarts latéral et vertical, un cap de rejointe et une pente de rejointe sont calculés, et un symbole de guidage conforme, centré sur le cap de rejointe et la pente de rejointe, est affiché comme consigne sur l'écran primaire de pilotage de l'aéronef, en tête haute ou en tête basse. [0024] Cette consigne de rejointe, formée par le symbole de guidage, porte en complément des informations intuitives permettant d'anticiper les changements dans la trajectoire conforme suivie par l'aéronef, en cap comme en altitude. Cela permet un pilotage très précis de l'aéronef sur la trajectoire suivie sans requérir une charge de travail importante pour le pilote. [0025] Par ailleurs, avant chaque rupture dans la forme de la trajectoire, composée d'une succession de portions ou tronçons, au moins une information permettant d'anticiper la portion de trajectoire suivante, succédant à la portion trajectoire courante, est affichée sur ce même symbole unique de guidage ou de rejointe quelques secondes avant la rupture de trajectoire, par exemple une durée T comprise entre 5 secondes et 10 secondes, avant la rupture de la trajectoire mais qui peut différer selon le type d'aéronef et de pilotage (hélicoptère versus avion, civil versus militaire). [0026] Suivant la Figure 1, un système d'aide au pilotage manuel d'un aéronef selon 9 l'invention pour le suivi conforme d'une trajectoire spatiale tridimensionnelle est embarqué de préférence à bord dudit aéronef. [0027] En variante, le système d'aide au pilotage manuel d'un aéronef selon l'invention pour le suivi conforme d'une trajectoire spatiale tridimensionnelle dudit aéronef peut être déporté dudit aéronef, le pilotage étant effectué à distance par télécommandes. Dans ce cas l'aéronef est par exemple un drone. [0028] Suivant la Figure 1, un système 2 dc guidage et d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse d'un aéronef 4, comprend : - un système de gestion dc vol FMS 6 de l'aéronef 4; - un ensemble de capteurs de mesures 8 à chaque instant de la cinématique dc l'aéronef 4 par rapport au sol, en particulier de la position de l'aéronef ; - un ensemble 10 d'au moins un afficheur(s) 12, 14, incluant un écran de pilotage 12 de l'aéronef 4; et - un calculateur de guidage 18 pour aider le pilotage manuel de l'aéronef 4. [0029] Le système de gestion de vol FMS 6 est configure pour déterminer et fournir une tra- jectoire cible de l'aéronef par rapport au sol. [0030] L'ensemble de capteurs dc mesures 8 de la cinématique de l'aéronef par rapport au sol est configure pour fournir à chaque instant la position de l'aéronef 4 au calculateur du guidage 18. Il utilise par exemple par le système de positionnement global par satellite GPS (en anglais Global Positioning System), l'IRS (en anglais « Incrtial Reference System »), l'ADC (en anglais « Air Data Computer »). [0031] Le calculateur de guidage 18 est configure pour calculer à chaque instant des écarts latéral et vertical de la position courante de l'aéronef 4 à cette trajectoire, d'un cap de rejointe et d'une pente de rejointe de l'aéronef à la trajectoire à partir des positions et attitudes actuelles et de la trajectoire cible. [0032] L'écran de pilotage 12 en tête basse ou en tête haute présentant un vecteur-vitesse est configure pour afficher un symbole de guidage conforme, centré sur le cas de rejointe et la pente de rejointe à la trajectoire calculés. [0033] L'affichage du symbole de guidage est conforme par rapport à un système de vision synthétique SVS (en anglais « Synthetic Vision System »), un système de vision augmenté EVS (en anglais « Enhanced Vision System »), un système de vision combiné CVS (en anglais « Combined Vision System ») combinant un système de vision synthétique SVS et un système de vision augmenté EVS, ou conforme par rapport au monde réel, dans le cas d'un affichage sur un écran transparent en tête haute, porté ou non. [0034] Suivant la Figure 2, un procédé 52 selon l'invention de guidage et d'aide au suivi d'une trajectoire pour un pilotage au vecteur-vitesse d'un aéronef, est mis en oeuvre par le système de guidage et d'aide au suivi 2 de la Figure 1. [0035] Le procédé de guidage et d'aide au suivi 52 de la trajectoire de l'aéronef 4 comprend les étapes suivantes : - une première étape 54 de détermination par calcul d'une trajectoire cible de l'aéronef ; - une deuxième étape 56 de mesures de la cinématique de l'aéronef par rapport au en particulier la position à chaque instant de l'aéronef par rapport au sol ; puis - une troisième étape 58 de calcul des écarts latéral et vertical de la position courante de r aéronef 4 à cette trajectoire, d'un cap de rejointe et d'une pente de rejointe de l'aéronef à la trajectoire ; puis - une quatrième étape 60 d'affichage en tête haute ou en tête basse d'un symbole de guidage conforme, centré sur le cap de rejointe et la pente de rejointe à la trajectoire calculés, sur un écran de pilotage présentant un vecteur-vitesse. [0036] La troisième étape 58 comporte une première sous-étape 64, une deuxième sous- étape 66, et une troisième sous-étape 68, exécutées successivement. [0037] Dans la première sous-étape 64, le calculateur de guidage 18 calcule des écarts latéral et vertical de l'aéronef à la trajectoire cible. [0038] Dans la deuxième sous-étape 66, le calculateur de guidage 18 calcule le temps restant avant la prochaine rupture dans la trajectoire, une rupture dans la trajectoire étant comprise dans l'ensemble formé par un début de virage, une fin de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, un changement de pente seul ou combiné à un changement latéral de cap. [0039] Dans la troisième sous-étape 68, le calculateur de guidage 18 calcule un cap de rejointe et une pente de rejointe de l'aéronef à la trajectoire fonction de l'écart latéral et de l'écart vertical à la trajectoire, calculés à chaque instant dans la première sous-étape 64. [0040] La trajectoire cible, déterminée dans la première sous-étape 64, par exemple par un système de gestion de vol FMS, embarqué à priori dans l'aéronef, est une trajectoire tridimensionnelle dans l'espace. [0041] Par exemple, cette trajectoire est composée d'une succession de segments rectilignes et d'arcs de cercle, chacune des extrémités des segments et d'arcs de cercle étant définie dans l'espace par une latitude, une longitude et une altitude, les centres et rayons des arcs de cercles étant également connus. Néanmoins, il est à remarquer que des trajectoires plus complexes peuvent être envisagées. [0042] 11 est à remarquer que les écarts latéral et vertical de l'aéronef pal- rapport à la tra- jectoire sont calculés au cours de la première sous-étape 64 dans le plan perpendiculaire à la trajectoire passant par l'aéronef. L'écart latéral 102, désigné par la suite par « EcartLateral », est illustré sur la Figure 3 dans le cas où l'aéronef suit une portion 104 en ligne droite de la trajectoire 106 calculée par le FMS, et illustré sur la Figure 4 11 dans le cas où l'aéronef 4 suit une portion 114 en virage, ici vers la droite, de la trajectoire 106 calculée par le FMS. L'écart vertical 122, désigné par la suite par « EcartVertical », est illustré sur la Figure 5. [0043] Dans le cas, donné à titre d'exemple, où la trajectoire est composée d'une succession de segment(s) rectilignes et d'arc(s) de cercle, la distance entre l'aéronef et l'extrémité terminale du segment ou arc de cercle courant de la trajectoire est calculée au cours de la deuxième sous-étape 66. Cette distance peut être utilisée pour calculer dans la même deuxième sous-étape 66 le temps restant avant la prochaine rupture dans la trajectoire. [0044] Dans le cas, donné à titre d'exemple, où la trajectoire est composée d'une succession de segment(s) rectilignes et d'arc(s) de cercle, les écarts latéral et vertical permettent de calculer un cap de rejointe et une pente de rejointe vers la trajectoire, par exemple avec les première et deuxième formules suivantes. [0045] Dans la première formule, exprimée par la première équation : [0046] [Math.1] \ apI{ CapDes + (Angle Tanh(LEcartfateral ) ) Li CoeA - CapRcidésiene le cap de rejointe, - CapD' désigné le cap désiré, c'est-à-dire le cap du segment courant de la trajectoire, dans le cas d'une portion en ligne droite de la trajectoire, ou le cap de la tangente 124 de la trajectoire désirée (Figure 4), pour les parties en arc de cercle, c'est-à-dire une portion en virage de la trajectoire, -AngleM. désigne l'angle maximal sous lequel on s'autorise à rejoindre la trajectoire, par exemple 45°, et - Tait (.) désigne la fonction tangente hyperbolique, - CoefA est une constante permettant d'adoucir plus ou moins le virage de rejointe latérale à la trajectoire. 100471 Dans la deuxième formule, exprimée par l'équation : 100481 IMath.21 ) PPente enten' + (Pentema, x Tanh(E cartVertical ) ej CoefB - Pente,' désigne la pente de rejointe, - PenteD' désigne la pente désirée, c'est-à-dire la pente de l'élément courant de la trajectoire (segment rectiligne ou arc de cercle), - Pentemax désigne le supplément maximal de pente à la pente désirée que l'on s'autorise pour rejoindre la trajectoire, par exemple 15°, - Tarill (.) désigne la fonction tangente hyperbolique, et - CoetB désigne une constante permettant d'adoucir plus ou moins l'arrondi de rejointe verticale à la trajectoire. 12 [0049] Les constantes utilisées dans ces première et deuxième formules sont des paramètres qui varient en fonction du type d'aéronef, un hélicoptère, un avion de transport ou un avion de chasse, et du type de pilotage souhaité, par exemple pour du transport de passager avec des virages de rejointe de la trajectoire assez large ou pour un chasseur avec des virages plus serrés. [0050] Suivant la Figure 2, les deux valeurs, mises à jour en permanence, du cap de rejointe et de la pente de rejointe, permettent à chaque instant de positionner sur l'écran primaire de pilotage 12, par exemple un PFD (en anglais « Primary Flight Display ») sur un écran en tête basse, un écran tête haute HUD (en anglais « Head Up Display ») ou encore un écran tête porté HWD (« Head Worn Display), un symbole unique de guidage conforme à un système de vision synthétique SVS affiché l'écran primaire de pilotage en tête basse ou au monde réel sur les afficheurs en tête haute, et au pilote de venir positionner le symbole du vecteur-vitesse pour suivre ou rejoindre la trajectoire calculée. [0051] Suivant la Figure 2, à un temps prédéfini T, compris entre 5 secondes et 10 secondes et adapté en fonction du type d'aéronef, avant la prochaine rupture dans la trajectoire, i.e. une rupture comprise dans l'ensemble formé par un début de virage, une fin de virage, un changement de rayon et/ou de sens de virage, un changement de pente seul ou combiné à un changement latéral de cap, le symbole unique de guidage, toujours centré sur le cap de rejointe et la pente de rejointe calculés comme décrits ci-dessus, devient le support d'informations supplémentaires permettant au pilote d'anticiper très précisément l'élément suivant de la trajectoire. Ces informations supplémentaires sont affichées au cours de la quatrième étape 60 et permettent au pilote de connaître : - le moment exact de la rupture de trajectoire, et/ou - la direction du déplacement à venir du symbole de guidage ; et/ou - la vitesse du déplacement à venir du symbole de guidage ; et/ou - le cap de sortie de virage lorsque la séquence suivante est un virage ; et/ou, - la pente de la séquence suivante de la trajectoire ; et/ou, - le roulis à prendre lors de la séquence suivante de la trajectoire. [0052] Ainsi, le système et le procédé selon l'invention de guidage et d'aide au suivi de la trajectoire cible calculée réalisent un suivi très précis de la trajectoire calculée grâce à la fourniture d'un pilotage au vecteur-vitesse qui suit un symbole de guidage conforme, et la fourniture d'informations complémentaires de guidage qui permettent d'anticiper chaque futur mouvement de l'aéronef sans aucune surprise. [0053] Il est à remarquer que le calcul du temps restant avant la prochaine rupture dans la trajectoire, exécuté au cours de la deuxième sous-étape 66, utilise la distance entre l'aéronef et l'extrémité terminale du segment rectiligne ou de l'arc de cercle courant de la trajectoire, calculée au préalable dans la même deuxième sous-étape 66, ainsi que la 13 vitesse par rapport au sol de l'aéronef mesurée dans la deuxième étape 56. [0054] Suivant les Figures 6, 7 et 8 et un mode particulier d'implémentation du symbole de guidage, lors du passage par l'aéronef d'une portion rectiligne à une portion en virage de la trajectoire, le symbole de guidage a une forme dérivée d'un cercle objet d'un diamètre supérieur à la largeur du vecteur vitesse de sorte à permettre au pilote de venir placer le vecteur-vitesse à l'intérieur du symbole de guidage pour suivre et rejoindre la trajectoire. [0055] Le cercle objet possède trois états ou configurations en fonction de la position temporelle de l'aéronef par rapport à la prochaine rupture de la trajectoire lorsque la l'élément suivant ou la section suivante dans la trajectoire est un virage. [0056] Suivant la Figure 6 et un premier état du cercle objet, illustré dans une première re- présentation d'affichage 202, le cercle-objet 204 est d'un seul tenant et confondu avec le symbole de guidage 206. Cc premier état d'affichage dans lequel le symbole de guidage a la forme d'un cercle complet fermé a lieu lorsque le temps restant avant la prochaine rupture est supérieure à un temps ou période T prédéterminée, compris entre 5 secondes et 10 secondes avant la prochaine rupture. La position 210 de l'aéronef 4 sur la section rectiligne 212 de la trajectoire 106 avant la rupture 214, ici le point de passage WL506, est un exemple correspondant à cc premier état. [0057] Suivant la Figure 7 et un deuxième état du cercle-objet, illustré dans une deuxième représentation d'affichage 232, le cercle objet 234 est éclaté en trois ensembles-éclats : - un premier ensemble-éclat 236 formé d'arcs de cercle d'une première moitié du cercle-objet, formant le symbole de guidage et centré sur le point de rejointe de la trajectoire ; - un deuxième ensemble-éclat 238, formé des arcs de cercle de la première moitié du cercle-objet, complémentaires des arcs de cercle du premier ensemble-éclat, translaté du premier ensemble dans une direction opposée au point d'entrée du prochain virage d'une distance D au temps T d'anticipation avant la rupture, et animé de la vitesse de déplacement à venir du symbole de guidage pendant le prochain virage ; - un troisième ensemble-éclat 240 formé partiellement ou en totalité des arcs de cercle de la deuxième moitié du cercle-objet, complémentaire de la première du moitié du cercle-objet, centré sur le point de sortie du prochain virage et dont la concavité est tourné vers la concavité du premier ensemble-éclat. [0058] Ce deuxième état d'affichage dans lequel le symbole de guidage a la forme d'arcs de cercle sur une première moitié de cercle a lieu lorsque le temps restant avant la prochaine rupture est compris entre T et 0 et que la section prochaine de la trajectoire est un virage. [0059] Entre le temps T avant la prochaine rupture de trajectoire et la rupture de trajectoire, le symbole de guidage 236 est tracé selon la deuxième représentation éclatée, centré 14 sur le point actuel de rejointe tandis que le troisième ensemble-éclat 240 est tracé centré sur la pente et le cap de sortie du prochain virage, et le deuxième ensemble-éclat 240 se déplace d'une distance D à 0 pendant le temps T à la vitesse de déplacement à venir du symbole de guidage pendant le prochain virage. L'animation de cc deuxième ensemble-éclat d'arcs 238 donne au pilote l'information du taux de virage à venir et permet ainsi de visualiser le moment exact ou de modifier le taux de virage qui correspond à la jonction du deuxième ensemble-éclat 238 avec le symbole de guidage 236 dans le cas d'un nouveau virage à venir ou à la jonction du troisième ensemble-éclat 240 avec le symbole de guidage 236 dans le cas d'une fin de virage. En complément, dans cette représentation, on ajoute une consigne de roulis 241 en support sur le symbole de guidage 236 correspondant à la séquence suivante de la trajectoire pour permettre au pilote d'anticiper le roulis futur à adopter dans la séquence suivante. Cette consigne est elle aussi conforme au vecteur-vitesse. Si la séquence suivante est un virage, on affiche également sur cercle de guidage la flèche montrant la direction du virage à venir. [0060] La position 242 de l'aéronef 4 sur la section rectiligne 212 de la trajectoire 106 avant la rupture 214, ici le point de passage WL506, vers la section en virage 246, est un exemple correspondant à ce deuxième état. [0061] Il est à remarquer que le troisième ensemble-éclat 240, centré sur la sortie du prochain virage à venir n'est pas visible sur l'écran de pilotage 12 en raison d'un éloignement trop important de la sortie du prochain virage par rapport à la taille du champ de vue affichable. Suivant la Figure 8 et un troisième état du cercle-objet, illustré dans une troisième représentation d'affichage 252, le cercle objet 254 est semi-éclaté en deux parties : - les premier et deuxième ensembles-éclat 236, 238 réunis en la première moitié du cercle-objet, formant le symbole de guidage et centré sur le point de rejointe de la trajectoire et dont la concavité est orientée vers le point de sortie du prochain virage ; et - le troisième ensemble-éclat 240 centré sur le point de sortie du prochain virage et dont la concavité est tournée vers la concavité du premier ensemble-éclat. [0062] Ce troisième état d'affichage dans lequel le symbole de guidage a la forme d'un cercle ouvert et la partie complémentaire du symbole de guidage, est le troisième ensemble-éclat 240 centré sur la pente et le cap de sortie du virage courant a lieu lorsque l'élément courant de la trajectoire est une portion en virage, et que le temps restant avant la prochaine rupture est supérieure à T ou le prochain élément à venir de la trajectoire est un segment rectiligne. Une flèche 256 au cercle de guidage est alors ajoutée montrant la direction du virage. [0063] La position 260 de l'aéronef 4 sur la section en virage 262 de la trajectoire 106 avant la prochaine rupture 264, ici le point de passage CIZOL, vers un segment rectiligne 266, est un exemple correspondant à ce troisième état. 16 [Revendication 1] [Revendication 2] [Revendication 3]