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TITRE : Dispositif électronique, et procédé, de guidage du pilote dans le
pilotage
d'un aéronef lors de l'atterrissage en présence de vent de travers
La présente invention concerne le domaine du guidage du pilotage d'un aéronef
pour la manoeuvre d'alignement du cap de l'aéronef avec l'axe de la piste
d'atterrissage lors de la phase finale d'atterrissage. La difficulté de
réalisation de la
manoeuvre augmente avec l'intensité du vent de travers, qui peut alors donner
lieu à
une sortie de piste ou un endommagement du train d'atterrissage.
Lors de la phase d'atterrissage d'un aéronef avec du vent de travers, l'axe
longitudinal de l'aéronef (appelé ici aussi cap de l'avion) est orienté vers
l'origine du
vent alors que la trajectoire de l'avion (appelée ici aussi route) est celle
de l'axe de la
piste d'atterrissage. L'angle ainsi formé entre le cap et la route, appelée
dérive, est
proportionnel à l'intensité du vent de travers. Quelques secondes avant de
poser
l'aéronef, le pilote doit aligner partiellement le cap de l'aéronef afin de
réduire les
efforts sur le train d'atterrissage lors du contact avec le sol et afin
d'éviter que l'avion
ait ensuite une tendance à s'écarter de l'axe la piste. Il doit faire cette
man uvre tout
en effectuant un arrondi de la trajectoire verticale (afin de diminuer la
vitesse verticale
à l'impact) et en maintenant la trajectoire de l'avion suivant l'axe de piste.
Cette manoeuvre complexe doit se faire en un temps réduit et idéalement en un
unique mouvement sur les organes de commande. Cela laisse peu de temps au
pilote
pour faire des corrections éventuelles en cas de mauvaise réalisation ou de
rafale de
vent.
Par ailleurs, pendant cette phase, le pilote doit avoir le regard dirigé vers
l'extérieur du poste de pilotage afin d'acquérir visuellement les repères de
la piste
d'atterrissage lui permettant de se poser en sécurité. L'utilisation
d'affichage des
informations de pilotages dans le champ de vision du pilote est alors une aide
notable.
Pour pallier l'inconvénient des affichages fixes dans l'axe de l'aéronef, type
Head
Up Display (HUD) , il est possible aujourd'hui d'utiliser des affichages
portés par la
tête du pilote Head Worn Display (HWD) >. En effet, en cas de vent de
travers de
forte intensité, la dérive peut être plus grande que le champ de vision de cet
affichage,
ainsi le pilote peut ne pas voir la piste au travers de cet affichage.
L'affichage tête
portée permet alors au pilote de tourner la tête vers la piste tout en
conservant les
informations de pilotage. Cependant, en présence de vent de travers avec ce
type
d'affichage tête portée, le pilote peut alors minimiser sa perception de
l'écart entre le
cap et l'axe de piste et ne plus avoir conscience de la nécessité de la
manoeuvre
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d'alignement. En effet, il va naturellement tourner la tête vers là où il veut
aller, i.e. la
piste d'atterrissage, et non dans l'axe de l'avion.
Aujourd'hui il n'existe pas dans le poste de pilotage d'affichage d'un
indicateur
dédié pour aider le pilote dans cette manoeuvre d'alignement. En cas de vent
de
travers, une mauvaise réalisation de la manoeuvre peut conduire à des sorties
de
pistes ou des dommages au train d'atterrissage. La bonne réalisation de la
manoeuvre
repose soit sur le savoir-faire du pilote, soit sur un automatisme qui réalise
la
manoeuvre à sa place.
La plupart des afficheurs tête haute peuvent proposer aujourd'hui
l'information
de cap, de route et de l'axe de piste.
Par exemple, le brevet US 10 460 613 propose un affichage de trois symboles :
le premier est une indication d'alignement avec l'axe de piste, le second est
une
indication du cap de l'avion et le troisième une indication de la route de
l'avion avec
une indication de tendance d'évolution de cette même route. Ces symboles
peuvent
être aussi utilisés pendant la phase d'interception de l'axe de piste.
Il reste toutefois nécessaire d'aider le pilote dans la réalisation de la
manoeuvre.
De plus, ces solutions ne permettent pas de résoudre la minimisation de la
perception par le pilote de l'écart entre le cap et l'axe de piste avec un
affichage tête
portée et ne plus avoir conscience de la nécessité de la manoeuvre
d'alignement.
A cet effet, suivant un premier aspect, l'invention propose un dispositif
électronique de guidage du pilote dans le pilotage d'un aéronef pour réaliser
la
man uvre d'alignement de l'axe longitudinal de l'aéronef avec l'axe de la
piste lors
de l'atterrissage dudit aéronef en présence de vent de travers,
ledit dispositif étant adapté pour déterminer à un premier instant une
occurrence
proche de la manoeuvre d'alignement et pour déclencher, dès ladite
détermination
d'occurrence proche, une première commande d'affichage commandant
l'apparition,
sur un support d'affichage destiné au pilote et affichant l'horizon gradué
selon une
échelle de cap, d'au moins un premier symbole en une position déterminée sur
le
support d'affichage relativement à la graduation de la ligne d'horizon ;
ledit dispositif étant adapté pour actualiser la position courante du premier
symbole
sur l'horizon en fonction de la valeur actualisée du cap de l'avion ;
ledit dispositif étant adapté pour déterminer à un deuxième instant
strictement
postérieur audit premier instant, que la manoeuvre d'alignement doit
maintenant
débuter et pour déclencher alors une deuxième commande d'affichage commandant
un déplacement d'un deuxième symbole sur le support d'affichage, depuis la
position
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du premier symbole, le sens dudit déplacement par rapport à l'horizon étant
déterminé
en fonction du sens du vent de travers par rapport à la piste et la valeur du
déplacement étant déterminée en fonction de l'écart entre le dérapage
dynamique
courant de l'aéronef et une valeur courante de consigne de dérapage dynamique
calculée pour l'aéronef, ledit dérapage dynamique courant correspondant à
l'angle
entre la vitesse air courante de l'aéronef et le cap courant dudit aéronef.
L'invention permet ainsi d'indiquer le moment opportun, et la manière, de
réaliser la manoeuvre d'alignement.
Dans des modes de réalisation, un dispositif de guidage suivant l'invention
comporte en outre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :
- le premier symbole est un symbole de rappel de cap de l'aéronef et le
dispositif est adapté pour déterminer la position du symbole de rappel de
cap relativement au repère de l'axe de piste le long dudit sur ledit horizon
en fonction de l'angle entre le cap de l'avion et l'axe de piste ; ou
le premier symbole est un symbole de rappel de dérapage dynamique, et le
dispositif est adapté pour déterminer la position du symbole de rappel de
dérapage dynamique relativement au repère de vitesse sol de l'aéronef le
long dudit sur ledit horizon en fonction dudit dérapage dynamique, un
dérapage dynamique nul donnant lieu à une même position, sur l'horizon,
dudit premier symbole et du repère de vitesse sol ;
- le dispositif électronique de guidage est adapté pour commander
l'affichage
sur le support d'affichage du premier symbole à une distance donnée
relativement audit repère ; le dispositif de guidage étant adapté pour
déterminer ladite distance en fonction de la multiplication d'un facteur
d'échelle strictement inférieur à 1 et d'un écart d'angle rapporté à l'échelle
de cap dudit horizon sur le support d'affichage, ledit écart d'angle étant
l'angle entre le cap de l'avion et l'axe de piste quand le premier symbole est
un symbole de rappel de cap de l'aéronef, respectivement étant l'angle de
dérapage dynamique quand le premier symbole est un symbole de de
rappel de dérapage dynamique ;
- le dispositif de guidage est adapté pour déclencher, audit deuxième
instant,
une commande de modification d'aspect commandant une modification
d'aspect du premier symbole affiché sur ledit support d'affichage.
Suivant un deuxième aspect, la présente invention propose un procédé de
guidage du pilote dans le pilotage d'un aéronef pour réaliser la manoeuvre
d'alignement de l'axe longitudinal de l'aéronef avec l'axe de la piste lors de
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l'atterrissage dudit aéronef en présence de vent de travers, à l'aide d'un
dispositif
électronique de guidage mettant en oeuvre les étapes suivantes :
- déterminer à un premier instant une occurrence proche de la manoeuvre
d'alignement et déclencher, dès ladite détermination d'occurrence proche,
une première commande d'affichage commandant l'apparition, sur un
support d'affichage destiné au pilote et affichant l'horizon gradué selon une
échelle de cap, d'au moins un premier symbole en une position déterminée
sur le support d'affichage relativement à la ligne d'horizon ;
- actualiser la position courante du premier symbole sur l'horizon en
fonction
de la valeur actualisée du cap de l'avion ;
- déterminer à un deuxième instant strictement postérieur audit premier
instant, que la manoeuvre d'alignement doit maintenant débuter et
déclencher alors une deuxième commande d'affichage commandant un
déplacement d'un deuxième symbole sur le support d'affichage, depuis la
position du premier symbole, le sens dudit déplacement par rapport à
l'horizon étant déterminé en fonction du sens du vent de travers par rapport
à la piste et la valeur du déplacement étant déterminée en fonction de l'écart
entre le dérapage dynamique courant de l'aéronef et une valeur courante
de consigne de dérapage dynamique calculée pour l'aéronef, ledit dérapage
dynamique courant correspondant à l'angle entre la vitesse air courante de
l'aéronef et le cap courant dudit aéronef.
Dans des modes de réalisation, un procédé de guidage suivant l'invention
comporte en outre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :
- le premier symbole est un symbole de rappel de cap de l'aéronef et la
position du symbole de rappel de cap est déterminée relativement au repère de
l'axe de piste le long dudit horizon en fonction de l'angle entre le cap de
l'avion
et l'axe de piste ; ou
le premier symbole est un symbole de rappel de dérapage dynamique, et le
dispositif est adapté pour déterminer la position du symbole de rappel de
dérapage dynamique relativement au repère de vitesse sol de l'aéronef le
long dudit horizon en fonction dudit dérapage dynamique, un dérapage
dynamique nul donnant lieu à une même position, sur l'horizon, dudit premier
symbole et du repère de vitesse sol ;
- le procédé de guidage comprend une étape de commande, par le dispositif
de guidage, de l'affichage sur le support d'affichage du premier symbole à
une distance donnée relativement audit repère ; selon lequel ladite distance
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est déterminée par le dispositif de guidage en fonction de la multiplication
d'un facteur d'échelle strictement inférieur à 1 et d'un écart d'angle
rapporté
à l'échelle de cap dudit horizon sur le support d'affichage, ledit écart
d'angle
étant l'angle entre le cap de l'avion et l'axe de piste quand le premier
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symbole est un symbole de rappel de cap de l'aéronef, respectivement étant
l'angle de dérapage dynamique quand le premier symbole est un symbole
de de rappel de dérapage dynamique ;
- le procédé de guidage comprend une étape de déclenchement, par le
dispositif de guidage, audit deuxième instant, d'une commande de
modification d'aspect commandant une modification d'aspect du premier
symbole affiché sur ledit support d'affichage ;
- les étapes déclenchées audit deuxième instant invite le pilote à exécuter
la
manoeuvre d'alignement de sorte que le premier symbole reste le plus près
possible du deuxième symbole.
Suivant un troisième aspect, la présente invention propose un programme
d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu'elles sont
exécutées
par un ordinateur, mettent en oeuvre un procédé tel que défini ci-dessus.
Ces caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de
la
description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et faite en
référence
aux dessins annexés, sur lesquels :
[Fig 1] la figure 1 représente une vue d'un aéronef en approche avec vent de
travers ;
[Fig 2] la figure 2 illustre la manoeuvre de dérapage de l'aéronef de la
figure 1
lors de la manoeuvre d'alignement finale ;
[Fig 3] la figure 3 représente un contenu usuellement affiché sur un support
d'affichage d'un système d'affichage pour le pilote d'un aéronef ;
[Fig 4] la figure 4 représente une vue partielle affichée sur un écran d'un
système
d'affichage pour le pilote d'un aéronef dans un mode de réalisation de
l'invention ;
[Fig 5] la figure 5 représente une vue partielle affichée sur un écran d'un
système
d'affichage pour le pilote d'un aéronef dans un mode de réalisation de
l'invention ;
[Fig 6] la figure 6 représente une vue partielle affichée sur un écran d'un
système
d'affichage pour le pilote d'un aéronef dans un mode de réalisation de
l'invention ;
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[Fig 7] la figure 7 représente schématiquement un système d'aide au pilotage
dans un mode de réalisation de l'invention ;
[Fig 8] la figure 8 est un organigramme d'étapes mises en oeuvre dans un mode
de réalisation de l'invention.
Un aéronef 1, ici un avion 1, mettant en oeuvre l'invention 1 est représenté
en
figure 1 en approche d'une piste d'atterrissage 3 comportant l'aire
d'atterrissage 2 de
l'aéronef 1.
Lors d'une approche avec vent de travers (en anglais crosswind ; c'est-à-
dire un vent de direction non parallèle à la piste), représenté par les
flèches 4 en
figure 1, l'avion 1, se comportant comme une girouette, va orienter son axe
longitudinal vers la direction d'où vient le vent et voler avec un angle de
dérive aD (en
anglais drift angle ).
Par rapport à l'air, l'avion 1 vole avec un vecteur vitesse nommé TAS (en
anglais
True Air Speed ). L'air est en mouvement selon le vecteur vitesse, dit
vitesse vent
W. Finalement, l'avion 1 se déplace par rapport au sol avec un vecteur
vitesse, dit
vitesse sol (en anglais Ground speed ) Vs.
Lorsque le vent de travers est important, le pilote de l'avion 1 doit réduire
l'angle
de dérive pour réduire l'effort latéral sur le train d'atterrissage et pour
obtenir une
trajectoire de roulage au sol selon l'axe de piste pour éviter de sortir de la
piste. En
effet, une fois en contact avec le sol, les pneus du train d'atterrissage vont
créer des
forces importantes que le train d'atterrissage va devoir supporter et qui vont
modifier
fortement la trajectoire de l'avion.
Avant d'atterrir, le pilote va devoir réduire l'écart entre le cap de l'avion
et
l'orientation de la piste, i.e. effectuer une manoeuvre d'alignement entre ces
deux
axes, en créant du dérapage aérodynamique (en anglais Sideslip ) - la
figure 2
représente l'angle 13 de dérapage aérodynamique et le cap de l'avion, nommé
HDG,
après ce dérapage -, mais conserver une partie (aRD) de l'angle initial aD
pour
compenser, pendant le roulage au sol, les efforts aérodynamiques que le vent
va
créer sur l'aéronef. Dans le même temps, le pilote doit maintenir le vecteur
vitesse sol
selon l'axe de piste. La création de dérapage aérodynamique créant une force
latérale, le pilote doit compenser celle-ci en inclinant latéralement l'avion.
Le dérapage aérodynamique est effectué par le pilote par l'intermédiaire
notamment de pédales déplaçant une gouverne sur l'empennage vertical et
donnant
lieu à dérapage aérodynamique.
Pendant cette même phase finale avant d'atterrir, le pilote doit aussi
effectuer
un arrondi ( Flare ). Cette manoeuvre consiste à relever le nez de l'avion
afin de
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diminuer la vitesse verticale de l'avion à l'impact. Il existe aujourd'hui des
aides à la
réalisation de cette manoeuvre appelées Flare Cue ou Flare Prompt .
L'avion 1 comporte dans un mode de réalisation, en référence à la figure 7, un
système d'aide au pilotage 52 embarqué, comportant un système d'affichage 60
et
un dispositif de guidage 50.
Le système d'affichage 60 comporte un support d'affichage, typiquement un
écran, et est adapté pour afficher sur ce support d'affichage, fixe par
rapport à l'avion
ou encore mobile en suivant les mouvements de tête du pilote, de façon connue,
des
informations au pilote pendant cette phase.
Le système d'affichage 60 est par exemple, dans le cas présent, un système
d'affichage tête haute HUD ou portée H\ND
Notamment, le système d'affichage 60 est adapté pour afficher sur le support
d'affichage à destination du pilote, comme il est connu et comme représenté en
figure
3:
- la maquette avion 21, qui est la trace de l'axe longitudinal de l'avion 1,
indiquant le cap de l'avion 1 ; la position de cette maquette par rapport à
l'horizon
donne les informations d'inclinaison latérale ( Roll angle ) et d'assiette
longitudinale
ou tangage ( Pitch angle ) ;
= l'horizon 20, ligne figurant l'horizontale locale et graduée par une
échelle de
cap (la graduation 04 indiquant un cap de 40 degrés par rapport au Nord, la
graduation 06 indiquant un cap de 60 degrés par rapport au Nord etc) ;
= l'échelle de tangage 19;
= le vecteur vitesse sol 23 (FPV Flight Path Vector qui indique la
direction
dans laquelle l'avion se dirige, i.e. le vecteur Vs de la figure 1 par rapport
à l'horizon
20;
= la pente potentielle (ou chevron d'énergie) 22;
= le directeur de vol 24 (FPD Flight Path Director ) qui indique au
pilote les
actions à mener avec son manche sur les axes longitudinal et latéral ;
= une aide à l'arrondi 27 ( Flare Cue ou Flare Prompt ) ;
= une indication 25 de la référence de pente d'approche (FPARC Flight Path
Angle Reference Cue ) ;
= l'orientation 29 de l'axe de piste par rapport à l'horizon 20;
= les écarts latéraux 28 et verticaux 26, sur une échelle d'écart
respectivement
latéral et vertical, par rapport à l'axe d'approche ;
Ces informations sont fournies par un certain nombre d'équipements
embarqués dans l'avion, en fonction de mesures et/ou de calculs.
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Selon l'invention, le système d'aide au pilotage 52 est adapté pour afficher
sur
le support d'affichage du système d'affichage 60 un ensemble de deux repères
supplémentaires en complément de ces informations, afin de guider le pilote
dans sa
manoeuvre d'alignement lors de la phase d'atterrissage.
Cet ensemble de deux repères comporte dans le cas présent un repère de
rappel d'un paramètre et un repère d'aide à l'alignement.
Les commandes déclenchant l'affichage de ces repères et définissant leurs
positions sont fournies par le dispositif de guidage 50 représenté en figure 7
dans un
mode de réalisation de l'invention
Dans un mode de réalisation, le dispositif de guidage 50 comporte un
processeur 53 et une mémoire 54.
La mémoire 54 comprend des instructions logicielles, qui lorsqu'elles sont
exécutées sur le processeur 53, mettent en oeuvre automatiquement les étapes
incombant au dispositif de traitement 50 décrites en référence à la figure 8.
La figure 8 est un organigramme 100 d'étapes mises en oeuvre dans un mode
de réalisation de l'invention.
Dans une première étape 101, quelques secondes (par exemple, entre 2 et 10
secondes) avant le début estimé de la man uvre d'alignement, le dispositif de
guidage 50 commande l'affichage des deux repères en un même point du support
d'affichage (ils pourront être complètement superposés ou bien légèrement
décalés
l'un par rapport à l'autre).
La position de ce point rappelle la valeur du paramètre considéré et est
fonction
de l'écart angulaire entre le cap de l'avion (i.e. son axe longitudinal) et
l'axe de la
piste.
Cet affichage avertit le pilote, en avance de phase, de l'imminence de la
manoeuvre d'alignement et le prévient donc de se préparer à effectuer cette
man uvre.
Dans une deuxième étape 102 déclenchée par le dispositif de guidage 50 au
moment où la man uvre d'alignement par le pilote doit débuter, le dispositif
de
guidage 50 commande par exemple un changement d'aspect dans l'affichage de
l'un
et/ou de l'autre des deux repères (par exemple l'affichage devient clignotant
ou arrête
d'être clignotant et/ou passe de trait fin ou pointillé à trait gras ou plein
etc.), puis le
dispositif de guidage 50 commande un déplacement sur le support d'affichage du
repère d'aide à l'alignement fonction de l'écart entre le dérapage dynamique
réel de
l'aéronef et une consigne calculée de dérapage dynamique pour l'aéronef.
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Cette deuxième étape permet ainsi d'alerter clairement quand la manoeuvre doit
débuter d'une part et d'autre part d'afficher le sens et la dynamique (la
vitesse) avec
laquelle la man uvre doit être effectuée.
Le mouvement du repère d'aide à l'alignement sur le support d'affichage
commandé alors par le dispositif de guidage 50 indique au pilote la dynamique
à faire
suivre par le repère de rappel de paramètre pour effectuer correctement la
manoeuvre, la position de ce repère de rappel de paramètre étant toujours
fonction
de l'écart angulaire entre le cap de l'avion (i.e. son axe longitudinal) et
l'axe de la
piste.
En effet, le but pour le pilote est, dans cette deuxième étape, de mettre en
oeuvre l'alignement en effectuant un dérapage aérodynamique via les pédales,
tel
que le repère de rappel de paramètre (qui bouge sur le support d'affichage en
fonction
de cette man uvre) reste superposé au repère d'aide à l'alignement (ce dernier
bougeant en fonction de l'écart, actualisé en temps réel, entre le dérapage
courant
de l'avion et la consigne de dérapage également actualisée en temps réel).
Dans un premier mode de réalisation, le repère de rappel de paramètre est un
repère de rappel de cap de l'avion.
Dans un deuxième mode de réalisation, le repère de rappel de paramètre est
un repère de rappel du dérapage de l'avion.
Ces modes de réalisation, et certaines de leurs variantes possibles, sont
maintenant décrits plus en détail en référence aux figures 4, 5, 6, qui
représentent le
support d'affichage du système d'affichage 60 dans le courant de l'étape 102,
i.e.
pendant la man uvre d'alignement. Toutefois, pour ne pas surcharger les
figures,
toutes les informations effectivement présentes sur le support d'affichage
telles que
listées ci-dessus en référence à la figure 3 ne sont pas représentées.
Par ailleurs, on notera que le sens du vent, dans les situations illustrées
sur ces
figures 4, 5, 6 est opposé au sens représenté en figures 1 et 2.
La figure 4 correspond à un mode de réalisation où le repère de rappel de
paramètre est un repère 30 de rappel de cap de l'avion.
Le repère 30 de rappel de cap ( Heading carrot ) de l'avion 1 est affiché
ici
au-dessus de la ligne d'horizon 20 (il peut être affiché, suivant les modes de
réalisation, au-dessus ou en dessous de la ligne d'horizon, accolé ou non à
cette
dernière) Il indique la valeur courante du cap de l'avion et est positionné,
le long de
la ligne d'horizon, en relatif depuis l'orientation de l'axe de piste 29, i.e.
en fonction
de l'écart angulaire entre le cap de l'avion 1 et l'axe de la piste 29 (le
symbole de piste
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(le rectangle au-dessus de l'axe de piste) est placé à l'endroit où se situe
la piste ;
ainsi, si l'avion se dirige vers la piste, mais d'une direction différente de
l'axe de piste
alors le symbole 29 n'est pas aligné avec l'orientation de l'axe de piste sur
l'échelle
de cap; le symbole de rappel de cap est placé en relatif depuis l'orientation
de la piste
5 sur l'échelle de cap de l'horizon).
Dans le mode de réalisation représenté en figure 4, le repère 30 de rappel de
cap, lors des étapes 101, 102, se trouve à la même graduation de l'échelle de
cap
indiquée par l'horizon 20 que la maquette avion 21 (facteur d'échelle kaff
égal à1)
Optionnellement, lors des étapes 101, 102, la position du repère de rappel du
10 cap peut ne pas être conforme à l'échelle de cap 20, pour rester
visible sur l'affichage
même en cas de fort vent de travers alors que la tête du pilote est orientée
face à la
piste.
Un facteur d'échelle, de valeur calculée comprise entre 10, 1[ s'applique
alors,
sur commande du dispositif de guidage 50, sur l'écart entre le cap de l'avion
et
l'orientation la piste et dans un tel cas, comme représenté en figure 5, le
repère de
rappel de cap 30' est placé relativement à l'orientation de l'axe de piste 29
sur
l'horizon à une distance A_carrot, égale au facteur d'échelle kaff multiplié
par l'écart
angulaire entre le cap de l'avion 1 et l'axe de la piste 29. Ainsi, le repère
de rappel de
cap 30' n'est alors plus aligné avec la maquette avion 21.
Le repère d"aide à l'alignement dans l'étape 102 indique au pilote comment
il doit déplacer le repère de rappel de cap pour réaliser correctement la
manoeuvre.
Ce repère d'aide à l'alignement est référencé 31 en figure 4, 31' en figure 5,
est
déplacé relativement au rappel de cap selon l'horizon en une position
prescrite par la
commande de pilotage déclenchée par le dispositif de pilotage 50 commandant ce
déplacement sur l'écran du repère d'aide à l'alignement (et dans un mode de
réalisation, la commande indique non seulement la position actualisée en
laquelle doit
être placé le repère d'aide à l'alignement, mais également la vitesse à
laquelle le
repère d'aide à l'alignement se déplace depuis la position du repère de rappel
de
paramètre vers cette position actualisée), issue du dispositif de guidage 50,
et en
appliquant en outre le même facteur d'échelle kaff dans le cas où un facteur
d'échelle
est utilisé (le déplacement vers la position du repère d'aide à l'alignement
est signalé
sur la figure par le segment Aaff).
C'est le dispositif de guidage 50 qui indique dans ses commandes, aux étapes
101 et 102, si un facteur d'échelle kag différent de 1 doit être pris en
compte dans
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l'affichage des deux repères selon l'invention et dans ce cas, le dispositif
de guidage
50 y indique la valeur de kaf4.
Comme introduit plus haut, dans un deuxième mode de réalisation illustré en
figure 6, le repère de rappel de paramètre est un repère de rappel du dérapage
de
l'avion correspondant à la valeur courante de l'angle p entre le cap de
l'avion et le
vecteur vitesse TAS (cf. figure 2).
Le dispositif de guidage 50 commande, au cours de l'étape 101, l'affichage du
repère de rappel du dérapage 40 (, Sideslip ) de l'avion en-dessous du
vecteur
vitesse sol 23 ( FPV ). A ce moment, le dérapage est de valeur nulle.
Le repère d'aide à l'alignement, référencé 41 en figure 6, est placé
relativement
au repère de rappel de dérapage 40 selon une commande de pilotage de placement
(Aaff) issue du dispositif de guidage 50 dépendant du temps, en appliquant en
outre
le même facteur d'échelle Kef dans le cas où un facteur d'échelle est utilisé.
Comme dans le premier mode de réalisation, le repère d'aide à l'alignement 41
indique ainsi au pilote comment il doit déplacer l'autre repère, ici le repère
de rappel
du dérapage 40 pour réaliser correctement la man uvre d'alignement. Dans
l'exemple représenté en figure 6, le repère d'aide à l'alignement 41 part vers
la
gauche pour indiquer au pilote que son repère de rappel de dérapage 40 doit
partir
vers la gauche. Le pilote appuie alors sur la pédale du côté où se trouve le
repère de
rappel de dérapage par rapport au repère d'aide à d'alignement (ici la pédale
de
droite) pour le ramener au centre de ce dernier.
On notera que dans un autre mode de réalisation, le dispositif de guidage 50
pourrait également déplacer l'aide à l'alignement vers la droite pour indiquer
au pilote
d'appuyer à droite, et alors le dérapage va se décaler vers la gauche et c'est
l'aide
d'alignement qui va se recentrer sur le rappel de dérapage.
Le but pour le pilote dans sa manoeuvre est de réaliser cette dernière de
manière à garder les deux repères superposés l'un sur l'autre.
Dans un mode de réalisation, l'instant d'apparition des repères (étape 101)
est
déterminé par le dispositif de guidage 50 en fonction de la hauteur de l'avion
1 par
rapport au sol, nommée Hauteurnad,o, mesurée par exemple par une sonde radio
altimétrique, de la vitesse verticale de l'avion, nommée Vitesseverti ca.e, et
d'un seuil
prédéfini, nommé HauteurApparition, de la façon suivante :
dès que HauteurRadio
= V itesse,õtiõte < HauteurApparition, déclenchement
de l'étape 101 (r est une constante de valeur déterminée, de valeur comprise
entre 2
et 10 secondes).
CA 03178075 2022- 11- 7
WO 2021/228923
PCT/EP2021/062593
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Optionnellement la vitesse verticale peut être moyennée et filtrée afin de
supprimer les variations dues aux turbulences aérodynamiques et aux
ajustements
de trajectoire par le pilote.
Alternativement, l'instant d'apparition peut être déterminé en fonction de la
distance au seuil de piste, par exemple mesurée par un bloc DME ou GPS, nommé
DistanceDME/GPS, de la vitesse sol de l'avion, nommée Vitessesd, et d'un seuil
prédéfini,
nommé DistanceAppantion, de la façon suivante :
dès que Di ..stanceDmE,
jGPS + ri = Vitessesot G DistanceApparition, déclenchement
de l'étape 101 (1-' est une constante de valeur déterminée, de valeur comprise
entre
2 et 10 secondes).
Dans le mode de réalisation considéré, la distance du déplacement du repère
d'aide à l'alignement 31, 31', 41, relativement au repère de rappel de
paramètre (cap
ou dérapage) 30, 30', 40 sur le support d'affichage commandé pendant l'étape
102
est déterminé par le dispositif de guidage 50 en fonction de l'écart entre le
dérapage
aérodynamique courant de l'avion, p, et la consigne courante de dérapage, B
,consigne=
Par exemple, le déplacement entre les deux repères est proportionnel à cet
écart. Par exemple, la relation peut ne pas être proportionnelle, mais suivre
une
courbe croissante, i.e. le déplacement croit quand l'écart croît
L'écart est calculé comme suit :
Auff= kaff "(fl ¨
fi consigne)
La valeur courante du dérapage aérodynamique [3 peut être obtenu par le
dispositif de guidage 50 de plusieurs façons :
- une mesure par une sonde de dérapage,
- une estimation basée sur les mesures inertielles (accélération latérale,
inclinaison latérale et de tangage, taux roulis et de lacet ...), la mesure de
vitesse air (TAS) la différence de mesures de pressions statiques et
optionnellement la position des gouvernes (notamment gouverne de
direction...) qui créent des forces latérales,
- une hybridation entre les 2 précédentes.
Dans le cas considéré, la consigne de dérapage
,consigne est obtenue en fonction
de la somme du dérapage courant (f3) et l'écart (angle) entre le cap de
l'avion
( Heading ) et l'orientation de l'axe de piste ( Course ), par exemple
proportionnellement à cette somme :
leconsigne = kalign = (fi (Heading ¨ Course))
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Le facteur de proportionnalité kalign permet d'ajuster la dérive résiduelle.
Optionnellement, cette consigne peut être retardée/filtrée et limitée en
vitesse et
amplitude pour être représentative du comportement réel de l'avion.
La relation entre l'écart de cap et la consigne peut par exemple ne pas être
proportionnelle, mais suivre une courbe croissante afin de mieux prendre en
compte
les non linéarités physiques.
Avantageusement, dans le même temps, le directeur de vol (FPD) est modifié
latéralement pour indiquer les corrections à apporter sur le manche latéral
pour
maintenir la trajectoire de l'avion dans l'axe.
En plus d'un écart latéral, le directeur de vol présente parfois une consigne
d'inclinaison latérale matérialisée par des petites ailes (Voir Figure n 3).
Dans ce cas,
l'invention permet d'indiquer directement la bonne inclinaison à prendre pour
réaliser
la manoeuvre d'alignement.
Les 2 effets sur le directeur de vol sont pilotés directement par la relation
entre
le dérapage aérodynamique et l'inclinaison latérale nécessaire pour maintenir
un vol
rectiligne.
L'invention permet d'avertir le pilote de l'imminence de la manoeuvre par
l'apparition de deux symboles au même endroit sur l'affichage. L'instant de
début de
la manoeuvre est identifié par le changement d'aspect de ces symboles et la
mise en
mouvement du symbole de guidage. Ce dernier indique alors la dynamique à faire
suivre par l'autre symbole pour effectuer correctement la manoeuvre. Le pilote
agit
alors sur les pédales pour suivre ce mouvement.
D'autre part, le symbole de directeur de vol fournit également une indication
de
l'angle de roulis et des ordres à appliquer à l'organe de contrôle latéral
(manche ou
volant) nécessaire pour compenser la tendance de variation de la route
introduite par
cette man uvre.
L'invention procure ainsi une aide au pilotage des aéronefs en phase
d'atterrissage. Dans des modes de réalisation, elle s'intègre à un système
d'affichage
des postes de pilotages des avions (écrans tête basse, tête haute fixe et
portée) ou
encore à un système des aides au pilotage/guidage (pilote automatique,
directeur de
vol, AFCGS Auto Flight Control and Guidance System ).
Ci-dessus, il a été décrit l'apparition des deux repères à l'étape 101, de
façon
superposée ; bien sûr, dans un autre mode de réalisation, seul le premier
repère
s'affiche à l'étape 101 ; le deuxième repère s'affichant à l'étape 102.
Dans un autre mode de réalisation, le bloc de traitement 50 est réalisé sous
forme d'un composant logique programmable, tel qu'un FPGA (de l'anglais Field
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Programmable Gate Array), ou encore sous forme d'un circuit intégré dédié, tel
qu'un
ASIC (de l'anglais Applications Specific Integrated Circuit).
L'invention a été décrite ci-dessus relativement à un avion, mais elle peut
s'appliquer à tout type d'aéronef notamment devant se poser avec une vitesse
non
nulle.
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