FR 3121983 A1 20221021 FR 2103857 A 20210414 L’invention porte sur une méthode permettant à un aéronef de suivre une trajectoire latérale avec un niveau de sécurité déterminé. La méthode consiste à déterminer un corridor 3D autour d’une trajectoire prédite de l’aéronef, à partir d’au moins une distance de sécurité calculée. Si le corridor de sécurité entre en conflit avec au moins un obstacle d’une base de données terrain et obstacles, le profil de vol vertical de l’aéronef est modifié afin d’augmenter l’altitude de l’aéronef, pour éviter les obstacles à trajectoire latérale constante. Figure pour l’abrégé : Fig. 3 Adaptation automatique du profil vertical d’un aéronef en fonction d’une incertitude de position Domaine de l’invention Le domaine de l’invention concerne l’avionique en général, et de l’adaptation du profil de vol vertical d’un aéronef en particulier Etat de l’art précédent. Les réglementations actuelles de navigation aérienne distinguent plusieurs catégories de navigation. La première catégorie est celle de la navigation dite « conventionnelle », la plus ancienne : il s’agit d’utiliser des radiobalises pour naviguer de balise en balise. La seconde catégorie concerne la navigation dite PBN qui consiste à déterminer à partir de capteurs une position avion et d’utiliser cette position pour guider l’avion le long d’une route définie à partir de points de cheminement ou « waypoints ». Ce type de navigation nécessite d’associer au calcul de la position le calcul d’une incertitude (appelée EPU à 95%). La navigation PBN se décompose elle-même en deux concepts de navigation distincts : 1) la navigation RNAV : une route est définie avec un niveau de performance en précision associé. Ainsi pour une route RNAV 10, il est demandé au système de navigation de permettre un asservissement de la route avec une précision à 95% de +/-10 miles nautiques (nm) ; et 2) la navigation RNP qui requiert, en plus de ce qui est demandé pour une route RNAV, une fonction de surveillance et d’alerte (« On board Performance Monitoring & A lerting » en anglais) permettant de surveiller le maintien de l’avion dans un couloir ou confinement ou « containment » de généralement plus ou moins (+/-) 2 fois la valeur RNP autour de la route volée. Il est généralement associé une probabilité de sortie du confinement de 10^-5/h. L’invention se situe dans le domaine de la navigation RNP. Pour pouvoir supporter ce type de navigation, il convient de calculer une position et de caractériser, de manière statistique, la performance du positionnement (par exemple au travers d’indicateur(s). Un premier exemple d’indicateur consiste à qualifier la précision de positionnement au travers d’une estimation à 95% de son erreur: l’EPU. Cette estimation est réalisée en faisant l’hypothèse qu’il n’existe pas de panne latente qui pourrait affecter le calcul de la position. Un autre exemple d’indicateur permet de qualifier avec une certaine probabilité l’intégrité du positionnement au travers d’un rayon de protection autour de la position calculée : le HIL pour une position latérale. Une estimation équivalente, le VIL, peut être faite pour l’altitude. Cette estimation de confiance est réalisée en faisant l’hypothèse qu’il peut exister une (ou plusieurs) pannes latente affectant les mesures utilisées, et prend en compte la probabilité d’occurrence des pannes. Le principe de Navigation RNP a été conçu en considérant l’utilisation d’une position GNSS qui est fournie avec ces deux indicateurs de performance. La mise en œuvre du RNP dans les espaces aériens est un élément important pour répondre aux besoins de croissance du trafic aérien. Les systèmes de localisation et de navigation par satellite, également désignés par l’acronyme GNSS, sont devenus ces dernières décennies des outils courants permettant de supporter les opérations aériennes dans toutes les phases de vol d’un aéronef, avec un haut niveau de performance et d'intégrité. Cependant, ces systèmes se fondent sur des signaux satellites qui sont faibles et qui sont surtout sensibles aux interférences ou aux coupures. Les coupures ou interruptions de service GNSS restent une préoccupation majeure dans l’industrie. Afin de généraliser l’utilisation du RNP, il est nécessaire de se protéger vis à vis du risque de perte du signal GNSS et de considérer la capacité de savoir réaliser au moins partiellement cette navigation avec des systèmes de repli en cas de perte de signal GNSS. Dans le domaine de l’aviation civile, la dégradation ou la perte du signal GNSS peut être gérée pour plusieurs raisons. En premier lieu, la précision de navigation requise sur une route aérienne est en général de l’ordre de un à plusieurs mile(s) nautique(s). Ainsi, même en cas de dégradation du signal, et donc d’incertitude accrue sur la position, le guidage RNP peut être conservé par l’aéronef, au moins en phase de croisière. De plus, même en cas de perte du signal ou de manière plus générale d’impossibilité d’assurer une navigation RNP, le pilote d’un avion de ligne peut enclencher un pilotage manuel, et piloter l’avion en lien avec le contrôle aérien. En complément des catégories d’aéronef classiques, de nouvelles catégories d’aéronef deviennent de plus en plus populaires. En particulier, l’utilisation de drones devient de plus en plus fréquente. La navigation par drone revêt un enjeu économique majeur, car les drones permettent l’émergence de nouvelles applications et nouveaux modèles économiques. Par exemple, des drones peuvent être utilisés pour livrer des colis directement chez des clients. La navigation des drones possède quelques différences par rapport à la navigation aérienne classique. Parmi les différences les plus saillantes : s’il peut dans certains cas être piloté par un opérateur à distance, un drone est en général piloté automatiquement ; l’environnement de vol d’un drone est différent de l’environnement de vol d’un avion de ligne : un drone vole généralement à plus basse altitude, et peut voler dans un environnement urbain. Ces différences rendent la disponibilité du signal GNSS plus aléatoire pour les drones. En effet, dans un environnement urbain, le signal GNSS peut être masqué par des bâtiments, notamment des immeubles. En vol à basse altitude, notamment en environnement urbain, le signal GNSS peut également être altéré par des interventions humaines. Par exemple, il peut de manière courante être brouillé par des particuliers ne souhaitant pas être repérés, ou de manière plus rare corrompu par des individus malveillants. En plus d’une probabilité de perte ou dégradation plus importante du signal, ces différences rendent les solutions adoptées pour la navigation des avions de ligne en cas de perte ou dégradation de signal GNSS inutilisables en pratique pour les drones. En effet, un drone volant à proximité immédiate du relief ou de bâtiments en environnement urbain ne peut tolérer d’incertitude élevée sur sa position. De plus, le guidage du drone ne peut être transmis à un pilote en lien avec le contrôle aérien. Aucune solution de l’état de l’art ne permet donc à un drone de suivre une trajectoire latérale dans un environnement où le signal GNSS peut être altéré, tout en garantissant un niveau de sécurité vis-à-vis des obstacles. La même problématique se pose plus généralement pour toute navigation d’un aéronef devant être assurée de manière automatique, sans recours possible à une navigation manuelle, et où le signal GNSS peut être altéré. Il y a donc besoin d’une solution permettant à un aéronef d’effectuer de manière automatique une navigation RNP le long d’une trajectoire latérale, dans un environnement où le signal GNSS peut être altéré. Résumé de l’invention. A cet effet, l’invention a pour objet une méthode mise en œuvre par ordinateur embarqué dans un aéronef, comprenant : une obtention d’une position 3D estimée de l’aéronef, d’au moins une distance de sécurité définissant une zone autour de la position estimée de l’aéronef où se situe la position réelle de l’aéronef avec une probabilité égale ou supérieure à un seuil prédéfini, d’une trajectoire latérale de l’aéronef, d’un profil de vol vertical de l’aéronef et d’une base de données terrain et obstacles ; une détermination d’un corridor 3D de vol de l’aéronef, prenant en compte l’au moins une distance de sécurité autour de la trajectoire latérale et du profil vertical ; une projection dudit corridor 3D sur la base de données terrain et obstacles ; une vérification de l’existence d’un conflit entre le corridor 3D et au moins un obstacle de la base de données terrain et obstacles ; si un conflit existe, une modification du profil vertical pour augmenter l’altitude de l’aéronef à l’emplacement dudit conflit ; un guidage de l’aéronef selon la trajectoire latérale et le profil vertical. Avantageusement, la position estimée de l’aéronef, et l’au moins une distance sont obtenues par une fusion de données multi-capteurs à partir d’une pluralité de capteurs de l’aéronef. Avantageusement, la fusion de données multi-capteurs met en œuvre un filtre de Kalman. Avantageusement, l’au moins une distance de sécurité comprend une distance de sécurité latérale, et une distance de sécurité verticale. Avantageusement, la détermination du corridor 3D consiste à prédire une trajectoire 3D de l’aéronef à partir de la trajectoire latérale et du profil vertical, puis à rajouter successivement l’une, puis l’autre des distances de sécurité latérale et verticale à la trajectoire 3D. Avantageusement, la détermination du corridor 3D consiste à prédire une trajectoire 3D de l’aéronef à partir de la trajectoire latérale et du profil vertical, définir une ellipse de sécurité à partir des distances de sécurité latérale et verticale, puis à rajouter l’ellipse de sécurité à la trajectoire 3D. Avantageusement, la modification du profil vertical consiste à augmenter l’altitude de l’aéronef d’une différence d’altitude ( ) entre l’altitude de l’au moins un obstacle et l’altitude minimale du corridor 3D à l’emplacement dudit conflit. L’invention a également pour objet un programme d’ordinateur comprenant des instructions de code de programme enregistrées sur un support lisible par ordinateur, lesdites instructions de code de programme étant configurées, lorsque ledit programme fonctionne sur un ordinateur pour exécuter une méthode selon l’un des modes de réalisation de l’invention. L’invention a également pour objet un système de gestion de vol d’un aéronef comprenant des moyens de calcul configurés pour exécuter une méthode selon l’un des modes de réalisation de l’invention. D’autres caractéristiques, détails et avantages de l’invention ressortiront à la lecture de la description faite en référence aux dessins annexés donnés à titre d’exemple et qui représentent, respectivement : un exemple de système FMS dans lequel l’invention peut être implémentée ; une pluralité d’entités utilisées par une méthode mise en œuvre par ordinateur selon un ensemble de modes de réalisation de l’invention ; un exemple de méthode mise en œuvre par ordinateur selon un ensemble de modes de réalisation de l’invention ; un exemple de corridor de sécurité 3D, dans un ensemble de modes de mise en œuvre de l’invention. un exemple d’augmentation de la taille d’un corridor de sécurité 3D, suite à une dégradation d’un signal GNSS selon un ensemble de modes de réalisation de l’invention ; un exemple de mise en sécurité de modification d’un corridor de sécurité 3D, par modification d’un profil de vol vertical, dans un ensemble de modes de réalisation de l’invention. Certains acronymes anglo-saxons couramment utilisés dans le domaine technique de la présente demande pourront être employés au cours de la description. Ces acronymes sont listés dans le tableau ci-dessous, avec notamment leur expression anglo-saxonne et leur signification. Acronyme Expression Signification DB DataBase Base de Données. Conteneur permettant de stocker et retrouver l’intégralité des informations en rapport avec une activité. Se présente généralement sous forme informatisée. EPU Estimated Position Uncertainty Incertitude de Position Estimée. Définit une distance horizontale autour de la position estimée de l’aéronef, définissant une zone dans laquelle l’aéronef a une probabilité de se situer égale à un seuil prédéfini, généralement 95%. Quand cette position est élaborée par un système de positionnement de l’aéronef utilisant un principe de triangularisation à partir de mesures de signaux de radionavigation émis par des balises dont on connait la position, la valeur de l’EPU est dépendante de la statistique des erreurs de mesures sur les signaux, ainsi que de la position relative des mesures. FPLN Flight Plan Plan de vol. Description du vol suivi par l’aéronef, et notamment les points de cheminements décrivant la route de celui-ci. FMD Flight Management Display Affichage dans un cockpit de données de Gestion de Vol sous forme de pages ou fenêtres. Système d’affichage de données fournies par un système FMS FMS Flight Management System Système de Gestion de Vol. Système informatisé permettant de calculer des trajectoires et plans de vol d’aéronef, et de fournir les consignes de guidage adaptées à l’opérateur ou pilote automatique pour suivre la trajectoire calculée. FPA Flight Path Angle Angle vertical de la Trajectoire de Vol. Angle formé entre une ligne horizontale et une ligne tangente à la direction de vol d’un aéronef. GNSS Global Navigation Satellite System Géolocalisation et Navigation par un Système de Satellites. Ensemble de composants reposant sur une constellation de satellites artificiels permettant de fournir à un utilisateur par l’intermédiaire d'un récepteur portable de petite taille sa position 3D, sa vitesse 3D et l'heure. GPS Global Positionning System Système de Positionnement Global. Système de positionnement par satellite. HIL Horizontal Integrity Limit Limite d’Intégrité Horizontale. Définit, le rayon d’un cercle autour de la position courante élaborée par un système de positionnement de l’aéronef utilisant des mesures de signaux de radionavigation, dans laquelle il est garanti que la position vraie de l’aéronef se trouve avec une probabilité donnée, y compris en cas d’erreurs anormales sur les signaux utilisés dues au système qui les élabore et qui aurait une probabilité d’occurrence plus forte que la probabilité recherchée. Pour la positionnement des aéronefs en utilisant le système GPS, on recherche en général une intégrité de la position meilleure que 1-10 -7 /h KCCU Keyboard Console Control Unit Unité de Contrôle de Curseur de Clavier. Interface Homme Machine pouvant être intégrée à un cockpit comprenant un clavier afin que l’opérateur puisse rentrer des informations dans le FMS. MCDU Multi purposes Control Display Unit Unité d’Affichage Multifonction. Interface Homme Machine pouvant être intégrée à un cockpit permettant l’affichage et la saisie de nombreuses informations liées au FMS. ND Navigation Display Ecran de Navigation. Elément d’affichage cockpit présentant en particulier la trajectoire de vol latérale. PBN Performance Based Navigation Navigation Basée sur la Performance. Type de navigation consistant à déterminer à partir de capteurs une position avion et d’utiliser cette position pour guider l’avion le long d’une route RNAV, en respectant un ensemble de critères définissant la précision et la fidélité du suivi de la route. RNAV Area NAVigation Navigation de surface. Méthode de vol aux instruments dans laquelle un aéronef peut utiliser n’importe quelle trajectoire au sein d’un réseau de points de cheminement fixes au sol sans nécessiter de balises de navigation radio-électrique conventionnelle. RNP Required Navigation Performance Performance de Navigation Requise. Exigence de navigation spécifiant les points 3D accessibles par un aéronef lors du vol d’une trajectoire. D’une manière générale, elle consiste en une tolérance en distance par rapport à un ensemble de points 3D matérialisant une trajectoire prédite. VD Vertical Display Affichage Vertical. Elément d’affichage pouvant être intégré dans un cockpit, et affichant le profil de référence et le profil de rejointe vertical de l’aéronef. VEPU Vertical Estimated Position Uncertainty Incertitude de Position Verticale Estimée. Définit une distance verticale autour de l’altitude estimée de l’aéronef, définissant une gamme d’altitudes dans laquelle l’aéronef a une probabilité de se situer égale à un seuil prédéfini, généralement 95%. La valeur de la VEPU est dépendante de la statistique des erreurs de mesures sur les signaux, ainsi que de la position relative des mesures. VIL Vertical Integrity Limit Limite d’Intégrité Verticale. Définit une marge autour de l’altitude courante élaborée par un système de positionnement de l’aéronef dans laquelle il est garanti que l’altitude vraie de l’aéronef se trouve avec une probabilité donnée, y compris en cas d’erreurs anormales sur les signaux utilisés dues au système qui les élabore et qui aurait une probabilité d’occurrence plus forte que la probabilité recherchée. Description détaillée de l’invention La représente un exemple de système FMS dans lequel l’invention peut être implémentée. Un système de gestion de vol peut être mis en œuvre par au moins un calculateur embarqué à bord d’un l’aéronef ou d’une station sol. Selon différents modes de réalisation de l’invention, il peut s’agir d’un système de gestion de vol de différents types d’aéronefs, par exemple d’un avion, d’un hélicoptère ou d’un drone. Le FMS 100 détermine notamment une géométrie d’un profil de plan de vol suivi par l’aéronef. La trajectoire est calculée en quatre dimensions : trois dimensions spatiales et une dimension temps/profil de vitesse. Le FMS 100 transmet également à l’opérateur, via une première interface opérateur, ou au pilote automatique 192, des consignes de guidage calculées par le FMS 100 pour suivre le profil de vol. L’opérateur peut être situé dans l’aéronef, par exemple si l’aéronef est un avion ou un hélicoptère, ou bien au sol, par exemple si l’aéronef est un drone. Un système de gestion de vol peut comporter une ou plusieurs bases de données telles que la base de données PERF DB 150, et la base de données NAV DB 130. Par exemple, la base de données PERF DB 150 peut comporter des paramètres aérodynamiques de l’aéronef, ou encore des caractéristiques des moteurs de l’aéronef. Elle contient notamment les marges de performances systématiquement appliquées dans l’état de l’art pour garantir des marges de sécurité sur les phases de descente et d’approche. La base de données NAV DB 130 peut par exemple comporter les éléments suivants : des points géographiques, des balises, des routes aériennes, des procédures de départ, des procédures d’arrivée, des contraintes d’altitude, de vitesse ou de pente… La gestion d’un plan de vol selon l’état de la technique peut faire appel à des moyens de création/modification de plan de vol par l’équipage de l’aéronef au travers d’une ou plusieurs interfaces homme machine, par exemple : le MCDU ; le KCCU ; le FMD ; le ND ; le VD. Cette création/modification de plan de vol peut par exemple comprendre le chargement de procédures par l’opérateur, ainsi que la sélection d’une procédure à ajouter au plan de vol courant. Le FMS 100 comprend un module de gestion de plan de vol 110, nommé usuellement FPLN. Le module FPLN 110 permet notamment une gestion de différents éléments géographiques composant un squelette d’une route à suivre par l’aéronef comportant : un aéroport de départ, des points de passage, des routes aériennes à suivre, un aéroport d’arrivée. Le module FPLN 110 permet également une gestion de différentes procédures faisant partie d’un plan de vol comme : une procédure de départ, une procédure d’arrivée. La capacité FPLN 110 permet notamment la création, la modification, la suppression d’un plan de vol primaire ou secondaire. Le plan de vol et ses différentes informations liées notamment à la trajectoire correspondante calculée par le FMS peuvent être affichés pour consultation de la part de l’équipage par des dispositifs d’affichage, appelés également interfaces homme-machine, présents dans le cockpit de l’aéronef comme un FMD, un ND, un VD. Le module FPLN 110 fait appel à des données stockées dans des bases de données NAV DB 130 pour construire un plan de vol et la trajectoire associée. Le FMS 100 comprend également un module TRAJ 120, permettant de calculer une trajectoire latérale pour le plan de vol défini par le module FPLN 110. Le module TRAJ 120 construit notamment une trajectoire continue à partir de points d’un plan de vol initial tout en respectant les performances de l’aéronef fournies par la base de données PERF DB 150. Le plan de vol initial peut être un plan de vol actif, un plan de vol secondaire. La trajectoire continue peut être présentée à l’opérateur au moyen d’une des interfaces homme machine. Le FMS 100 comprend également un module de prédiction de trajectoire PRED 140. Le module PRED 140 construit notamment un profil vertical optimisé à partir de la trajectoire latérale de l’aéronef, fournie par le module TRAJ 120. A cette fin, le module PRED 140 utilise les données de la première base de données PERF DB 150. Le profil vertical peut être présenté à l’opérateur au moyen par exemple d’un VD. Le FMS 100 comprend également un module de localisation 170, nommé LOCNAV sur la . Le module LOCNAV 170 effectue notamment une localisation géographique optimisée, en temps réel, de l’aéronef en fonction de moyens de géolocalisation embarqués à bord de l’aéronef. Le FMS 100 comprend également un module de liaison de données 180, nommé DATA LINK (de la dénomination anglo-saxonne lien de données) sur la . Le module DATA LINK 180 permet de communiquer avec des opérateurs au sol, par exemple pour transmettre une trajectoire prédite de l’aéronef, ou recevoir des contraintes sur la trajectoire, comme la position prédite d’autres aéronefs ou des contraintes d’altitude. Le FMS 100 comprend également un module de guidage 190. Le module de guidage 190 fournit notamment au pilote automatique 192 ou à une des interfaces homme machine 191, des commandes appropriées permettant de guider l’aéronef dans des plans géographiques latéral et vertical (altitude et vitesse) pour que ledit aéronef suive la trajectoire prévue dans le plan de vol. Les algorithmes de guidage mettent en œuvre des automatismes ayant en entrée un élément actif de trajectoire ou de plan de vol et la position mesurée par un ou plusieurs capteurs de l’aéronef. Ces consignes de guidage comprennent généralement a) une consigne de roulis, une vitesse angulaire de roulis ou un segment de trajectoire pour le guidage dans le plan horizontal; b) une assiette, un delta d’assiette, une vitesse angulaire de tangage, un facteur de charge, une accélération verticale, une vitesse verticale, une pente, ou un segment de trajectoire dans le plan vertical ; c) une vitesse, une accélération, une énergie totale, une consigne moteur, un objectif temporel de temps pour le guidage en vitesse. L’exemple de la montre un système FMS 100 d’un aéronef pour lequel une interaction avec un pilote à bord de l’aéronef est possible. L’invention peut également être implémentée dans un système de gestion de vol d’u drone. Un système de gestion de vol d’un drone est basé sur les mêmes principes, mais ne permet pas d’interaction avec un pilote à bord de l’aéronef par le biais des interfaces 191. Dans le cadre d’un drone, seul l’envoi des consignées de guidage au pilote automatique 192 permet le guidage du drone. La représente une pluralité d’entités utilisées par une méthode mise en œuvre par ordinateur selon un ensemble de modes de réalisation de l’invention. Les entités représentées en sont utilisées par une méthode mise en œuvre par ordinateur embarqué dans un aéronef, par exemple par le FMS 100 Une méthode selon l’invention prend en entrée une position 3D estimée 220 de l’aéronef, et au moins une distance de sécurité 221 définissant une zone autour de la position estimée de l’aéronef ou se situe position réelle de l’aéronef avec une probabilité égale ou supérieure à un seuil prédéfini. Par exemple, les éléments ci-dessous peuvent être pis en entrée par la méthode selon l’invention : une position 3D (latitude / longitude/altitude) estimée de l’aéronef, le cas échéant composée de la combinaison : d’une position 2D (latitude / longitude) estimée de l’aéronef ; et d’une altitude estimée de l’aéronef ; une estimation à 95% de l’erreur de position : l’EPU pour la position horizontale, et une VEPU pour la position verticale ; un rayon de protection autour de position calculée : le HIL pour une position 2D, et le VIL pour l’altitude. Le HIL, également appelé rayon de protection permet de déterminer un cercle autour de la position 2D estimée de l’aéronef, dans lequel la position vraie de l’aéronef se situe avec une probabilité donnée, et le VIL permet de déterminer une marge autour de l’altitude estimée de l’aéronef, dans lequel l’altitude vraie de l’aéronef se situe avec une probabilité donnée. Ces deux valeurs permettent donc de déterminer une zone de l’espace dans laquelle se situe la position 3D vraie de l’aéronef, avec une probabilité donnée. Alternativement, un unique rayon de protection peut être fourni, déterminant une sphère centrée sur la position 3D estimée de l’aéronef, où se situe la position 3D vraie de l’aéronef avec une probabilité donnée. Les VIL et HIL représentent donc des distances de sécurité prenant en compte les incertitudes de mesures, et une probabilité souhaitée que la distance entre la position estimée et la position vraie de l’aéronef soit inférieure à la distance de sécurité. L’aéronef peut comprendre au moins un capteur. Dans un ensemble de modes de réalisation de l’invention, une solution mono-capteur peut être utilisée. Par exemple, l’aéronef peut comprendre un unique capteur, par exemple un capteur de position GNSS, renvoyant une position estimée de l’aéronef, et l’au moins une distance. Dans d’autres modes de réalisation de l’invention, la position estimée de l’aéronef, et l’au moins une distance sont obtenues par une fusion de données multi-capteurs à partir d’une pluralité de capteurs de l’aéronef. Dans l’exemple de la , la position et l’au moins distance sont fournies par un module 210 de localisation multi-capteurs, déterminant la position et l’au moins une distance à partir de mesures issues d’une pluralité de capteurs 211, 212, 213 de l’aéronef. Si 3 capteurs sont représentés sur la , l’invention n’est pas limitée à ce nombre de capteurs, et une fusion de données multi-capteurs peut être obtenue avec n’importe quel nombre de capteurs supérieur ou égale à deux. Les capteurs peuvent par exemple tout ou partie des capteurs suivants: un ou plusieurs capteurs de position GNSS ; un ou plusieurs capteurs inertiels ; un ou plusieurs capteurs de position par vision ; un ou plusieurs capteurs de position par odométrie ; un ou plusieurs capteurs radio aptes à estimer la position de l’aéronef à partir d’ondes radio émises par des radiobalises ; etc… De manière générale, l’invention est applicable à tout capteur apte à retourner une position de l’aéronef, ou une grandeur contribuant à estimer la position (e.g vitesse, accélération, rotation…). Chaque capteur est apte à restituer une mesure, ainsi qu’une incertitude sur la mesure. Par exemple, la précision d’un capteur de position GNSS dépend du nombre de satellites captés par le récepteur GNSS, et de la qualité du signal reçu : l’incertitude liée à une mesure de position GNSS sera par exemple beaucoup plus importante, si le signal de 3 satellites différents est reçu, que si le signal de 4 satellites différent est reçu. Dans un ensemble de modes de réalisation de l’invention, une seule des mesures, en général la plus précise, est sélectionnée. Par exemple, les positions, altitudes et incertitudes peuvent être alternativement obtenues soit à partir des mesures GNSS, soit à partir des mesures de radiobalises, selon la mesure qui est la plus précise à chaque pas de temps. Dans d’autres modes de réalisation, les mesures issues des différents capteurs peuvent être fusionnées, par exemple par le biais d’un filtre de Kalman, pour obtenir une position estimée globale de l’aéronef, avec une incertitude latérale et/ou verticale associée. L’utilisation d’une pluralité de capteurs permet, en particulier si les données des capteurs sont fusionnées, d’obtenir une estimation plus précise de la position. Dans tous les cas, l’au moins une distance de sécurité (HIL et/ou VIL) représente une distance de sécurité définie par les incertitudes de mesure, permettant de définir une zone de l’espace autour d’une position estimée de l’aéronef dans laquelle la position vraie de l’aéronef se trouve avec une probabilité donnée. Une méthode selon l’invention prend également en entrée une trajectoire latérale 230 de l’aéronef, et un profil de vol vertical 231 de l’aéronef. La trajectoire latérale 230 définit des points de passage de l’aéronef d’un point de départ à un point d’arrivée. Chaque point de passage peut être défini par ses coordonnées (latitude, longitude). Les points de passages peuvent être formés par des balises de navigation, ou des points définis spécifiquement par leurs coordonnées géographiques. Le profil de vol vertical définit l’altitude de l’aéronef en fonction d’une distance à un point de départ ou d’arrivée. Couplé à la trajectoire latérale, il permet donc de définir une trajectoire 3D de l’aéronef, définissant une série de positions et d’altitudes. Enfin, la méthode selon l’invention prend également en entrée une base de données terrain et obstacles 240. Cette base de données contient une définition de différents obstacles devant être évités par l’aéronef. Par exemple, elle peut comprendre une base de données terrains, une définition de bâtiments, de zones interdites ou dangereuses, etc… Cette base de données permet d’identifier les points auxquels il serait dangereux pour l’aéronef de se situer. La méthode 300 selon l’invention consiste à détecter l’éventualité d’un conflit entre la trajectoire prédite de l’aéronef, définie par la trajectoire latérale 230 et le profil vertical 231, affectées des distances de sécurité correspondant aux incertitudes de mesure, et les terrain et obstacles issus de la base de données terrain et obstacles 240 ; si un conflit est détecté, la méthode 300 modifie le profil de vol vertical pour augmenter l’altitude du point de passage de l’aéronef à l’emplacement du ou des conflits détectés, afin de lever ceux-ci. L’aéronef peut alors suivre la trajectoire, via un guidage latéral 250 sur la trajectoire latérale 230, et un guidage vertical 251 sur le profil vertical modifié 232. La représente un exemple de méthode mise en œuvre par ordinateur selon un ensemble de modes de réalisation de l’invention. La méthode 300 comprend une première étape 310 d’obtention d’une position 3D estimée 220 de l’aéronef, d’au moins une distance de sécurité 221 définissant une zone autour de la position estimée de l’aéronef ou se situe position réelle de l’aéronef avec une probabilité égale ou supérieure à un seuil prédéfini, d’une trajectoire latérale 230 de l’aéronef, d’un profil de vol vertical 231 de l’aéronef et d’une base de données terrain et obstacles 240. Ces différents éléments ont été discutés en référence à la . La méthode 300 comprend ensuite une deuxième étape 320 de détermination d’un corridor 3D de vol de l’aéronef, prenant en compte l’au moins une distance de sécurité autour de la trajectoire latérale et du profil vertical. Le corridor 3D correspond donc à l’ensemble des positions auxquelles peut se situer l’aéronef à un moment donné du suivi de la trajectoire, avec une probabilité donnée. Le corridor 3D peut être construit de différentes manières. De manière générale, une trajectoire 3D prédite de l’aéronef peut être définie, à partir de la trajectoire latérale et du profil de vol vertical. Ensuite, l’au moins une distance de sécurité peut être prise en compte autour de la trajectoire 3D prédite pour définir le corridor 3D. Ceci peut être fait de différentes manières. Dans un ensemble de modes de réalisation de l’invention, une unique distance de sécurité est définie autour des positions prédites de l’aéronef. Le corridor 3D peut donc être défini comme une suite de cylindres définis autour des différents tronçons de trajectoire Dans d’autres modes de réalisation de l’invention, deux distances de sécurité, ou rayons de protection, peuvent être définis : une distance de sécurité latérale, ou HIL ; une distance de sécurité verticale, ou VIL. Dans ce cas, le corridor 3D peut être défini en appliquant successivement l’une, puis l’autre des distances de sécurité latérale et verticale à la trajectoire 3D prédite. Ceci consiste donc, soit à rajouter une marge de sécurité latérale autour de la trajectoire 3D, puis une marge de sécurité verticale, soit à rajouter une marge de sécurité verticale autour de la trajectoire 3D, puis une marge de sécurité latérale. La trajectoire peut alors se présenter sous la forme d’une série de parallélépipèdes définis autour des segments de trajectoire successifs. Cette solution présente l’avantage d’être simple à mettre en œuvre. La détection de conflits avec la base de données terrain et obstacles est également facilitée, car elle peut s’effectuer en comparant des altitudes sur une carte 2D. Une autre solution pour déterminer le corridor 3D consiste à définir à partir des distances de sécurité latérale et verticale une ellipse de sécurité autour de la trajectoire 3D prédite. L’ellipse peut être définie pour être centrée sur une position prédite de l’aéronef, chacun des axes de l’ellipse correspondant respectivement à l’application de la distance de sécurité horizontale, et de la distance de sécurité verticale de part et d’autre de la position prédite de l’aéronef. Le corridor de sécurité peut alors se présenter comme une suite de cylindres elliptiques ayant pour axes les différents segments de la trajectoire 3D. La méthode comprend ensuite une étape 330 de projection du corridor 3D sur la base de données terrain et obstacles, et une étape 340 de vérification de l’existence d’un conflit entre le corridor 3D et au moins un obstacle de la base de données terrain et obstacles. Ces étapes consistent à comparer les zones de l’espace aérien faisant partie du corridor 3D, et les zones faisant partie d’au moins un obstacle de la base de données. Lorsque le corridor 3D recoupe au moins partiellement au moins un obstacle, un conflit est détecté : cela signifie qu’il existe un risque de collision de l’aéronef avec l’obstacle. Selon différents modes de réalisation de l’invention, ces étapes peuvent être réalisées de différentes manières. Par exemple, si le corridor est défini par des parallélépipèdes, c’est-à-dire avec une distance de sécurité verticale (VIL) et une distance de sécurité horizontale (HIL), la projection et la vérification peuvent se faire de la manière suivante : la distance de sécurité verticale est retranchée de l’altitude de l’aéronef en chaque point de la trajectoire 3D, puis la distance de sécurité horizontale est appliquée autour de cette trajectoire 3D modifiée. Il en résulte une carte 2D dont chaque cellule représente un carré entre deux latitudes et deux longitudes, et indique si le corridor 3D passe par chaque cellule, et si oui, quelle est l’altitude minimale du corridor 3D dans cette cellule. Cette carte peut alors être comparée directement à une carte d’obstacles indiquant une hauteur altitude maximale d’obstacles dans chaque cellule (i.e relief, bâtiments, etc… une zone interdite de survol pouvant être représentée par un obstacle de hauteur infinie). Si, dans une cellule, l’altitude minimale du corridor est inférieure ou égale à l’altitude maximale d’obstacle, un conflit est détecté. Cette méthode présente l’avantage d’être simple à mettre en œuvre. Une carte d’altitude minimale peut également être définie de différentes manières. Par exemple, une ellipse dont les longueurs d’axes sont définies par la HIL et la VIL peut être tracée autour de chaque point de la trajectoire 3D, et l’altitude minimale des points des ellipses notée dans chaque cellule de la carte. Ceci permet une détection plus fine des conflits. Le corridor et les obstacles peuvent également être notés dans des cartes 3D, et la détection de conflits se faire en 3D plutôt qu’en 2D. De manière générale, l’invention n’est pas restreinte à ces méthodes de détection, toute méthode permettant de détecter un conflit entre le corridor 3D représentant la trajectoire de l’aéronef sur laquelle une ou des marges dépendant de l’incertitude de mesure sur la position, et une base de données terrain et obstacles peut être utilisée. Si un conflit existe, la méthode 300 comprend une étape 350 de modification du profil vertical pour augmenter l’altitude de l’aéronef à l’emplacement dudit conflit. Cette étape consiste à modifier le profil vertical pour augmenter l’altitude de l’aéronef à l’emplacement du conflit. Par exemple, si l’altitude minimale du corridor est inférieure d’une différence d’altitude à l’altitude maximale d’un obstacle en un point où un conflit a été détecté, cette étape consiste à modifier localement le profil vertical, de manière à ce que l’altitude du profil vertical au point de conflit soit augmentée d’au moins . Ainsi, la nouvelle trajectoire 3D et le nouveau corridor 3D bâtis à partir du profil vertical modifié ne sont plus en conflit avec cet obstacle. En appliquant cette méthode pour chaque point de conflit, les conflits peuvent être levés pour tous les obstacles de la base. Cette modification d’altitude peut par exemple se faire en augmentant l’altitude d’une phase de croisière, ou en augmentant la valeur absolue du FPA en phase de montée ou de descente. La méthode 300 comprend ensuite une étape 360 de guidage de l’aéronef selon la trajectoire latérale et le profil vertical. Cette étape consiste à déterminer les commandes de guidage de l’aéronef permettant de suivre la trajectoire latérale et le profil vertical, et d’effectuer les actions physiques permettant de suivre ce guidage (e.g modification de la poussée moteur, de l’état d’actuateurs de vol, etc…). Cette étape peut typiquement être réalisée par le module de guidage 190, et le pilote automatique 192. Le guidage s’effectue selon la trajectoire latérale initialement reçue, et, soit selon le profil vertical initialement reçu si aucun conflit n’a été détecté, soit selon le profil vertical modifié à l’étape 350, si un conflit a été détecté. La méthode peut être exécutée de manière itérative, au cours du vol. Par exemple, la méthode 300 peut être ré-exécutée périodiquement, lorsque l’aéronef a avancé d’au moins une distance prédéfinie sur la trajectoire, lorsque l’aéronef a atteint une position prédéfinie (par exemple des positions prédéfinies pour le re-calcul peuvent être échantillonnées tout le long de la trajectoire), où à l’occurrence d’événements tels qu’une diminution de la précision des mesures de position, ou un écartement de l’aéronef de sa trajectoire. Ainsi, le profil vertical de l’aéronef pourra être modifié, en temps réel, autant de fois que nécessaire pour que l’aéronef soit en sécurité durant tout son vol. La méthode selon l’invention permet ainsi de suivre une trajectoire latérale tout en s’assurant de l’absence de risque de collision avec une probabilité donnée. En effet, les dimensions du corridor de sécurité dépendent de la ou des distances de sécurité, qui peuvent être déterminées pour s’assurer, en fonction de la précision des mesures, que la position vraie de l’aéronef se situe à tout moment dans le corridor avec une probabilité au moins égale à un seuil de sécurité. La représente un exemple de corridor de sécurité 3D, dans un ensemble de modes de mise en œuvre de l’invention. La représente un exemple d’augmentation de la taille d’un corridor de sécurité 3D, suite à une dégradation d’un signal GNSS selon un ensemble de modes de réalisation de l’invention. La représente un exemple de mise en sécurité de modification d’un corridor de sécurité 3D, par modification d’un profil de vol vertical, dans un ensemble de modes de réalisation de l’invention. Les figures 4a, 4b et 4c représentent en fait trois étapes successives d’un même scénario, dans lequel : en figure 4a, un corridor 3D de sécurité initial ne présente pas de conflit avec les obstacles ; en figure 4b, suite à une dégradation de la fiabilité des mesures, le corridor 3D est élargi, des conflits apparaissent avec certains obstacles ; en figure 4c, l’application de la méthode 300 et l’augmentation de l’altitude du profil vertical au niveau des obstacles permet de lever les conflits, tout en conservant la trajectoire latérale initiale. Dans l’exemple des figures 4a, 4b et 4c, l’aéronef est un drone, noté Dr. Les obstacles dont l’altitude est inférieure à l’altitude correspondante du corridor 3D sont représentés par des formes vides. Ces obstacles ne sont donc pas gênants. Les obstacles dont l’altitude est supérieure ou égale à l’altitude correspondante du corridor 3D sont représentés par des formes pleines. En cas de recoupement avec le corridor 3D, un conflit est identifié. En , un corridor 3D de sécurité Cora est défini autour de la trajectoire latérale Traj. Quatre obstacles sont présents dans l’environnement immédiat de la trajectoire : un premier obstacle Obs1, situé sous le corridor Cora mais à une altitude plus faible : cet obstacle ne génère donc pas de conflit ; un deuxième obstacle Obs2, situé à une altitude plus élevée que l’altitude minimale la plus proche du corridor Cora, mais à un emplacement latéral hors du corridor : cet obstacle ne génère donc pas de conflit ; un troisième obstacle Obs3, situé à une altitude plus élevée que l’altitude minimale la plus proche du corridor Cora, mais à un emplacement latéral hors du corridor : cet obstacle ne génère donc pas de conflit ; un quatrième obstacle Obs4 situé à un emplacement latéral hors du corridor, et à une altitude plus faible : cet obstacle ne génère donc pas de conflit. A ce stade, aucun conflit n’est donc détecté. Ensuite, en , la précision de localisation du drone diminue. Cela peut par exemple se produire si le récepteur GNSS perd un satellite. En conséquence, la marge latérale de sécurité latérale, ou rayon de protection HIL augmente : un nouveau corridor 3D de sécurité Corb autour de la trajectoire est défini. Les obstacles Obs1 et Obs4 ne génèrent toujours pas de conflit, car leur altitude est inférieure à l’altitude minimale du corridor 3D à leur emplacement. En revanche, les obstacles Obs2 et Obs3 sont maintenant situés à un emplacement latérale recoupant le corridor 3D, et, leur altitude étant supérieure à l’altitude minimale du corridor 3D Corb à cet emplacement, ils génèrent chacun un conflit. Un cinquième obstacle Obs5 est devient également en conflit avec le corridor. En , l’étape 350 est activée : le profil vertical est modifié, pour que l’altitude du drone augmente au niveau des obstacles Obs2, Obs3 et Obs5, à trajectoire latérale et marges de sécurités identiques. Ceci permet à l’altitude prévue du drone au niveau de ces obstacles d’être suffisante pour ne plus générer de conflit avec ces trois obstacles. Cet exemple démontre la capacité de l’invention à permettre à un aéronef de suivre une trajectoire latérale tout en respectant un niveau de sécurité déterminé et déterministe vis-à-vis d’un ensemble d’obstacles. Les exemples ci-dessus démontrent la capacité de l’invention à permettre à un aéronef de suivre une trajectoire latérale tout en assurant un niveau de sécurité déterminé vis-à-vis d’obstacles, en fonction de la précision des mesures de capteurs reçues par l’aéronef. Ils ne sont cependant donnés qu’à titre d’exemple et ne limitent en aucun cas la portée de l’invention, définie dans les revendications ci-dessous. Méthode (300) mise en œuvre par ordinateur embarqué dans un aéronef, comprenant : une obtention (310) d’une position 3D estimée (220) de l’aéronef, d’au moins une distance de sécurité (221) définissant une zone autour de la position estimée de l’aéronef où se situe la position réelle de l’aéronef avec une probabilité égale ou supérieure à un seuil prédéfini, d’une trajectoire latérale (230) de l’aéronef, d’un profil de vol vertical (231) de l’aéronef et d’une base de données terrain et obstacles (240) ; une détermination (320) d’un corridor 3D de vol de l’aéronef, prenant en compte l’au moins une distance de sécurité autour de la trajectoire latérale et du profil vertical ; une projection (330) dudit corridor 3D sur la base de données terrain et obstacles ; une vérification (340) de l’existence d’un conflit entre le corridor 3D et au moins un obstacle de la base de données terrain et obstacles ; si un conflit existe, une modification (350) du profil vertical pour augmenter l’altitude de l’aéronef à l’emplacement dudit conflit ; un guidage (360) de l’aéronef selon la trajectoire latérale et le profil vertical. Méthode selon la revendication 1, dans laquelle la position estimée de l’aéronef, et l’au moins une distance sont obtenues par une fusion de données multi-capteurs à partir d’une pluralité de capteurs de l’aéronef. Méthode selon la revendication 2, dans laquelle la fusion de données multi-capteurs met en œuvre un filtre de Kalman. Méthode selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l’au moins une distance de sécurité comprend une distance de sécurité latérale, et une distance de sécurité verticale. Méthode selon la revendication 4, dans laquelle la détermination du corridor 3D consiste à prédire une trajectoire 3D de l’aéronef à partir de la trajectoire latérale et du profil vertical, puis à rajouter successivement l’une, puis l’autre des distances de sécurité latérale et verticale à la trajectoire 3D. Méthode selon la revendication 4, dans laquelle la détermination du corridor 3D consiste à prédire une trajectoire 3D de l’aéronef à partir de la trajectoire latérale et du profil vertical, définir une ellipse de sécurité à partir des distances de sécurité latérale et verticale, puis à rajouter l’ellipse de sécurité à la trajectoire 3D Méthode selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la modification du profil vertical consiste à augmenter l’altitude de l’aéronef d’une différence d’altitude ( ) entre l’altitude de l’au moins un obstacle et l’altitude minimale du corridor 3D à l’emplacement dudit conflit. Programme d’ordinateur comprenant des instructions de code de programme enregistrées sur un support lisible par ordinateur, lesdites instructions de code de programme étant configurées, lorsque ledit programme fonctionne sur un ordinateur pour exécuter une méthode selon l’une des revendications 1 à 7. Système de gestion de vol d’un aéronef comprenant des moyens de calcul configurés pour exécuter une méthode selon l’une des revendications 1 à 7.