FR 3106221 A1 20210716 FR 2000274 A 20200114 - Procédé et système d’aide à la gestion de l’énergie d'un aéronef sur une distance sol minimale lors d’une phase d’approche. - Le système (1) comporte une unité de réception (4) pour recevoir des données de vol courantes de l’aéronef et des données météorologiques courantes, une unité de traitement de données (5) pour réaliser un calcul itératif afin de déterminer, en fonction au moins d’un ensemble de règles prédéterminées, d’un ensemble de contraintes et de valeurs courantes dont des données météorologiques courantes, une trajectoire de vol optimale permettant de générer une dissipation de l’énergie de l’aéronef pour l’amener à une position finale stabilisée dans un énergétique final avec une distance sol minimale, ladite trajectoire de vol optimale définissant des positions auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef, et une unité de transmission de données (7) pour transmettre au moins ladite distance minimale à au moins un système utilisateur (9, 10). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Procédé et système d’aide à la gestion de l’énergie d'un aéronef sur une distance sol minimale lors d’une phase d’approche. La présente invention concerne un procédé et un système d’aide à la gestion de l’énergie d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, pour réaliser une gestion de l’énergie de l’aéronef sur une distance sol minimale, lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport. ETAT DE LA TECHNIQUE Pour faire atterrir un aéronef, en particulier un avion de transport, sur une piste d'atterrissage, cet aéronef volant à un instant courant avec une énergie courante, il est nécessaire de gérer la dissipation de son énergie lors de l'approche de la piste d'atterrissage de façon à ce que, d'une part, le contact de l'aéronef avec le sol ne soit pas trop brusque, et d'autre part, une fois l'aéronef au sol, il ait une capacité de freinage suffisante pour s'arrêter avant une extrémité de la piste d'atterrissage. Pour cela, les procédures d'atterrissage prévoient que l'aéronef doit être dans un état dit stabilisé lorsqu'il atteint en descente un point de stabilisation situé à une hauteur prédéterminée par rapport au sol. La hauteur prédéterminée peut, par exemple, être de 1000 pieds (environ 300 mètres) ou de 500 pieds (environ 150 mètres). L'état stabilisé correspond à des conditions d'approche stabilisées, lesquelles comprennent notamment une vitesse d'approche (calculée généralement par un système de gestion de vol embarqué) et une pente d'approche prédéterminées et stabilisées (c'est-à-dire constantes au cours du temps) définies dans la procédure d'atterrissage considérée. Ces conditions d'approche stabilisées doivent être maintenues pendant la suite de l'approche de la piste d'atterrissage, jusqu'à une hauteur par exemple de 50 pieds (environ 15 mètres) à proximité directe de la piste d'atterrissage. La phase d’approche est donc l’une des phases de vol les plus contraignantes en terme de travail pour l’équipage de l’aéronef. En effet, l’équipage doit stabiliser l’aéronef durant l’approche finale pour assurer qu’il puisse atterrir en toute sécurité. Divers facteurs tels qu’une autorisation (« clearance » en anglais) tardive du contrôle aérien ou de forts vents arrière, peuvent amener l’aéronef dans une condition d’énergie élevée. Dans de telles circonstances, l’équipage commande l’aéronef, à travers des éléments de commandes primaires et secondaires, par exemple des aérofreins, le train d’atterrissage et/ou des modifications de configuration de vol, afin de réduire l’excès d’énergie. Ces actions sont réalisées par le pilote sur la base de son expérience et de ses compétences. Dans certaines conditions d’énergie totale de l’aéronef, il peut être impossible de stabiliser l’aéronef. Ainsi, il peut arriver qu’une gestion d’énergie inefficace entraîne une remise des gaz de l’aéronef. Pour aider les pilotes à gérer l’énergie de l’aéronef, il est connu de déterminer une trajectoire de vol limite. En particulier, par les documents US-8 781 654 et FR-2 968 818, il est connu de déterminer et de présenter aux pilotes une trajectoire limite représentant une trajectoire de vol de l'aéronef qui est compatible avec les performances dudit aéronef lors de l’approche et qui illustre des limites à l’intérieur desquelles l’aéronef peut évoluer lors de l’approche. Une telle trajectoire de vol est construite en tenant compte d’hypothèses fixes et de valeurs de paramètres fixes. Or, différents paramètres peuvent varier, notamment en fonction des conditions météorologiques, et en particulier du vent. Par conséquent, la trajectoire de vol ainsi construite n’est pas forcément la trajectoire limite. Or, il peut être utile aux pilotes de disposer d’une trajectoire limite, la plus courte possible, permettant de réaliser une approche stabilisée. La présente invention a pour objet de déterminer et fournir une trajectoire de vol optimale qui permet de stabiliser l’aéronef avec une distance sol minimale. Pour ce faire, elle concerne un procédé d’aide à la gestion de l’énergie d'un aéronef, lors d’une phase d’approche en vue d’un atterrissage, ladite approche permettant de rejoindre une position dite finale à laquelle l’aéronef doit présenter un état énergétique final à partir d’un état énergétique courant de l’aéronef. Selon l’invention, ledit procédé comprend : - au moins une étape de réception, mise en œuvre par une unité de réception, consistant à recevoir des données de vol courantes de l’aéronef permettant au moins de déterminer ledit état énergétique courant, et des données météorologiques courantes de l’environnement de l’aéronef ; - un ensemble d’étapes de calcul, mises en œuvre par une unité de traitement de données, consistant à réaliser un calcul itératif, vers l’arrière à partir de ladite position finale, pour déterminer, en fonction d’un ensemble de règles prédéterminées, d’un ensemble de contraintes et de valeurs courantes dont lesdites données météorologiques courantes, une trajectoire de vol optimale permettant de générer une dissipation de l’aéronef pour l’amener à ladite position finale dans ledit état énergétique final avec une distance sol minimale, ladite trajectoire de vol optimale définissant des positions auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef ; et - une étape de transmission de données, mise en œuvre par une unité de transmission de données, consistant à transmettre au moins ladite distance minimale à au moins un système utilisateur. Ainsi, grâce à l'invention, le procédé génère une trajectoire de vol optimale qui permet de stabiliser l’aéronef avec une distance sol minimale, et ceci en tenant compte de conditions (ou données) météorologiques courantes, et notamment du vent, qui peuvent avoir une influence sur les performances de l’aéronef. On dispose donc d’une trajectoire limite d’énergie effective. En particulier, si elle est présentée aux pilotes, elle permet d’augmenter en temps réel la conscience des pilotes relativement à l’énergie. Une telle information permet aux pilotes de réduire le nombre d’approches non stabilisées et, donc, le nombre de remises de gaz. Par conséquent, grâce à l'invention, le nombre d’incidents ou d’accidents résultant d’un atterrissage à énergie trop élevée peut être réduit. Avantageusement, ledit ensemble d’étapes de calcul comprend au moins la suite d’étapes suivantes, mise en œuvre de façon itérative : - une première étape consistant à déterminer, à chaque itération, en fonction au moins dudit ensemble de règles prédéterminées, une pluralité d’états à partir d’un état sélectionné à l’itération précédente, l’état sélectionné utilisé lors de la première itération correspondant à l’état de l’aéronef à ladite position finale, lesdits états sélectionnés étant enregistrés ; - une deuxième étape consistant à attribuer un coût à chacun des états déterminés à la première étape de calcul ; et - une troisième étape consistant à sélectionner, parmi les états déterminés à la première étape de calcul, l’état qui présente le coût le plus réduit, l’état ainsi sélectionné étant utilisé à la première étape de calcul de l’itération suivante, l’état sélectionné à la dernière itération étant utilisé pour déterminer la trajectoire de vol optimale de l’aéronef. En outre, de façon avantageuse, un état est défini par des caractéristiques de l’aéronef, dont au moins sa hauteur par rapport au sol et sa vitesse, et éventuellement sa distance jusqu’à la destination, sa masse et le temps. Par ailleurs, avantageusement, lesdites données météorologiques comprennent au moins l’une des données suivantes : - le vent ; - la température. En outre, avantageusement, ladite étape de transmission de données consiste à transmettre audit système utilisateur également ladite trajectoire de vol optimale, sur laquelle sont indiquées des positions auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef, ainsi que les actions à mettre en œuvre à ces positions. Par ailleurs, de façon avantageuse, le procédé comprend une étape d’affichage consistant à afficher, sur un écran de visualisation du poste de pilotage de l’aéronef, au moins un point limite correspondant au point en amont sur ladite trajectoire de vol optimale où débute ladite distance sol minimale . La présente invention concerne également un système d’aide à la gestion de l’énergie d'un aéronef, lors d’une phase d’approche en vue d’un atterrissage, ladite approche permettant de rejoindre une position dite finale à laquelle l’aéronef doit présenter un état énergétique final à partir d’un état énergétique courant de l’aéronef. Selon l'invention, ledit système comporte : - une unité de réception configurée pour recevoir des données de vol courantes de l’aéronef permettant au moins de déterminer ledit état énergétique courant, et des données météorologiques courantes de l’environnement de l’aéronef ; - une unité de traitement de données configurée pour réaliser un calcul itératif, vers l’arrière à partir de ladite position finale, afin de déterminer, en fonction au moins d’un ensemble de règles prédéterminées, d’un ensemble de contraintes et de valeurs courantes dont lesdites données météorologiques courantes, une trajectoire de vol optimale permettant de générer une dissipation de l’énergie de l’aéronef pour l’amener à ladite position finale dans ledit état énergétique final avec une distance sol minimale, ladite trajectoire de vol optimale définissant des positions auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef ; et - une unité de transmission de données configurée pour transmettre au moins ladite distance minimale à au moins un système utilisateur. Dans un mode de réalisation particulier, l’unité de traitement de données comporte : - un premier élément configuré pour déterminer, à chaque itération, en fonction au moins dudit ensemble de règles prédéterminées, une pluralité d’états à partir d’un état sélectionné à l’itération précédente, l’état sélectionné utilisé lors de la première itération correspondant à l’état de l’aéronef à ladite position finale, lesdits états sélectionnés étant enregistrés ; - un deuxième élément configuré pour attribuer un coût, à chacun des états déterminés par ledit premier élément ; et - un troisième élément configuré pour sélectionner, parmi les états déterminés par ledit premier élément, l’état qui présente le coût le plus réduit, l’état ainsi sélectionné étant utilisé par ledit premier élément à l’itération suivante, l’état sélectionné à la dernière itération étant utilisé pour déterminer la trajectoire de vol optimale de l’aéronef. En outre, avantageusement, ledit système comporte, de plus, une unité d’affichage configurée pour afficher, sur un écran de visualisation du poste de pilotage de l’aéronef, au moins un point limite correspondant au point en amont sur ladite trajectoire de vol optimale où débute ladite distance sol minimale. La présente invention concerne, en outre, un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est équipé d’un système d’aide à la gestion de l’énergie, tel que celui précité. BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d’un mode réalisation particulier d'un système d’aide à la gestion de l’énergie. La figure 2 illustre schématiquement la trajectoire verticale d’une trajectoire de vol optimale, en l’absence de vent. La figure 3 illustre une situation similaire à celle de la figure 2, en présence d’un vent variable selon la hauteur. La figure 4 illustre schématiquement les étapes principales d’un procédé d’aide à la gestion de l’énergie, mis en œuvre par le système de la figure 1. La figure 5 montre schématiquement un affichage mis en œuvre sur un écran d’affichage horizontal. La figure 6 illustre schématiquement une première position de l’aéronef par rapport à un cercle d’énergie, à l’extérieur du cercle d’énergie, et la figure 7 illustre schématiquement une seconde position de l’aéronef par rapport à un cercle d’énergie, à l’intérieur du cercle d’énergie. DESCRIPTION DÉTAILLÉE Le système 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d’illustrer l’invention est destiné à aider le pilote d’un aéronef AC (figures 2 et 3), en particulier d’un avion de transport, lors d’une approche d'une piste d'atterrissage 2 (figures 2 et 3) d’un aéroport, en vue d'un atterrissage sur cette piste d'atterrissage 2. Ce système 1 est destiné à aider à la gestion de l’énergie et plus particulièrement à la dissipation de l’énergie pour permettre à l’aéronef AC de rejoindre une position finale Pf, à laquelle il doit présenter un état énergétique final Ef. Cette position finale Pf correspond, de préférence, à un point de stabilisation ou à un point situé à une hauteur donné au-dessus du seuil de la piste d’atterrissage 2 sur laquelle l’atterrissage de l’aéronef AC est prévu. Pour réaliser les traitements, le système 1 prend en compte un état énergétique initial Ei. Cet état énergétique initial Ei est égal à l’état énergétique courant Ec de l’aéronef, c’est-à-dire qu’il est défini avec une altitude dite initiale et une vitesse dite initiale égales à l’altitude courante et à la vitesse courante de l’aéronef AC (à sa position courante Pc). Dans le cadre de la présente invention, la notion d’état énergétique se définit, de façon usuelle, comme l’énergie totale mécanique de l’aéronef AC, déterminée par la somme d’une énergie potentielle (directement proportionnelle à la différence de hauteur entre la position considérée de l'aéronef AC et la piste d'atterrissage 2) et d’une énergie cinétique proportionnelle au carré de la vitesse considérée de l’aéronef. Selon l'invention, ledit système 1 qui est embarqué sur l’aéronef AC (figure 2), comporte, comme représenté sur la figure 1, une unité centrale 3 comprenant : - une unité de réception 4 (« RECEPT » pour « Reception Unit » en anglais) configurée pour recevoir des données précisées ci-dessous ; - une unité de traitement de données 5 (« PROC » pour« Data Processing Unit » en anglais) reliée par l’intermédiaire d’une liaison 6 à l’unité de réception 4 et destinée à traiter des données pour générer une trajectoire de vol optimale TO (figures 2 et 3) permettant de générer une dissipation de l’énergie de l’aéronef AC à partir de l’état énergétique initial Ei afin de l’amener à ladite position finale Pf dans ledit état énergétique final Ef et ceci avec une distance sol minimale Dmin1, Dmin2, comme précisé ci-dessous ; et - une unité de transmission d’informations 7 (« TRANSMIT » pour « Transmission Unit » en anglais) qui est reliée par l’intermédiaire d’une liaison 8 à l’unité de traitement de données 5 et qui est configurée pour transmettre au moins ladite distance sol (horizontale) minimale Dmin1, Dmin2 à au moins un système utilisateur 9, 10 respectivement via une liaison 11, 12. De préférence, l’unité de transmission d’informations 7 transmet également audit système utilisateur 9, 10 : - ladite trajectoire de vol optimale TO, sur laquelle sont indiquées des positions (précisées ci-dessous) auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef ; et - les actions à mettre en œuvre à ces positions. L’unité de traitement de données 5 est configurée pour réaliser un calcul (ou traitement) itératif (c’est-à-dire réaliser un nombre donné d’itérations). Le calcul ou traitement est réalisé vers l’arrière (c’est-à-dire vers l’amont en sens inverse au sens de vol F) à partir de ladite position finale Pf. L’unité de traitement de données 5 est configurée pour déterminer, en fonction au moins d’un ensemble de règles prédéterminées, d’un ensemble de contraintes et de valeurs courantes dont des données météorologiques courantes (qui peuvent avoir une influence sur les performances de l’aéronef AC), une trajectoire de vol optimale TO (figures 2 et 3) permettant de générer une dissipation de l’énergie de l’aéronef AC pour l’amener à ladite position finale Pf dans ledit état énergétique final Ef avec une distance sol minimale Dmin1, Dmin2 (figures 2 et 3). Cette trajectoire de vol optimale TO définit des positions auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef AC, notamment pour modifier la configuration de vol de l’aéronef AC, participant à la dissipation de l’énergie. Pour ce faire, l’unité de traitement de données 5 comporte des éléments de calcul 14, 15 et 17 qui réalisent un calcul itératif. Plus précisément, elle comporte : - l’élément de calcul 14 (COMP1 avec « COMP » pour « Computation Unit » en anglais) qui est relié par l’intermédiaire de la liaison 6 à l’unité de réception 4 et qui est configuré pour déterminer, en fonction au moins dudit ensemble de règles prédéterminées, une pluralité d’états à partir d’un état sélectionné à l’itération précédente. L’état sélectionné utilisé lors de la première itération correspond à l’état de l’aéronef à ladite position finale Pf. Les états sélectionnés sont enregistrés, par exemple dans un mémoire (non représentée) de l’unité de traitement de données 5 ; - l’élément de calcul 15 (COMP2) qui est relié par l’intermédiaire d’une liaison 16 à l’unité de calcul 14 et qui est configuré pour attribuer un coût à chacun des états déterminés par l’élément de calcul 14 ; et - l’élément de calcul 17 (COMP3) qui est relié par l’intermédiaire d’une liaison 18 à l’élément de calcul 15 et qui est configuré pour sélectionner, parmi les états déterminés par l’élément de calcul 14, l’état qui présente le coût le plus réduit (parmi les coûts attribués par l’élément de calcul 15). L’état ainsi sélectionné est utilisé par l’élément de calcul 14 de l’itération suivante, en étant reçu via une liaison 13. L’état sélectionné à la dernière itération, ainsi que ceux sélectionnés aux itérations précédentes et conservés, sont utilisés pour définir la trajectoire de vol optimale TO qui passe par les différents états sélectionnées. L’unité de traitement de données 5 comporte, de plus, un élément de calcul 19 (COMP4) qui est relié par l’intermédiaire d’une liaison 20 à l’élément de calcul 17 et qui est configuré pour déterminer la trajectoire de vol optimale TO de l’aéronef AC, notamment à partir des états sélectionnés et conservés. La trajectoire de vol optimale TO est la trajectoire de vol permettant de réaliser la dissipation d’énergie telle que précitée. La trajectoire de vol optimale TO est définie dans l’espace (en 3D) et comprend une trajectoire de vol latérale TL (ci-après « trajectoire latérale ») et une trajectoire de vol verticale TV (ci-après « trajectoire verticale »). La trajectoire latérale TL (figures 5 à 7) correspond à la partie de la trajectoire de vol optimale TO dans le plan horizontal, et la trajectoire verticale TV (figures 2 et 3) correspond, quant à elle, à la partie de la trajectoire de vol optimale TO dans le plan vertical. En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit système 1 comporte, comme représenté sur la figure 1, les systèmes utilisateurs suivants : - un système de pilotage automatique 9 (« AP » pour « Automatic Pilot » en anglais) qui peut recevoir ladite trajectoire de vol optimale TO (via la liaison 11) et l’utiliser, dans une mise en œuvre particulière, pour guider automatiquement l’aéronef ; et - une unité d’affichage 10 (« DU » pour « Display Unit » en anglais) pour afficher des éléments de la trajectoire de vol optimale TO (reçue via la liaison 12) sur au moins un écran du poste de pilotage de l’aéronef, comme précisé ci-dessous. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit système 1 peut également comporter : - une interface 21 (« INTERFACE » en anglais) permettant à un pilote d’entrer des données dans l’unité centrale 3, via une liaison 22. Ces données peuvent notamment fournies au pilote par le contrôle aérien. Dans une variante de réalisation, l’unité d’affichage 10 fait partie de cette interface 21 ; - un ensemble 23 de sources de données (DATA1 avec « DATA » pour « Data Generation Unit » en anglais) permettant d’entrer dans l’unité centrale 3 des données, provenant de l’extérieur de l’aéronef, via une liaison 24 de transmission de données. Ces données sont notamment fournies par le contrôle aérien ; et - un ensemble 25 de sources de données (DATA2) qui comprennent des systèmes et/ou des capteurs usuels embarqués pour déterminer, en particulier pour mesurer ou estimer, de façon usuelle, des conditions de vol courantes de l’aéronef. Ces dernières sont fournies à l’unité centrale 3 via une liaison 26. Plus précisément, l’ensemble 25 peut déterminer et fournir au moins les conditions de vol courantes suivantes : - la hauteur de l’aéronef AC par rapport au sol ; - la vitesse de l’aéronef ; et - la configuration aérodynamique (positions des becs et des volets notamment) de l’aéronef AC. Les données météorologiques courantes peuvent être fournies à l’unité centrale 3, par l’ensemble 23 et/ou par l’ensemble 25 en fonction du mode de réalisation envisagé. Lesdites données météorologiques comprennent au moins l’une des données suivantes : - le vent ; et - la température, par exemple de type ISA (pour « International Standard Atmosphere » en anglais). Le vent peut être reçu (par des moyens embarqués faisant partie de l’ensemble 25), par exemple d’un système de gestion de vol embarqué qui comprend des prédictions du vent ou bien de capteurs embarqués. Le vent peut également être reçu via la liaison 24 de transmission de données (ensemble 23), de l’extérieur de l’aéronef, par exemple du contrôle aérien ou d’un autre aéronef. Il peut en être de même pour la température et/ou pour d’autres données météorologiques courants utilisées. La trajectoire de vol optimale TO (ou trajectoire d’énergie limite) déterminée par le système 1 est la dernière trajectoire qui permet à l’équipage de réaliser une approche stabilisée. En d’autres termes, cette trajectoire de vol optimale TO est la trajectoire qui stabilise l’aéronef avec une distance sol minimale. On entend par « distance sol » d’une trajectoire de vol, la distance de la projection au sol de cette trajectoire de vol. Le système 1 détermine donc la distance sol minimale Dmin1, Dmin2 qui prend en compte en temps réel les conditions météorologiques courantes (ou dynamiques), ce qui minimise le risque de réaliser une approche non stabilisée et d’avoir à mettre en œuvre une procédure de remise des gaz. Dans le cadre de l’invention, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de vol de l’aéronef AC, qui est illustré par la flèche F notamment sur les figures 2 et 3. La position initiale Pi est donc la position la plus en aval où l’aéronef AC peut dissiper la différence d’énergie (entre ledit état énergétique initial Ei (correspondant à l’état énergétique courant Ec) et ledit état énergétique final Ef) jusqu’à ladite position finale Pf. La détermination de la trajectoire de vol optimale TO peut être activée : - soit automatiquement, lorsque l’état énergétique courant Ec de l’aéronef change, notamment lorsqu’il change d’altitude ou de vitesse ; - soit sur demande d’un pilote ou d’un système embarqué qui aurait besoin d’informations mises à jour. La trajectoire de vol optimale TO comprend une séquence d’actions devant être mises en œuvre à des positions particulières lors du vol de l’aéronef le long de cette trajectoire de vol optimale TO. Ces actions qui ont pour objet d’agir notamment sur la configuration et sur d’autres caractéristiques de l’aéronef permettent de gérer une dissipation de l’énergie totale de l’aéronef. Il peut notamment s’agir de la commande : - de moyens qui affectent la variation d’énergie de l’aéronef, tels que les moteurs et les aérofreins de l’aéronef ; et/ou - de moyens qui modifient la configuration aérodynamique de l’aéronef, tels que des becs, des volets et le train d’atterrissage de l’aéronef. Si les actions requises ne sont pas mises en œuvre, l’approche n’est pas stabilisée. Le système 1 permet ainsi d’augmenter en temps réel la conscience des pilotes de l’aéronef, relativement à l’énergie, afin de réduire le nombre d’approches non stabilisées et, ainsi, le nombre de remises de gaz. Par conséquent, grâce au système 1, le nombre d’incidents ou d’accidents résultant d’un atterrissage à énergie trop élevée peut être réduit. Les figures 2 et 3 permettent d’illustrer des caractéristiques d’une trajectoire optimale TO déterminée par le système 1 et plus particulièrement la prise en compte de données météorologiques courantes, en l’occurrence le vent. Sur ces figures 2 et 3, on a représenté la trajectoire verticale TV de la trajectoire de vol optimale TO. La trajectoire verticale TV illustre la variation de la hauteur de la trajectoire de vol optimale TO par rapport au sol, en l’occurrence par rapport à la piste d’atterrissage 2, hauteur qui est définie selon une direction Z (verticale), et ceci en fonction d’une distance horizontale qui est définie selon une direction X (horizontale, alignée avec la direction longitudinale de la piste d’atterrissage 2). Sur l’exemple de la figure 2, on considère qu’il n’y a pas de vent ou que le vent est négligeable. La trajectoire verticale TV comprend une pluralité de points P1A, P2A et P3A entre la position finale Pf et la position initiale Pi. Les points Pi, P1A, P2A et P3A définissent des positions auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef. La position initiale Pi est la position trouvée, avec une distance sol minimale Dmin1 par rapport à la position finale Pf (selon la direction X). A la position initiale Pi, l’aéronef AC se trouve à la même vitesse et à la même altitude qu’à la position courante Pc (c’est-à-dire à la position à l’instant actuel). Sur l’exemple de la figure 3, un vent arrière, c’est-à-dire dans le sens de vol F de l’aéronef AC, est présent. Ce vent est variable. Plus précisément, il décroît avec l’altitude. Le vent est représenté par des flèches W1 à W4, dont la longueur est proportionnelle à l’intensité du vent. Plus particulièrement, un vent : - d’intensité W1 est situé à une hauteur H1 (par rapport au sol, selon la direction Z) ; - d’intensité W2 est situé à une hauteur H2 ; - d’intensité W3 est situé à une hauteur H3 ; et - d’intensité W4 est situé à une hauteur H4. Dans cet exemple, les intensités du vent sont décroissantes (de W1 à W4) lorsque la hauteur baisse (de H1 à H4). La trajectoire verticale TV comprend une pluralité de points P1B, P2B, P3B et P4B entre la position finale Pf et la position initiale Pi. Les points Pi, P1B, P2B, P3B et P4B définissent des positions auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef. La position initiale Pi est la position trouvée, avec une distance sol minimale Dmin2 par rapport à la position finale Pf (selon la direction X). A la position initiale Pi, l’aéronef AC se trouve à la même vitesse et à la même altitude qu’à la position courante Pc (c’est-à-dire à la position à l’instant actuel). Dans ce cas, pour éviter d’avoir à décélérer par fort vent arrière, on descend tout d’abord de la position Pi à la position P3B, puis on décélère par exemple avec une décélération plus importante entre les points P3B et P2B. Le système 1 fournit donc la distance sol minimale Dmin1, Dmin2 en prenant en compte, en temps réel, les conditions météorologiques courantes (dynamiques) et notamment le vent. Le système 1, tel que décrit ci-dessus, est apte à mettre en œuvre un procédé PR d’aide à la gestion de l’énergie d'un aéronef, lors d’une phase d’approche en vue d’un atterrissage, qui permet de rejoindre une position finale Pf à laquelle l’aéronef AC doit présenter un état énergétique final Ef à partir d’un état énergétique courant initial Ei égal à l’état énergétique Ec de l’aéronef AC. Ledit procédé PR comprend, comme représenté sur la figure 4, au moins : - une étape de réception S1, mise en œuvre via l’unité de réception 4 (figure 1), consistant à recevoir : • des données de vol courantes (altitude, vitesse,…) de l’aéronef AC permettant au moins de déterminer ledit état énergétique courant Ec ; et •des données météorologiques courantes de l’environnement de l’aéronef AC, notamment le vent courant ; - un ensemble S2 d’étapes de calcul, mises en œuvre par l’unité de traitement de données 5, consistant à réaliser un calcul itératif, vers l’arrière (ou l’amont) à partir de la position finale Pf, pour déterminer (en fonction d’un ensemble de règles prédéterminées, d’un ensemble de contraintes et de valeurs courantes dont les données météorologiques courantes) une trajectoire de vol TO optimale permettant de générer une dissipation de l’aéronef AC pour l’amener à ladite position finale Pf dans ledit état énergétique final Ef avec une distance sol minimale ; et - une étape de transmission d’informations S3, mise en œuvre par une unité de transmission de données 7, consistant à transmettre au moins ladite distance minimale à au moins un système utilisateur 9, 10. Dans le cadre de la présente invention : - ledit ensemble de règles comprend, notamment, une enveloppe de vol de l’aéronef, des contraintes de procédures d’altitude et/ou de vitesse, … ; et - ledit ensemble de contraintes comprend, par exemple, une pente d’approche prescrite, des contraintes liées au trafic aérien, diverses contraintes opérationnelles, … La mise en œuvre du procédé PR peut être activée : - soit automatiquement, lorsque l’état énergétique courant Ec de l’aéronef change, notamment lorsqu’il change d’altitude et/ou de vitesse ; - soit sur demande d’un pilote ou d’un système embarqué qui aurait besoin d’informations mises à jour. En outre, ladite étape de transmission d’informations S3 consiste à transmettre audit système utilisateur 9, 10 également ladite trajectoire de vol optimale TO, sur laquelle sont indiquées des positions auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef, ainsi que les actions à mettre en œuvre à ces positions, qui sont précisée ci-dessous. Ledit ensemble S2 d’étapes de calcul comprend, comme représenté sur la figure 4, au moins la suite d’étapes suivantes, mise en œuvre de façon itérative : - une première étape S2A consistant à déterminer, à chaque itération, en fonction au moins dudit ensemble de règles prédéterminées, une pluralité d’états à partir d’un état sélectionné à l’itération précédente. Un état de l’aéronef AC est défini par des caractéristiques de l’aéronef, dont au moins sa hauteur par rapport au sol et sa vitesse, et éventuellement sa distance jusqu’à la destination, sa masse et le temps. Un état est la conséquence de différentes valeurs pour un facteur de répartition d’énergie (entre l’énergie potentielle et l’énergie cinétique), la position du train d’atterrissage, les modifications de la configuration de vol et des modifications de déflexions d’aérofreins, …, qui correspondent à des valeurs de contrôle. L’état sélectionné utilisé lors de la première itération correspondant à l’état de l’aéronef à ladite position finale Pf ; - une deuxième étape S2B consistant à attribuer un coût à chacun des états déterminés à la première étape de calcul, ce qui permet de prioriser les états en fonction de cette valeur de coût. Le coût dépend, notamment, de la distance sol correspondante. Plus la distance est faible, plus le coût est réduit. Le coût peut également dépendre d’autres paramètres ; et - une troisième étape S2C consistant à sélectionner, parmi les états déterminés à la première étape S2A, l’état qui présente le coût le plus réduit, l’état ainsi sélectionné étant utilisé à la première étape S2A de l’itération suivante. Les états sélectionnés sont enregistrés. Des contraintes particulières peuvent être utilisées pour restreindre l’espace de recherche et contribuer à la génération des états. En tant que contraintes, on peut citer, à titre d’exemple, l’enveloppe de vol, des contraintes de procédures d’altitude et de vitesse, ainsi que toute autre contrainte opérationnelle. Le procédé PR réalise les traitements de façon itérative parmi le jeu d’états déterminé, jusqu’à atteindre une position initiale Pi (présentant l’état énergétique initial Ei) de l’aéronef AC, de manière à obtenir la distance sol minimale. En outre, le procédé PR comprend également une quatrième étape S2D consistant à déterminer la trajectoire de vol optimale TO de l’aéronef AC, notamment à partir des états sélectionnés et conservés. La trajectoire de vol optimale TO est la trajectoire de vol permettant de réaliser la dissipation d’énergie de l’état énergétique initial Ei à l’état énergétique final Ef avec une distance sol qui est minimale. Par ailleurs, le procédé PR peut comprendre, en outre : - une étape de guidage automatique S4A consistant à guider l’aéronef AC automatiquement le long de ladite trajectoire de vol optimale TO, en mettant en œuvre les actions requises aux positions requises ; et/ou - une étape d’affichage S4B consistant à afficher, sur un écran de visualisation du poste de pilotage de l’aéronef AC, des éléments de ladite trajectoire de vol optimale TO, soit pour informer le pilote lors d’un guidage automatique, soit pour aider le pilote à réaliser un pilotage manuel conformément à ladite trajectoire de vol optimale (en mettant en œuvre les actions requises aux positions requises). Par conséquent, le guidage de l’aéronef AC pour qu’il atteigne la position finale Pf à l’état énergétique final Ef, peut donc être réalisé via : - un pilotage manuel (à l’aide de l’unité d’affichage 10) ; - un pilotage automatique (à l’aide du pilote automatique 9), en mode sélecté ; ou - un pilotage automatique (à l’aide du pilote automatique 9), en mode managé. Dans le cadre de la présente invention, des caractéristiques de la trajectoire de vol optimale TO peuvent être présentées de différentes manières aux pilotes de l’aéronef, en particulier à l’aide de l’unité d’affichage 10, dont certaines sont présentées ci-dessous à titre d’illustration. La figure 5 montre une partie d’un écran de visualisation 28 de type ND (« Navigation Display » en anglais) faisant partie de l’unité d’affichage 10, sur lequel sont affichés de façon usuelle, un symbole 29 représentant la position courante de l'aéronef, un tracé 30 illustrant la trajectoire latérale TL de la trajectoire de vol optimale TO, avec des points P1C à P7C. Sur cet écran 28, sont également représentés, à l'avant de l'aéronef, un symbole 31 illustrant la position de la piste d’atterrissage et un arc de cercle 32 indiquant la distance d'approche minimale. La distance d'approche minimale (ou distance sol minimale) définit, en temps réel et en tenant compte de l’état courant de l’aéronef et de conditions courantes de l’environnement, le point limite Pi au-delà duquel (dans le sens de vol de l’aéronef) une approche stabilisée n’est plus possible, c’est-à-dire au-delà duquel il n’est plus possible de dissiper la différence d’énergie entre l’état énergétique courant de l’aéronef et l’état énergétique final requis. Les points P1C à P7C illustrent des positions où des actions (telles que celles précisées ci-dessus) doivent être réalisées sur l’aéronef. Dans une variante de réalisation, représentée sur les figures 6 et 7, la distance sol minimale de la trajectoire de vol optimale TO (ou trajectoire d’énergie limite) est affichée à travers un concept de cercle d’énergie. Ainsi, l’équipage a connaissance de la proximité du cercle visualisé sur un affichage de navigation. Comme représenté sur les figures 6 et 7, on peut prévoir un cercle d’énergie 33, de centre O (correspondant au point final Pf ou point de stabilisation) situé sur le tracé 30 (sur lequel on a représenté un point de route Pj particulier) et de rayon R (égal à la distance sol minimale déterminée). Plus l’aéronef (de symbole 29) est éloigné du cercle d’énergie 33, plus il dispose de marges pour réaliser la stabilisation. Dans l’exemple de la figure 6, l’affichage du cercle d’énergie 33, légèrement en aval de la position de l’aéronef, informe le pilote de la proximité de la limite d’énergie. Lorsque l’aéronef arrive sur le cercle d’énergie 33, la seule trajectoire qui assure une approche stabilisée est la trajectoire de vol optimale TO (ou trajectoire d’énergie limite). Lorsque l’aéronef AC est situé à l’intérieur du cercle d’énergie 33, comme dans l’exemple de la figure 7, la stabilisation n’est plus possible. En effet, aucune trajectoire ne permet d’arriver au point de stabilisation (position finale Pf) à l’énergie requise (état énergétique final Ef). Cette information peut être communiquée au contrôle aérien pour le prévenir que la stabilisation n’est plus possible, afin qu’il redéfinisse la position de l’aéronef AC dans le flux d’arrivée. Ainsi, l’aéronef n’a pas à réaliser de remise des gaz, et il peut être réintégré dans le flux des aéronefs prévus pour l’atterrissage à une autre position que sa position initiale. Dans un mode de réalisation particulier (non représenté), la trajectoire de vol optimale TO peut être affichée sur un système d’affichage vertical. En outre, dans un autre mode de réalisation (non représenté), la visualisation de la trajectoire verticale TV et/ou de la trajectoire latérale TL de la trajectoire de vol optimale TO (ou trajectoire d’énergie limite) peut être réalisée sur une tablette électronique de type EFB (pour « Electronic Flight Bag » en anglais) à disposition des pilotes. Le système 1 et le procédé PR, tels que décrits ci-dessus, permettent donc de déterminer et de présenter aux pilotes une trajectoire de vol optimale qui permet de stabiliser l’aéronef avec une distance sol minimale, pour différentes données météorologiques courantes, et notamment pour tout type de profil de vent, et correspond donc à une trajectoire limite d’énergie effective. Le système 1 et le procédé PR permettent, par conséquent, d’augmenter en temps réel la conscience de pilotes relativement à l’énergie afin de réduire le nombre d’approches non stabilisées et donc le nombre de remises de gaz. Le nombre d’incidents ou d’accidents résultant d’un atterrissage à énergie trop élevée peut ainsi être réduit. En effet, le calcul de la trajectoire de vol optimale est ajusté pour prendre en compte, en temps réel, l’état énergétique courant de l’aéronef. Ainsi, si l’altitude et/ou la vitesse de l’aéronef changent, le calcul est relancé pour prendre en compte dans le calcul la nouvelle altitude et/ou la nouvelle vitesse. Procédé d’aide à la gestion de l’énergie d'un aéronef, lors d’une phase d’approche en vue d’un atterrissage, ladite approche permettant de rejoindre une position finale (Pf) à laquelle l’aéronef (AC) doit présenter un état énergétique final à partir d’un état énergétique courant de l’aéronef (AC), caractérisé en ce qu’il comprend : - au moins une étape de réception (S1), mise en œuvre par une unité de réception (4), consistant à recevoir des données de vol courantes de l’aéronef (AC) permettant au moins de déterminer ledit état énergétique courant, et des données météorologiques courantes de l’environnement de l’aéronef (AC) ; - un ensemble d’étapes de calcul (S2), mises en œuvre par une unité de traitement de données (5), consistant à réaliser un calcul itératif, vers l’arrière à partir de ladite position finale (Pf), pour déterminer, en fonction au moins d’un ensemble de règles prédéterminées, d’un ensemble de contraintes et de valeurs courantes dont lesdites données météorologiques courantes, une trajectoire de vol optimale (TO) permettant de générer une dissipation de l’énergie de l’aéronef (AC) pour l’amener à ladite position finale (Pf) dans ledit état énergétique final avec une distance sol minimale (Dmin1, Dmin2), ladite trajectoire de vol optimale (TO) définissant des positions (P1A à P3A, P1B à P4B, P1C à P7C) auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef (AC) ; et - une étape de transmission de données (S3), mise en œuvre par une unité de transmission de données (7), consistant à transmettre au moins ladite distance minimale (Dmin1, Dmin2) à au moins un système utilisateur (9, 10). Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit ensemble d’étapes de calcul (S2) comprend au moins la suite d’étapes suivantes, mise en œuvre de façon itérative : - une première étape (S2A) consistant à déterminer, à chaque itération, en fonction au moins dudit ensemble de règles prédéterminées, une pluralité d’états à partir d’un état sélectionné à l’itération précédente, l’état sélectionné utilisé lors de la première itération correspondant à l’état de l’aéronef (AC) à ladite position finale (Pf), lesdits états sélectionnés étant enregistrés ; - une deuxième étape (S2B) consistant à attribuer un coût à chacun des états déterminés à ladite première étape (S2A) ; et - une troisième étape (S2C) consistant à sélectionner, parmi les états déterminés à ladite première étape (S2A), l’état qui présente le coût le plus réduit, l’état ainsi sélectionné étant utilisé à la première étape (S2A) de l’itération suivante, l’état sélectionné à la dernière itération étant utilisé pour déterminer la trajectoire de vol optimale (TO) de l’aéronef (AC). Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu’un état est défini par des caractéristiques de l’aéronef (AC), dont au moins sa hauteur par rapport au sol et sa vitesse. Procédé selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdites données météorologiques comprennent au moins l’une des données suivantes : - le vent ; - la température. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ladite étape de transmission de données (S3) consiste à transmettre audit système utilisateur (9, 10) également ladite trajectoire de vol optimale (TO), sur laquelle sont indiquées des positions (P1A à P3A, P1B à P4B, P1C à P7C) auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef (AC), ainsi que les actions à mettre en œuvre à ces positions (P1A à P3A, P1B à P4B, P1C à P7C). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend une étape d’affichage (S4B) consistant à afficher, sur un écran de visualisation (28) du poste de pilotage de l’aéronef (AC), au moins un point limite (Pi) correspondant au point en amont sur ladite trajectoire de vol optimale (TO) où débute ladite distance sol minimale (Dmin1, Dmin2). Système d’aide à la gestion de l’énergie d'un aéronef, lors d’une phase d’approche en vue d’un atterrissage, ladite approche permettant de rejoindre une position finale (Pf) à laquelle l’aéronef (AC) doit présenter un état énergétique final à partir d’un état énergétique courant de l’aéronef (AC), caractérisé en ce qu’il comporte : - une unité de réception (4) configurée pour recevoir des données de vol courantes de l’aéronef (AC) permettant au moins de déterminer ledit état énergétique courant, et des données météorologiques courantes de l’environnement de l’aéronef (AC) ; - une unité de traitement de données (5) configurée pour réaliser un calcul itératif, vers l’arrière à partir de ladite position finale (Pf), afin de déterminer, en fonction au moins d’un ensemble de règles prédéterminées, d’un ensemble de contraintes et de valeurs courantes dont lesdites données météorologiques courantes, une trajectoire de vol optimale (TO) permettant de générer une dissipation de l’énergie de l’aéronef (AC) pour l’amener à ladite position finale (Pf) dans ledit état énergétique final avec une distance sol minimale (Dmin1, Dmin2), ladite trajectoire de vol optimale (TO) définissant des positions (P1A à P3A, P1B à P4B, P1C à P7C) auxquelles doivent être mises en œuvre des actions sur l’aéronef (AC) ; et - une unité de transmission de données (7) configurée pour transmettre au moins ladite distance minimale (Dmin1, Dmin2) à au moins un système utilisateur (9, 10). Système selon la revendication 7, caractérisé en ce que l’unité de traitement de données (5) comporte : - un premier élément (14) configuré pour déterminer, à chaque itération, en fonction au moins dudit ensemble de règles prédéterminées, une pluralité d’états à partir d’un état sélectionné à l’itération précédente, l’état sélectionné utilisé lors de la première itération correspondant à l’état de l’aéronef (AC) à ladite position finale (Pf), lesdits états sélectionnés étant enregistrés ; - un deuxième élément (15) configuré pour attribuer un coût à chacun des états déterminés par ledit premier élément (14) ; et - un troisième élément (17) configuré pour sélectionner, parmi les états déterminés par ledit premier élément (14), l’état qui présente le coût le plus réduit, l’état ainsi sélectionné étant utilisé par ledit premier élément (14) à l’itération suivante, l’état sélectionné à la dernière itération étant utilisé pour déterminer la trajectoire de vol optimale (TO) de l’aéronef (AC). Système selon l’une des revendications 7 et 8, caractérisé en ce qu’il comporte une unité d’affichage (10) configurée pour afficher, sur un écran de visualisation (28) du poste de pilotage de l’aéronef (AC), au moins un point limite (Pi) correspondant au point en amont sur ladite trajectoire de vol optimale (TO) où débute ladite distance sol minimale (Dmin1, Dmin2). Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un système (1) d’aide à la gestion de l’énergie, tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 7 à 9.