METHOD AND SYSTEM FOR DISPLAYING VERTICAL CONSTRAINTS OF AN AIRCRAFT, COMPUTER PROGRAM PRODUCT AND A

专利摘要:
The invention relates to a method and a system for displaying vertical stresses of an aircraft on a display device of the aircraft, forming part of an aircraft piloting system, implemented by an electronic device part of the steering system. The method comprises the following steps: acquisition of at least one vertical constraint of the aircraft, calculation of a representative value of slope (63, 65) associated with said vertical constraint, display of a representation symbol ( 64, 66) from the vertical stress to the representative slope value associated with said vertical stress on a slope scale (E).
公开号:FR3038380A1
申请号:FR1501417
申请日:2015-07-03
公开日:2017-01-06
发明作者:Matthieu Claybrough；Bruno Aymeric；Sylvain Lissajoux
申请人:Thales SA；
IPC主号:

专利说明:

(1) où GSPD représente une vitesse longitudinale selon une direction longitudinale X perpendiculaire à la direction verticale Z, etATANQ la fonction arctangente.
Une échelle d’assiette graduée en pente est connue de l’homme du métier et sert à indiquer l’assiette de l’aéronef, en lisant la position du symbole maquette avion vis-à-vis de l’échelle graduée en pente. Préférentiellement l’affichage de la représentation de pente et de l’échelle de pente associée est effectué sur un écran de type PFD et/ou HUD.
La figure 2 illustre schématiquement un système de pilotage d’aéronef 10, selon un mode de réalisation.
Le système de pilotage 10 comprend un système de guidage de l’aéronef 12, apte à recevoir des données d’un ensemble de capteurs 14 et à envoyer des commandes aux systèmes 16 de contrôle de l’aéronef. L’ensemble de capteurs 14 comprend, de manière connue, des capteurs de données de géolocalisation GPS, des capteurs d’altitude, de vitesse, d’accélération, etc fournissant des données utiles au pilotage de l’aéronef.
Les systèmes 16 de contrôle de l’aéronef comprennent notamment des gouvernes de profondeur et de direction, un système de contrôle moteur ou ECU pour Engine Control Unit, un système de contrôle de freinage aérodynamique, etc.
Le système de guidage de l’aéronef 12 permet, via son action sur l’ensemble des systèmes de contrôle de l’aéronef, de provoquer un changement d’attitude de l’aéronef.
Le système de guidage de l’aéronef 12 est, par exemple un dispositif de pilotage automatique, également noté AFCS (de l’anglais Auto-Flight Control System), également appelé pilote automatique et noté PA ou AP (de l’anglais Automatic Pilot).
Le système de pilotage 10 comprend également un système de communication 18 par liaison radio, appelé également DATALINK, avec des systèmes de contrôle de trafic aérien au sol de type ATC, aptes à fournir à l’aéronef des informations provenant du sol ou d’autres aéronefs en temps réel.
Par exemple, des informations spécifiques relatives à des conditions météorologiques, imposant de nouvelles contraintes verticales pouvant aboutir à un changement de trajectoire de l’aéronef, sont transmises via le système de communication 18.
Le système de pilotage comprend également un système de gestion du vol 20, également appelé FMS, en liaison avec le système de guidage de l’aéronef 12 et avec des interfaces homme-machine 22, comprenant notamment un ou plusieurs dispositifs d’affichage 24 permettant d'afficher diverses informations utiles à l’équipe de pilotage, et en particulier les contraintes verticales applicables et prochainement applicables issues du système de gestion du vol 20 selon un mode de réalisation de l’invention.
En variante ou complément, les contraintes verticales sont reçues de systèmes de surveillance 21 de type SWS, TCAS ou TAWS (protection contre respectivement le décrochage, le trafic et le terrain) ou encore via la communication 18 par liaison radio DATALINK.
En outre, d’autres interfaces homme-machine 26 comprennent des claviers, des boutons et plus généralement un ou plusieurs moyens permettant à un pilote d’interagir pour modifier les affichages ou pour sélectionner ou modifier des consignes de guidage de l’aéronef.
Les dispositifs d’affichage 24 comprennent, d’une part, un ou plusieurs écrans d’affichage situés par exemple sur un tableau de bord d’un aéronef, également appelés « affichages primaires », et d’autre part, un ou plusieurs écrans d’affichages de type HUD ou viseur tête haute, permettant d’afficher des données superposées au champ de visualisation d’un pilote, de préférence au niveau de la vitre du cockpit. Par exemple, un affichage de type HUD est effectué sur un écran d’affichage transparent, positionné entre la position du pilote et la vitre du cockpit, dans la direction de visualisation du pilote.
En variante, l’affichage de type HUD est effectué sur un écran situé devant un œil ou les deux yeux du pilote et fixé via l’intermédiaire d’un casque ou de lunette à la tête du pilote. Avantageusement, le dispositif d’affichage de type HUD fournit une représentation synthétique du terrain de type SVS, de l’anglais Synthetic Vision System.
Toute variante de mise en œuvre d’un écran d’affichage de type HUD à la portée d’un homme du métier est envisageable.
Le système de gestion du vol 20 est implémenté, de préférence, par un ordinateur comprenant un ou plusieurs processeurs, aptes à exécuter des calculs et des instructions de code de programme d’ordinateurs lorsqu’ils sont mis sous tension. L’ensemble de capteurs 14 est adapté pour mesurer des vitesses et des accélérations de l’aéronef, notamment une vitesse verticale VZ selon une direction verticale Z, c’est-à-dire une direction normale à la surface terrestre.
Plusieurs modes de guidage de l’aéronef sont envisagés, comprenant un premier mode de contrôle de la vitesse verticale, connu sous le nom de mode VS (pour « vertical speed »), un deuxième mode de contrôle de la pente de l’aéronef, connu sous le nom de mode FPA (pour « flight path angle »), un troisième mode de montée à réglage moteur fixé, connu sous le nom de mode CLB (de l’anglais CLIMB) et un quatrième mode de descente à réglage moteur fixé, connu sous le nom de mode DES (de l’anglais DESCENT). Le réglage du moteur est par exemple son régime, son couple, ou son débit de carburant. Le troisième et quatrième mode sont aussi appelés modes de performances car ils permettent d’exploiter pleinement la performance de l’aéronef. Le mode CLB est généralement associé à la pleine poussée et le mode DES à la poussée minimale.
La figure 3 illustre schématiquement les principaux modules fonctionnels mis en oeuvre par un dispositif apte à mettre en oeuvre l’invention, en particulier un système 20 de gestion du vol dans l’exemple illustré.
En variante, ces modules fonctionnels sont implémentés dans le système de guidage de l’aéronef 12, dans les interfaces homme-machine 22 ou encore dans un autre dispositif électronique autonome comportant des moyens de calcul.
Le système 20 comprend une mémoire 30 apte à stocker des instructions de code de programme logiciel et des bases de données d’informations comprenant des valeurs de paramètres de vol.
Le système 20 comprend également un module 32 d’acquisition d’une ou plusieurs contraintes verticales, notamment des contraintes verticales telles que définies ci-dessus, et un module 34 de sélection de contraintes à afficher.
Le module 34 est mis en œuvre optionnellement. Selon un mode de réalisation, toutes les contraintes verticales sont affichées.
En outre, le système 20 comprend un module 36 de représentation des contraintes verticales acquises par des paramètres associés.
Par exemple, une contrainte verticale WINDOW est représentée par deux contraintes verticales, une contrainte ABOVE et une contrainte BELOW.
Un module 36 est apte à calculer une valeur de représentation en pente de chaque contrainte verticale, de préférence en fonction d’au moins une caractéristique de performance de l’aéronef comme expliqué en détail ci-après.
Ainsi, quelle que soit l’expression initiale d’une contrainte verticale, en pente, en vitesse verticale ou en altitude, une représentation par une valeur de pente est obtenue.
Le calcul d’une valeur de représentation en pente prend également en compte, dans certains cas, le mode de guidage de l’aéronef. Une valeur représentative de pente est associée à une contrainte verticale, la valeur représentative de pente indiquant une pente à effectuer par l’aéronef pour satisfaire la contrainte verticale.
Par exemple, une valeur représentative de pente est une valeur angulaire ou un pourcentage de dénivelé.
Dans la suite de la description, dans un souci de simplification, le terme valeur de pente sera également utilisé pour désigner la valeur représentative de pente définie ci-dessus.
Il est à noter que dans le cas général il existe plusieurs possibilités de pente à effectuer pour respecter la contrainte donnée. Dans le cas d’une contrainte ABOVE (resp. BELOW), on calcule de préférence une pente qui permet de passer à la valeur limite, et donc par conséquent de satisfaire la contrainte. Cependant, toutes les pentes plus fortes (resp. plus basses) permettent aussi de satisfaire la contrainte.
Dans un mode de réalisation, dans le cas où la contrainte verticale est une contrainte d’altitude, le module 36 comporte un sous-module 40 apte à réaliser un calcul de valeurs de pente minimale et maximale fonction de performances de l’aéronef et à définir un domaine de vol atteignable et un module 42 de calcul de valeur de pente associée à une trajectoire limite de l’aéronef permettant de réaliser une contrainte verticale, comme expliqué plus en détail ci-après.
Un module 38 détermine la représentation de chaque contrainte verticale et, optionnellement, d’une consigne de guidage de l’aéronef en fonction d’un mode de guidage, selon une échelle de performance, définie par des valeurs minimale et maximale de pente atteignables par l’aéronef en fonction d’au moins une caractéristique de performance de l’aéronef.
Le système 20 comporte en outre un module d’affichage 44 apte à réaliser l’affichage sur un des écrans d’affichage 24 des informations déterminées par le module 38, notamment un ou plusieurs symboles de représentation des contraintes verticales en pente, et, optionnellement, l’échelle de performance, et une consigne courante de guidage de l’aéronef, indiquant la consigne de pente ou de vitesse verticale courante de l’aéronef dans le mode de guidage courant, ainsi que la valeur de pente ou de vitesse verticale courante de l’aéronef.
Avantageusement, le pilote peut appréhender aisément, par observation de cet affichage, la situation courante de l’aéronef par rapport à une ou plusieurs contraintes verticales, les marges par rapport au guidage courant et les marges par rapport aux performances de l’aéronef.
La figure 4 illustre une représentation schématique 50 de deux contraintes verticales dans une vue de profil, et une représentation schématique 52 des mêmes contraintes conformément à l’invention, sur une échelle de pente, représentative de valeurs de pente associées aux contraintes.
La représentation schématique 50 illustre dans un référentiel la direction verticale Z et une abscisse curviligne S(x,y) le long de la trajectoire latérale de l’aéronef, une première contrainte verticale au niveau du point géo-référencé qui est une contrainte ABOVE, indiquant que l’aéronef doit passer au-dessus d’une altitude au point P·,. La première contrainte verticale est représentée par un symbole 54 en forme de triangle pointant vers le haut.
Une deuxième contrainte verticale indique que l’aéronef doit passer en dessous d’une altitude Z2 au point géo-référencé P2, il s’agit d’une contrainte BELOW, représentée par un symbole 56 en forme de triangle pointant vers le bas.
La représentation schématique 52 selon l’invention comporte également des informations relatives aux mêmes contraintes au niveau des points géo-référencés Pi, P2, représentées en pente.
Les contraintes sont représentées sur une échelle de performance E en pente, définie par des valeurs de pente extrêmes 60, 62, correspondant respectivement à une valeur de pente minimale correspondant à une performance minimale de l’aéronef et à une valeur maximale correspondant à une performance maximale de l’aéronef.
Par exemple, la valeur de pente 62 est associée à une poussée maximale des moteurs de l’aéronef, et la valeur de pente 60 est associée à une poussée minimale des moteurs de l’aéronef.
En variante, les valeurs de pente extrêmes correspondent aux réglages des moteurs associées aux modes de guidages de performance.
Par exemple le réglage moteur associé au mode de guidage dit CLB est utilisé pour définir la valeur de pente maximale 62. Par exemple le réglage moteur associé au mode dit DES est utilisé pour définir la valeur de pente minimale 60. Cette variante permet de prendre en compte les régimes minimum et maximum adaptés et calculés en fonction des conditions de vol, par exemple prenant en compte la nécessité de dégivrage.
En variante encore, les valeurs de pentes extrêmes peuvent être associés, en plus des réglages moteurs définies ci-dessus, à des états déployés ou non de surfaces aérodynamiques tels que des aérofreins, surfaces déportantes ou trains d’atterrissages. Par exemple, la pente de performance minimale 60 peut être calculée en considérant un régime minimum ainsi qu’un état déployé des aérofreins.
Toute autre variante connue de calcul automatique en fonction des capacités de l’aéronef et des conditions de vol, à l’aide des instruments de navigation et des capteurs, permettant de déterminer une valeur de pente maximale associée à une performance maximale de l’aéronef et une valeur de pente minimale associée à une performance minimale de l’aéronef peut être utilisée.
La première contrainte relative au point P-i et la deuxième contrainte relative au point P2 sont représentées à des valeurs de pente 63, 65 sur l’échelle E, calculées par le module de détermination de valeur de pente 36, et sont représentées par des symboles triangulaires respectifs 64, 66.
De préférence, chaque symbole 64, 66 indique le sens de la contrainte verticale par le sens dans lequel pointe le triangle.
Une ligne d’horizon artificiel 68 est également représentée par rapport à l'échelle de performance E, correspondant à une pente nulle et connue de l’homme du métier.
La pente nulle associée à l’horizon artificiel peut être utilisée comme origine de l’échelle de performance E.
Dans l’exemple de la figure 4, les deux contraintes représentées se situent au-dessus de la ligne d’horizon artificiel 68, indiquant que les deux contraintes sont au-dessus de l’aéronef.
Une consigne courante de guidage 70 de l’aéronef relative au mode de guidage courant est affichée, ainsi que la valeur de pente courante de l’aéronef 72.
En variante ou en complément, la vitesse verticale courante de l’aéronef est affichée à une valeur de pente correspondante.
Par exemple, la consigne courante de guidage 70 correspond à une consigne de mode VS et est représentative d’un vecteur vitesse de consigne de l’aéronef.
Lorsque le symbole associé à la contrainte est en-dessous de la représentation de la consigne courante de guidage 70, cela signifie que le maintien de la consigne courante de guidage permet à l’aéronef de passer au-dessus de la contrainte. Dans l’exemple de la figure 4, la première contrainte verticale, représentée par le symbole 64, sera respectée avec la consigne courante de guidage 70.
Lorsque le symbole associé à la contrainte est au-dessus de la représentation de la consigne courante de guidage 70, cela signifie que le maintien de la consigne courante de guidage permet à l’aéronef de passer en-dessous de la contrainte. Dans l’exemple de la figure 4, la seconde contrainte verticale, représentée par le symbole 66, sera respectée avec la consigne courante de guidage 70.
La représentation 52 permet avantageusement de visualiser les marges en performance de l’aéronef. Par exemple, les marges pour respecter une contrainte ABOVE ou BELOW à venir par rapport aux performances extrêmes 62, 60 de l’aéronef sont simplement représentées par l’écart, sur l’échelle de performance E, entre les valeurs de pente associées aux contraintes et les valeurs extrêmes.
Si l’une des contraintes ABOVE (resp. BELOW) à venir est alignée sur l’échelle de performance E avec la valeur extrême 62 (resp. 60) alors aucune marge par rapport aux performances de l’aéronef n’existe pour tenir cette contrainte.
Si l’une des contraintes ABOVE (resp. BELOW) dépasse la valeur extrême 62 (resp. 60) la contrainte donnée ne peut pas être satisfaite compte tenu des performances courantes de l'aéronef. Dans un tel cas, une alerte à l’intention des pilotes peut être levée, la contrainte étant prédite manquée ou MISSED en anglais. Selon un mode de réalisation, une alerte visuelle est affichée sur un des affichages 24, accompagnée optionnellement d’un autre type d’alerte, par exemple une alerte sonore. Par exemple, l’alerte visuelle peut être effectuée par une animation du symbole représentant la contrainte, cette animation pouvant être un clignotement, un grossissement, une vibration, un changement de couleur, etc. D’autre part, l’écart entre la valeur de pente courante de l’aéronef 72 et la valeur de pente associée à une contrainte indique la marge par rapport à la pente courante de l’aéronef. De même, l’écart entre la valeur de pente de la consigne courante de guidage 70 et la valeur de pente associée à une contrainte indique la marge par rapport à la consigne courante de guidage. Cet affichage permet, d’une manière plus générale, d’ajuster une consigne de guidage ou la pente courante de l’aéronef pour satisfaire une ou plusieurs contraintes.
Par exemple, dans l’affichage 52, la consigne courante de guidage 70 doit se situer entre les valeurs de pente 63 et 65 pour respecter les contraintes associées aux points P: et P2.
Il est à noter que pour satisfaire une consigne AT ayant une valeur de pente associée, la consigne de guidage doit être alignée avec cette valeur de pente.
Il est entendu que la représentation 52 des contraintes verticales évolue dynamiquement au fur et à mesure de l’approche de l’aéronef par rapport aux points Ρ· et P2-
Outre ces informations, selon une variante, des informations supplémentaires sont indiquées graphiquement grâce aux symboles associés aux contraintes.
Par exemple, la source de chaque contrainte verticale peut être indiquée par une symbolique associée.
Dans un mode de réalisation non limitatif : - un symbole en forme de triangle, tel que les symboles 64, 66 de la figure 4, représente une contrainte associée au plan de vol ; - un symbole de type flèche représente une contrainte verticale associée au relief ; - un symbole de type losange représente une contrainte verticale associée à un trafic ; - un symbole sous forme de nuage représente une contrainte verticale due aux conditions météorologiques.
De manière générale, tout choix de symbole ou couleur permettant d’apporter une information supplémentaire relative à la source de chaque contrainte est envisagé.
En complément, il est également prévu d’indiquer la proximité spatiale ou temporelle d’une contrainte via une information visuelle, par exemple la taille du symbole représentant la contrainte ou un niveau d’opacité appliqué au symbole.
Ainsi, l’affichage évolue dynamiquement et est dépendant d’un paramètre représentatif de la distance entre l’aéronef et à la contrainte, qu’il s’agisse de la distance ou du temps nécessaire pour arriver au-dessus des points P2, ces point étant géoréférencés au sol.
Avantageusement, cela permet de visualiser l’ordre relatif des contraintes, permettant au pilote de déterminer l’ordre dans lequel les contraintes sont à satisfaire.
La figure 5 illustre sous forme de logigramme les principales étapes d’un procédé de calcul d’une valeur de représentation en pente de chaque contrainte verticale exprimée en altitude selon un mode de réalisation de l’invention.
Le procédé est appliqué pour une contrainte verticale à venir, régissant le passage de l’aéronef dans une zone définie à partir d’un point P, géo-référencé, qui se situe au-devant de l’aéronef.
Le procédé utilise des informations ou caractéristiques de performance de l’aéronef, issues de l’ensemble des capteurs 14 et de données théoriques de fonctionnement préalablement mémorisées (par exemple des tables de performance) et des informations définissant la contrainte verticale.
Le procédé comprend une étape 80 d’acquisition d’une contrainte verticale C et de détermination des valeurs des paramètres à utiliser, comprenant la détermination d’une distance horizontale relativement à la contrainte verticale C.
De manière générale, on acquiert également des paramètres de vol de l’aéronef comprenant une vitesse verticale de l’aéronef, une vitesse sol de l’aéronef, une altitude courante de l’aéronef, une pente courante de l’aéronef et une vitesse de l’air.
La distance horizontale De est de préférence la distance jusqu’à une zone où la contrainte C s’applique suivant la trajectoire latérale suivie par l’aéronef.
En variante, la distance horizontale De est la plus courte distance entre l’aéronef et la zone où la contrainte s’applique.
Selon une autre variante, la distance horizontale De est la distance jusqu’à la zone où la contrainte C s’applique suivant une autre trajectoire latérale, par exemple la trajectoire latérale de référence définie par le plan de vol.
De plus, le profil de vitesse de l’aéronef à utiliser est déterminé à l’étape 80.
De préférence, le profil de vitesse est un profil de vitesse constante et égale à la vitesse de consigne courante de l’aéronef.
Selon une variante, le profil de vitesse est un profil de vitesse constante et égale à la vitesse courante mesurée de l’aéronef.
Selon une autre variante, le profil de vitesse est un autre profil de vitesse, par exemple le profil de vitesse associé à la trajectoire de référence définie par le plan de vol. L’étape 80 de détermination des valeurs des paramètres est suivie d’une étape 82 de calcul des trajectoires de performance maximale et minimale correspondant respectivement à une performance maximale de l’aéronef pour un état de l’aéronef donné (vitesse, configuration, etc.) et à une performance minimale de l’aéronef pour un état de l’aéronef donné en fonction des données fournies par l’ensembles de capteurs et des instruments de bord, et de modèles théoriques ou tables de performances de l’aéronef préalablement enregistrées.
Ce calcul de trajectoires de performance minimale et maximale est de préférence effectué par des propagateurs qui simulent, à partir d’une valeur de consigne de propagateur fournie en entrée, l’utilisation des modes de guidages verticaux de l’aéronef, et en particulier les modes VS, FPA, CLB et DES, selon des méthodes connues et ne sera pas décrit plus en détail ici.
La valeur représentative de pente maximale MAX, correspondant à la valeur de pente 62 de la figure 4, associée à l’échelle de performance E, est sélectionnée comme la valeur de pente de la tangente à la trajectoire maximale à la position courante de l’aéronef ou à une distance prédéterminée de la position courante de l’aéronef.
La valeur représentative de pente minimale MIN, correspondant à la valeur de pente 60 de la figure 4, associée à l’échelle de performance E, est sélectionnée comme la valeur de pente de la tangente à la trajectoire minimale à la position courante de l’aéronef ou à une distance prédéterminée de la position courante de l’aéronef.
Les figures 6 et 7 illustrent schématiquement des exemples de trajectoire de performance minimale 90 et trajectoire de performance maximale 92, de tangentes respectives 94 et 96.
Les valeurs représentatives de pente respectives MAX et MIN correspondent aux pentes des tangentes 94, 96 par rapport à la ligne d’horizon artificiel 98. Ces valeurs caractéristiques de pente sont de préférence des valeurs angulaires.
De retour à la figure 5, l’étape 82 de calcul des trajectoires minimale et maximale et des valeurs de pente extrêmes correspondantes est suivie d’une pluralité d’étapes de détermination de valeur représentative de pente d’une trajectoire limite associée à la contrainte verticale considérée. L’étape 84 de détermination du domaine de la contrainte verticale C consiste à déterminer si la contrainte verticale C appartient au domaine de vol atteignable qui est le domaine délimité par les trajectoires limite maximale et minimale préalablement calculées.
Par exemple, sur la figure 6, les deux contraintes C1 et C2 sont toutes deux dans le domaine de vol atteignable.
Dans l’exemple de la figure 7, la contrainte C2 est hors du domaine de vol atteignable, l’altitude de la contrainte Z_C2 étant supérieure à l’altitude maximale atteignable dans la zone d’application de la contrainte.
Une pente associée à une trajectoire associée à la contrainte, dite trajectoire limite associée à la contrainte, sera calculée aux étapes 86 et 88 décrites en détail ci-après.
On appelle trajectoire limite associée à une contrainte verticale C une trajectoire partant de l’aéronef et réalisant exactement la contrainte, donc passant par un point d’altitude Z_C au-dessus du point de passage géo-référencé P.
On distingue trois types de trajectoires limite, selon les cas de figure : trajectoire limite directe, compatible avec les performances de l’aéronef, calculée en fixant un paramètre de vol constant parmi la vitesse verticale et la pente. La trajectoire limite directe est une prédiction de la trajectoire qui serait volée en utilisant le mode de guidage correspondant (VS ou FPA) du système de guidage de l’aéronef ; trajectoire limite saturée, compatible avec les performances de l’aéronef, constitué de deux portions chacune ayant un paramètre de vol constant parmi la vitesse verticale, la pente, et le réglage moteur. Typiquement, la première portion aura pour paramètre constant la vitesse verticale ou la pente et la seconde aura pour paramètre constant un réglage moteur. La trajectoire limite saturée est une prédiction de la trajectoire qui serait volée en utilisant les modes de guidages correspondant (VS, FPA, CLB ou DES) du système de guidage de l’aéronef. trajectoire limite extrapolée, calculée lorsqu’il n’existe pas de trajectoire limite directe ou de trajectoire limite saturée compatible avec les performances de l’aéronef.
Sur la figure 6 on illustre une trajectoire limite directe 102 associée à la contrainte C1, et une trajectoire limite saturée 104 associée à la contrainte C2, ayant une première portion 106 et une deuxième portion 108, jointes en un point 109.
Sur la figure 7, une trajectoire limite extrapolée 110, permettant de réaliser la contrainte C2 mais en dehors du domaine de vol atteignable est illustrée.
De retour à la figure 5, lorsque la contrainte verticale considérée appartient au domaine de vol atteignable, l’étape 84 est suivie d’une étape 86 de détermination d’une valeur de pente d’une trajectoire limite associée à la contrainte verticale qui est une trajectoire limite directe ou une trajectoire limite saturée.
Plusieurs modes de réalisation de l’étape 86 sont envisagés.
Selon un premier mode de réalisation, une approximation de la pente d’une trajectoire limite directe est donnée par le calcul suivant :
(2) Où FPA C est la valeur angulaire représentative de pente calculée, ATAN() est la fonction arctangente, Z C est l’altitude associée à la contrainte C, Z A est l’altitude courante de l’aéronef et De est la distance horizontale définie à la l’étape 80.
Il est à noter que FPA_C est la pente de la droite passant par les points Z_C et Z_A. Or un aéronef n’a en général pas une trajectoire rectiligne, mais une trajectoire parabolique.
Selon une alternative, un algorithme itératif de recherche d’une valeur représentative de pente par dichotomie, comprenant les étapes 86a à 86f, est mis en oeuvre.
Lors d’une première étape 86a, un intervalle de recherche [a,b], a et b étant des valeurs de pente, est initialisé comme suit.
Si l’altitude de la contrainte est au-dessus de l’altitude de l’aéronef, [a,b] = [Q,MAX] ;
Si l’altitude de la contrainte est en-dessous de l’altitude de l’aéronef, [a,b]=[MIN,0] ;
Un paramètre N représentatif du nombre d’itérations effectuées est initialisé à 0. A l’étape suivante 86b, une valeur représentative de pente FPA C est calculée
par : (3)
Le paramètre N est augmenté de 1.
Ensuite, à l’étape 86c, le paramètre N est comparé à un seuil CRIT_1 définissant un nombre maximal d’itérations à effectuer.
De préférence, CRIT_1 est calculé lors de la première itération par la formule :
(4) Où CEIL[X] fournit l’arrondi à l’entier supérieur d’une valeur réelle X, ln() est la fonction logarithme népérien, et PRS est la précision de pente souhaitée, de préférence comprise entre 0,01° et 0,2°. Alternativement, une valeur fixe, par exemple CRIT_1 = 10, est utilisée.
Si N est supérieur à CRIT_1, on arrête les itérations et la valeur représentative de pente associée à la contrainte C est la valeur FPAC. A l’étape suivante 86d, la valeur de pente FPA C est utilisée comme valeur de consigne fournie en entrée d’un propagateur, apte à calculer une trajectoire limite directe ou une trajectoire limite saturée Tt(FPA_C) à partir de la valeur de pente initiale FPAC.
Il est à noter que lorsque le propagateur débute en simulant une tenue de pente, c’est-à-dire en mode FPA, la valeur de pente FPA C est utilisée comme valeur de consigne.
Lorsque le propagateur débute en simulant une tenue de vitesse verticale, c’est-à-dire en mode VS, la valeur de consigne fournie en entrée d’un propagateur est :
(5) Où tan() est la fonction tangente, GSPD M est la valeur de vitesse sol moyenne de l’aéronef sur la distance De, par exemple calculée de façon exacte ou comme somme pondérée de la vitesse sol courante de l’aéronef et de la vitesse estimée à l’altitude de la contrainte.
Notons que le propagateur bascule automatiquement du mode VS ou FPA au mode de performance CLB (lorsque la contrainte est au-dessus de l’horizon) ou DES (lorsque la contrainte est au-dessous de l’horizon) lorsqu’il arrive en limite de performances aéronef, c’est-à-dire lorsque le mode VS ou FPA n’est plus compatible des performances aéronef.
Avantageusement encore, le choix du mode initial VS ou FPA pour le propagateur est effectué en fonction du mode vertical engagé, à savoir VS si le mode VS est engagé et FPA si le mode FPA est engagé. Lorsqu’aucun des modes VS ou FPA n’est engagé, l’algorithme choisit le mode initial en fonction du contexte, par exemple le mode VS en phase de montée, croisière et descente initiale et le mode FPA en phase d’approche.
Alternativement, le choix du mode initial VS ou FPA pour le propagateur est toujours effectué en fonction du contexte, par exemple le mode VS en phase de montée, croisière et descente initiale et le mode FPA en phase d’approche.
On obtient alors une valeur d’altitude Z _Ap atteinte par le propagateur au niveau du point géo-référencé P de la zone dans laquelle la contrainte s’applique.
On désigne par ΔΖ la différence d’altitude entre l’altitude atteinte par le propagateur suivant la trajectoire JL(V_c) et l’altitude associée à la contrainte Z_C :
(6) A l’étape de comparaison 86e, la valeur absolue de ΔΖ est comparée à un seuil prédéterminé CRIT_2, qui prend de préférence une valeur calculée en fonction d’une précision de pente souhaitée PRS, par exemple comprise entre 0,01° et 0,2°
Par exemple,
(7)
Alternativement, une valeur fixe, par exemple CRIT_2 = 1 mètre, est utilisée.
Si |ΔΖ| < CRIT _ 2, on arrête les itérations.
La valeur de pente associée à la contrainte C est la valeur FPA_C.
Sinon, l’étape 86e est suivie d’une étape 86f de mise à jour de l’intervalle de recherche :
(8) (9) L’algorithme retourne à l’étape 86b précédemment décrite, et les étapes 86b à 86f sont itérées sauf si le nombre d’itérations N effectuées est supérieur à CRIT_1.
Lorsque la contrainte verticale considérée n’appartient pas au domaine de vol atteignable, l’étape 84 est suivie d’une étape 88 de détermination d'une valeur de pente fonction d’une trajectoire limite extrapolée associée à la contrainte verticale.
Par exemple, une petite variation de vitesse dv est introduite, comme illustré sur la figure 7, qui peut être positive ou négative.
Sur la figure 7, on a illustré ΔΖ la différence d’altitude entre l’altitude associée à la contrainte C2 et le point correspondant de la trajectoire de performance maximale 92, à la vitesse de référence, le point correspondant étant à la verticale de la contrainte.
Lorsque la vitesse de référence est réduite, c’est-à-dire dv négatif, la trajectoire de performance maximale ou de meilleure montée obtenue, notée 112, s’élève au-dessus de la trajectoire de performance maximale 92 à la vitesse de référence. La pente de la tangente à la trajectoire 112 est augmentée et devient MAX’.
On note δγ le gain de pente obtenu avec la variation dv de la vitesse : δγ = MAX'-MAX (10) δζ est le gain d’altitude correspondant obtenu, comme illustré à la figure 7.
Pour obtenir une meilleure montée, on choisit une variation de vitesse dv négative, car une diminution de vitesse permet une meilleure montée.
Par exemple, la variation de vitesse est de -5 noeuds.
Selon un premier mode de réalisation, à dvfixé, on calcule δγβί δζ, puis la valeur de pente associée à la contrainte :
(11)
Dans ce cas, la valeur de pente associée à la contrainte est supérieure à MAX.
(12)
Dans ce cas, la valeur de pente associée à la contrainte est inférieure à MIN. D’autres modes de réalisation alternatifs de l’étape 88 sont envisagés.
Selon une première variante, la variation dvqui permet de passer par la contrainte est calculée, et la pente de représentation de la contrainte est alors la pente de la tangente à la trajectoire de performance correspondant à la vitesse de référence augmentée de dv. Notons que lorsque la contrainte est au-dessus de la trajectoire de meilleure montée, dv est négatif.
Le calcul de la variation dv peut être effectué par dichotomie ou toute autre méthode de l’état de l’art.
Selon une deuxième variante, on utilise une forme théorique des trajectoires de performance. Cette deuxième variante de réalisation est illustrée ci-après avec une trajectoire théorique de performance en montée, mais d’autres trajectoires théoriques de performance peuvent être utilisées. De plus, il est envisageable d’utiliser des trajectoires différentes pour la montée ou la descente. Par exemple, une formule théorique donnant l’altitude Z en fonction de la distance horizontale x est :
(13) avec: • Z(x) l’altitude à l’abscisse curviligne x • S le facteur d’échelle, égal à 1 pour avoir la performance théorique vraie • A et B: coefficients de la courbe théorique pouvant être fonction de la vitesse, température, masse, vents, configuration aéronef, etc. • x0 la condition initiale
En imposant la condition initiale Z(0) = Zi avec Zi l’altitude courante, on obtient :
(14)
On en déduit :
(15)
La pente initiale est alors obtenue par dérivation:
(16)
Enfin, pour calculer le facteur d’échelle S permettant de passer par une contrainte d’altitude Zc et à une distance horizontale De, il suffit d’écrire Z(Dc) = Zc pour obtenir :
(17)
En remplaçant dans l’expression (16) de la pente initiale, on obtient :
(18) D’où l’expression finale donnant la pente FPA C en fonction des différents paramètres décrits ci-dessus :
(19)
Avec: • FPA_C la pente pour l’affichage de la contrainte • Zc l’altitude la contrainte • Zi l’altitude courante • De une distance horizontale à la contrainte • B un coefficient de la courbe, pouvant être fonction de la vitesse, température, masse, vents, configuration aéronef, etc.
La distance horizontale De est de préférence la distance jusqu’à une zone où la contrainte C s’applique suivant la trajectoire latérale suivie par l’aéronef. En variante, la distance horizontale De est la plus courte distance entre l’aéronef et la zone où la contrainte s’applique. Selon une autre variante, la distance horizontale De est la distance jusqu’à la zone où la contrainte C s’applique suivant une autre trajectoire latérale, par exemple la trajectoire latérale de référence définie par le plan de vol.
Les étapes 80 à 88 sont répétées pour chaque contrainte verticale exprimée en altitude à une fréquence de calcul donnée, choisie en fonction de contraintes calculatoires et d’objectifs de fluidité de l’affichage, par exemple 10Hz.
Les étapes 80 à 88 ont été décrites pour les contraintes verticales exprimées en altitude.
La suite du procédé s’applique également pour les contraintes verticales exprimées en pente et vitesse verticale.
Ainsi, lorsque la contrainte verticale est exprimée en pente, la valeur de pente à laquelle est affiché le symbole de représentation de la contrainte est cette valeur de pente.
Lorsque la contrainte verticale est exprimée en vitesse verticale, la pente FPA_C du symbole représentatif est obtenue à partir de la dite vitesse verticale VZ_C et de la vitesse sol GSPD :
(20)
En option, une étape 89 de lissage des valeurs de pente à afficher est mise en œuvre.
Si la fréquence de calcul est élevée, la représentation en pente de chaque contrainte est filtrée par un filtre passe bas avant affichage, afin de rendre l’affichage plus fluide.
Si la fréquence de calcul n’est pas suffisamment élevée, la représentation en pente de chaque contrainte est interpolée pour permettre l’affichage de valeurs intermédiaires et rendre l’affichage plus fluide.
Le procédé de l’invention a été décrit pour une application à un ensemble de contraintes verticales.
Cependant, le nombre de contraintes verticales peut être important, et un affichage simultané de l’ensemble des contraintes n'est pas toujours judicieux.
Il est envisagé, dans un mode de réalisation, d’effectuer une sélection des contraintes à afficher, préalablement à l’étape d’affichage.
De préférence, seulement deux contraintes sont affichées simultanément, une contrainte d’altitude minimale (ABOVE) et une contrainte d’altitude maximale (BELOW).
La sélection vise de préférence à présenter les contraintes les plus prioritaires, les proches en distance ou temps de la position de l’aéronef et les contraintes les plus contraignantes, c’est-à-dire les contraintes imposant les limites de pente les plus contraignantes.
Les principales étapes d’un tel algorithme de sélection dans un mode de réalisation sont illustrées sous forme de logigramme à la figure 8.
Dans cet algorithme de sélection trois paramètres sont utilisés, un paramètre de distance ou de temps par rapport à la position courante de l’aéronef, un paramètre de priorité par rapport à la source de la contrainte et un paramètre représentatif de la pente associée à la contrainte.
Au préalable, on associe une valeur de priorité à chaque source de contrainte verticale, la valeur de priorité la plus faible correspondant à la source la plus prioritaire.
Par exemple, les valeurs de priorité suivantes sont utilisées : 0 pour une contrainte de terrain, 20 pour une contrainte de trafic, 40 pour une contrainte de procédure, 60 pour une contrainte de plan de vol et 80 pour une contrainte météorologique.
Par exemple, le paramètre représentatif de la pente associée à la contrainte est la valeur de pente associée à la contrainte pour les contraintes BELOW et l’opposé de la valeur de pente associée à la contrainte pour les contraintes ABOVE. L’algorithme de sélection comprend une première étape 120 d’attribution d’une valeur de distance De, d’une valeur de priorité Pc et d’une valeur représentative de pente Gc à chaque contrainte, puis une étape 122 de sélection d’une fonction coût déterminant la proportion de prise en compte de chaque paramètre. Par exemple, la fonction coût suivante est utilisée :
Fc(Dc,Pc,Gc) = a* Dc +β * Pc+γ* Gc (21)
Avec : • α,β et γ trois coefficients de la fonction coût • De la distance horizontale à la contrainte • Pc la valeur de priorité de la contrainte • Gc la valeur représentative de la pente associée à la contrainte
Pour β=γ=0, seul le paramètre de distance à la position courante de l’aéronef est pris en compte, pour α=γ=0, seule la valeur de priorité est prise en compte et pour α=β=0, seule la valeur représentative de la pente associée à la contrainte est prise en compte.
Ensuite, lors d’une étape 124, on calcule pour chaque contrainte son coût en appliquant la fonction coût définie par la formule (21), et enfin, à l’étape 126, on sélectionne la contrainte d’altitude minimale (ABOVE) ayant la valeur de coût la plus faible parmi toutes les contraintes de type ABOVE, et de même, la contrainte d’altitude maximale (BELOW), parmi toutes les contraintes de type BELOW.
Cette méthode permet de considérer les trois paramètres distance à la position courante de l’aéronef, priorité par rapport à la source de la contrainte et pente associée à la contrainte.
Alternativement, il est possible d’utiliser le temps à la contrainte plutôt que la distance à celle-ci. Il est entendu que toute généralisation à un nombre supérieur de paramètres est envisageable par exemple pour prendre en compte le temps ou l’écart vertical aux contraintes.
Avantageusement, une deuxième sélection peut être effectuée suivant la première dans le cas où la première conduirait à sélectionner une contrainte ABOVE avec une pente associée strictement supérieure à la pente associée à une contrainte BELOW. En effet, un tel affichage est perturbant pour l’équipage dans la mesure où aucune consigne de guidage ne peut satisfaire les deux contraintes simultanément. Dans ce cas particulier, la deuxième sélection consisterait à ne garder que la contrainte ayant la valeur de coût la plus faible parmi les deux contraintes. Alternativement, une autre fonction coût peut être utilisée pour cette deuxième sélection.
Il ressort de la description des modes de réalisation que lorsque la contrainte est exprimée en altitude, la valeur de pente de la représentation de la contrainte est obtenue comme une formule mathématique en fonction d’au moins deux paramètres parmi l’altitude courante de l’aéronef, l’altitude de la contrainte, la vitesse air, la vitesse sol, la vitesse verticale ou la pente courante.
Method and system for displaying vertical stresses of an aircraft, computer program product and associated aircraft
The present invention relates to a method of displaying vertical stresses of an aircraft on a display device of the aircraft, forming part of an aircraft piloting system. It also relates to an aircraft control system, a computer program product and an associated aircraft. The invention lies in the field of avionics, and more particularly in the field of managing the piloting of an aircraft. Currently, aircraft are routinely equipped with FMS (Flight Management System) flight management systems. An FMS is able to collect data from the aircraft systems and ground control systems with which the aircraft is in communication, and to provide information for the piloting of the aircraft according to various external constraints and performance of the aircraft. the aircraft. An FMS is also able to automate part of the aircraft's conduct and to provide displays for the display device of the aircraft control system.
For example, the FMS is able to calculate a vertical profile of the aircraft capable of respecting a maximum of vertical stresses for a reference lateral trajectory, established in particular according to a flight plan of the aircraft.
However, there are various situations in which the aircraft does not follow the originally planned reference trajectory, for example for meteorological reasons or to respect constraints of spacing between aircraft, a change of procedure or track, a need to delay or to advance the expected arrival of the aircraft.
In cases where the aircraft is forced to deviate from the initial reference lateral trajectory, the FMS conventionally no longer provides automatic guidance and is no longer able to provide information to the crew relating to the vertical constraints to be respected. , and in particular margins vis-à-vis the performance of the aircraft.
Similarly, in cases where the aircraft is forced to deviate from the initial reference vertical trajectory, for example if it descends and it is not allowed to descend, the crew does not have access to the aircraft. information concerning the margins vis-à-vis the performance of the aircraft at its disposal to meet future vertical constraints. The invention aims to improve the control system by providing a representation of the vertical stresses of the aircraft, regardless of whether the initial reference trajectory is followed or not. For this purpose, the invention proposes a method for displaying vertical stresses of an aircraft on a display device of the aircraft, forming part of an aircraft piloting system, implemented by an electronic device. part of the steering system. This method comprises the following steps: acquisition of at least one vertical stress of the aircraft, calculation of a representative value of slope associated with said vertical stress, display of a representation symbol of the vertical stress at the representative slope value associated with said vertical stress on a slope scale
Advantageously, the invention proposes a representation of vertical stresses sloping according to the performance characteristics of the aircraft. This representation enables the flight crew to easily grasp the current situation of the aircraft with respect to the vertical stresses represented, the margins with respect to the current guidance and with respect to the performance of the aircraft. The invention finds a particular application for taking into account the vertical stresses of the aircraft.
The method according to the invention may also have one or more of the features below, according to any technically acceptable combinations. The slope scale is a performance scale, the method further comprising displaying said performance scale having a minimum slope value and a maximum slope value achievable by the aircraft, calculated as a function of at least one performance characteristic of the aircraft, the calculation of the representative slope value associated with said vertical stress also being a function of at least one performance characteristic of the aircraft.
The method includes a calculation of a minimum performance trajectory and a maximum performance trajectory calculation based on at least one performance characteristic of the aircraft, the representative value of minimum slope being equal to the slope value of the aircraft. tangent to the minimum performance trajectory relative to an artificial horizon of the aircraft, the representative maximum slope value being equal to the slope value of the tangent to the maximum performance trajectory relative to a line of artificial horizon of the aircraft
The method further comprises displaying a symbol indicating the current slope or the current vertical speed of the aircraft, the symbol being represented vis-à-vis the slope scale.
It also includes the display of a current guidance set of the aircraft, the current guidance set being represented vis-à-vis the slope scale.
The method comprises the acquisition of flight parameters of the aircraft comprising a vertical speed of the aircraft, a ground speed of the aircraft, a current altitude of the aircraft, a current slope of the aircraft and a speed of the air, a vertical stress being defined by an altitude, and the representative slope value associated with said vertical stress being obtained as a mathematical formula as a function of at least two parameters among the altitude of the vertical stress and said parameters of flight of the aircraft. The step of calculating a representative slope value associated with the vertical stress comprises an evaluation of a slope value of a tangent at a predetermined distance from the current position of the aircraft of a limit trajectory, said trajectory limit being a path for satisfying the vertical constraint according to a predetermined satisfaction criterion.
When said vertical stress is an altitude constraint, the criterion of satisfaction of the vertical stress is an altitude difference, in absolute value, less than a vertical distance threshold, said difference in altitude being the difference between a value of altitude of the constraint at a point of passage defined by ground coordinates and an altitude value provided by said limit trajectory of the aircraft at said point of passage.
The calculation of a slope representative value takes into account a horizontal distance at a waypoint associated with the constraint.
The horizontal distance is calculated according to a lateral trajectory followed by the aircraft or according to a reference trajectory of the aircraft.
The horizontal distance is the shortest horizontal distance to an area where the stress applies.
The method includes a calculation of a minimum performance trajectory and a maximum performance trajectory according to at least one performance characteristic of the aircraft, and calculating a representative slope value includes a determination step to determine if the vertical stress belongs to an attainable flight range defined by said minimum performance trajectory and maximum performance trajectory.
If the vertical stress belongs to the attainable flight range, the slope representative value is a propagator target value for at least one guidance mode among a vertical speed control mode and a slope control mode of the aircraft. , allowing the aircraft to respect the vertical constraint.
If the vertical stress does not belong to the attainable flight range, the slope representative value is calculated based on an extrapolated limit trajectory of the aircraft.
A vertical stress is selected from a minimum altitude, slope or vertical velocity limit and a maximum altitude, slope or vertical velocity limit, and for a vertical stress, the representation symbol is chosen to be representative of a type of vertical constraint from a minimum limit to a maximum limit.
Alternatively, the representation symbol has a shape representative of a source of vertical stress, and a size or opacity representative of a distance between the current position of the aircraft and an area where said vertical stress applies.
The method comprises a step of selecting the vertical stresses to be displayed, said selection taking into account at least one parameter among a parameter of distance from the aircraft to the vertical stress, a priority parameter with respect to a source of the vertical constraint and a parameter representative of the slope associated with the vertical stress.
According to a second aspect, the invention relates to a system for displaying vertical stresses of an aircraft on a display device of the aircraft, forming part of an aircraft piloting system, implemented by a device electronic part of the steering system. This system comprises: a module for acquiring at least one vertical constraint of the aircraft, a module for calculating a representative value of slope associated with said vertical constraint, a module for displaying a symbol. representing the vertical stress at the representative slope value associated with said vertical stress on a slope scale.
According to a third aspect, the invention relates to a computer program product comprising software instructions which, when implemented by a computer, implement a method of displaying vertical stresses of an aircraft on a device. display of the aircraft as briefly described above.
According to a fourth aspect, the invention relates to an aircraft comprising a control system comprising a display device, characterized in that the control system implements a vertical stress display system as briefly described above. Other characteristics and advantages of the invention will emerge from the description which is given below, by way of indication and in no way limiting, with reference to the appended figures, among which: FIG. 1 schematically represents an aircraft trajectory and examples of vertical constraints to be respected; Figure 2 is a block diagram of the main modules of an aircraft control system in an embodiment of the invention; Figure 3 is a block diagram of the main modules of a flight management system according to one embodiment of the invention; FIG. 4 is an example of representation of vertical stresses according to one embodiment of the invention; FIG. 5 is a logic diagram illustrating the main steps of determining a slope representation of a vertical constraint according to one embodiment of the invention; Figures 6 and 7 schematically illustrate aircraft trajectories and an associated slope representation; FIG. 8 is a logic diagram illustrating the main steps of a selection of vertical constraints to be displayed according to one embodiment of the invention.
The present invention will be described hereinafter in its application to the guidance of an aircraft by the representation on a primary display of control (type PFD English Primary Flight Display or HUD of the English Head Up Display) vertical constraints applicable or soon applicable to the aircraft.
A constraint is said to apply when it must be respected at the current time. The applicable or soon applicable constraints are those that are on or close to the trajectory that will follow the aircraft. Only these constraints are displayed; in other words, the constraints that are neither applicable nor soon applicable in view of the trajectory currently followed by the aircraft are not displayed.
In general, a vertical constraint is defined by a window or range of values of altitude, slope or vertical speed that the aircraft must respect.
Optionally, lateral constraints are also defined, in addition to vertical stresses, defining a flight volume or corridor of the aircraft.
FIG. 1 schematically represents an aircraft 2 and a planned trajectory 4, as well as the ground track 6 of the planned trajectory, in relation to the ground projection of the aircraft 8.
Vertical stresses from various sources may apply for a given aircraft over a portion of a given trajectory.
In the example illustrated in FIG. 1, a first constraint CT1 defines a volume or level of flight prohibited to the aircraft. This type of constraint defines a range of altitude, without lateral limits, prohibited to the aircraft, for example to prevent any risk of collision. These are temporary constraints imposed by ground control systems, for example an ATC ("Air Traffic Control"). The CT1 constraint defines an altitude not to be exceeded, and therefore a maximum altitude limit constraint, called BELOW stress (the altitude of the aircraft must be less than or equal to the maximum altitude indicated). For ease of understanding, the CT1 constraint is illustrated in Figure 1 by a set of a few points, represented by arrows pointing to the ground.
A second example of constraint is the second constraint CT2 which defines a prohibited volume with respect to the ground, for example because of the relief or the presence of equipment whose overflight is regulated, which is a permanent constraint. This type of constraint imposes a minimum altitude at each point, it is a minimum altitude limit constraint, called ABOVE stress, for which the altitude of the aircraft must be greater than or equal to the indicated altitude .
A third example of constraint is the third constraint CT3, imposed via flight indications or NOTAM for "Notice to Airmen", for example imposed for meteorological reasons. In the example of FIG. 1, the constraint CT3 imposes minimum altitudes, it is therefore a constraint called ABOVE. For ease of understanding, the constraint CT3 is illustrated in FIG. 1 by a set of points PCT3. represented by arrows pointing away from the ground and indicating a minimum altitude.
In addition, fourth CT4 constraints, called procedural constraints, associated with the flight plan of the aircraft are also represented. The flight plan includes a set of waypoints geo-referenced by their latitude and longitude coordinates in a terrestrial reference system. At given points of passage, one or more vertical stresses are associated, which can be constraints of minimum altitude called ABOVE, of maximum altitude known as BELOW, of altitude to respect said AT or altitude window to respect said WINDOW. In the example of Figure 1, at the point of passage P1; the procedure constraint is a WINDOW constraint, whereas at the P2 point of passage, the procedure constraint is an AT constraint.
In summary, when the constraint only defines a minimum altitude limit (ABOVE), the range of permitted altitude values corresponds to values above the given minimum altitude value.
When the constraint only defines a maximum altitude limit (BELOW), the range of permitted altitude values corresponds to values below the given maximum altitude value.
When the constraint is AT, the range of allowable altitude values is reduced to a point, which corresponds to the value of the indicated altitude constraint.
Finally, when the constraint is WINDOW, the range of permitted altitude values corresponds to the set of altitude values between the minimum altitude value and the maximum altitude value defined by the constraint.
A fifth example of a constraint, not shown, is a vertical constraint from a protection system against external threats, such as traffic or weather. For example, a TCAS collision detection and prevention system detects the risks of collisions with other aircraft and translates them into constraints to be respected, in particular it may be a vertical speed constraint, for example imposing a vertical speed greater than or equal to 1500 feet per minute. For example still, a system for preventing collisions with the terrain TAWS emits an alert that can be translated into slope constraints, for example indicating to take a slope greater than or equal to 3 °.
In addition to the constraints illustrated in FIG. 1, there are volume constraints, indicating a predefined volume or flight corridor, for example by a georeferenced trajectory to which a maximum lateral and vertical separation is associated. For example, the volume imposed by such a constraint can be defined by a rectangular or elliptical variable section tube.
Also, there are nominal procedure constraints of the aircraft, for example constraints defined by a minimum or maximum slope to be complied with during takeoff, landing or during a flight level transition, or even in a failure situation. , for example a constraint BELOW following a depressurization.
Each vertical constraint is represented by a limited number of parameters: the direction of the constraint: ABOVE or BELOW; the type of constraint: stress on the altitude, stress on the slope, constraint on the vertical speed.
A WINDOW or AT constraint will be broken down into two ABOVE and BELOW constraints.
A vertical stress can be expressed in altitude, vertical speed or slope.
Subsequently, the slope representation on a performance scale of the vertical stresses is detailed, but this sloping representation can be performed on any other scale, such as a slope-conforming vertical speed scale or a graded scale. sloping, or independently of any scale.
A compliant vertical velocity scale is a scale indicating vertically sloping scale gradients, i.e., the graduation corresponding to a vertical velocity VZ is displayed at the associated slope FPA.
The characteristic values of vertical speed VZ, longitudinal speed GSPD (ground speed) and angle characterizing the slope FPA are linked by the following equation:
(1) where GSPD represents a longitudinal velocity in a longitudinal direction X perpendicular to the vertical direction Z, andATANQ the arctangent function.
A steep graded attitude scale is known to those skilled in the art and serves to indicate the attitude of the aircraft, by reading the position of the airplane model symbol vis-à-vis the graduated scale sloping. Preferably, the display of the slope representation and the associated slope scale is performed on a PFD and / or HUD type screen.
Figure 2 schematically illustrates an aircraft control system 10, according to one embodiment.
The control system 10 comprises a system for guiding the aircraft 12, able to receive data from a set of sensors 14 and to send commands to the control systems 16 of the aircraft. The set of sensors 14 comprises, in known manner, GPS geolocation data sensors, altitude, speed, acceleration sensors, etc. providing data useful for piloting the aircraft.
The aircraft control systems 16 comprise, in particular, elevators and steerers, an engine control system or ECU for the Engine Control Unit, an aerodynamic braking control system, and the like.
The guidance system of the aircraft 12 allows, through its action on all control systems of the aircraft, to cause a change of attitude of the aircraft.
The guidance system of the aircraft 12 is, for example an automatic piloting device, also noted AFCS (English Auto-Flight Control System), also called autopilot and noted PA or AP (English Automatic Pilot ).
The control system 10 also comprises a communication system 18 by radio link, also called DATALINK, with ATC ground-based air traffic control systems, able to provide the aircraft with information from the ground or other information. aircraft in real time.
For example, specific information relating to weather conditions, imposing new vertical constraints that can lead to a change of trajectory of the aircraft, are transmitted via the communication system 18.
The control system also comprises a flight management system 20, also called FMS, in conjunction with the aircraft guidance system 12 and with man-machine interfaces 22, including in particular one or more display devices 24 enabling to display various information useful to the flight crew, and in particular the applicable and soon applicable vertical constraints from the flight management system 20 according to one embodiment of the invention.
As a variant or complement, the vertical stresses are received from surveillance systems 21 of the SWS, TCAS or TAWS type (protection against respectively the stall, the traffic and the terrain) or else via the communication 18 via the DATALINK radio link.
In addition, other man-machine interfaces 26 comprise keyboards, buttons and more generally one or more means allowing a pilot to interact to modify the displays or to select or modify guidance instructions of the aircraft.
The display devices 24 comprise, on the one hand, one or more display screens located for example on an aircraft dashboard, also called "primary displays", and on the other hand, one or more screens HUD type displays or head-up viewfinder, for displaying data superimposed on the field of view of a pilot, preferably at the level of the cockpit window. For example, a display type HUD is performed on a transparent display screen, positioned between the pilot position and the cockpit window, in the viewing direction of the driver.
Alternatively, the display type HUD is performed on a screen in front of one eye or both eyes of the driver and attached via a helmet or bezel to the driver's head. Advantageously, the HUD-type display device provides a synthetic representation of the terrain of the SVS type, of the English Synthetic Vision System.
Any variant of implementation of a HUD type of display screen within the reach of a person skilled in the art is conceivable.
The flight management system 20 is preferably implemented by a computer comprising one or more processors, capable of executing calculations and computer program code instructions when they are powered up. The sensor assembly 14 is adapted to measure speeds and accelerations of the aircraft, in particular a vertical speed VZ in a vertical direction Z, that is to say a direction normal to the earth's surface.
Several modes of guidance of the aircraft are envisaged, including a first mode of vertical speed control, known as VS mode (for "vertical speed"), a second mode of control of the slope of the aircraft, known as FPA mode (for "flight path angle"), a third engine-mounted climb mode, known as CLB mode (English CLIMB) and a fourth engine-controlled descent mode , known as DES mode (from the English DESCENT). The adjustment of the engine is for example its speed, its torque, or its fuel flow. The third and fourth modes are also called performance modes because they allow to fully exploit the performance of the aircraft. CLB mode is usually associated with full thrust and DES mode with minimal thrust.
FIG. 3 schematically illustrates the main functional modules implemented by a device capable of implementing the invention, in particular a flight management system 20 in the example illustrated.
As a variant, these functional modules are implemented in the guidance system of the aircraft 12, in the man-machine interfaces 22 or else in another autonomous electronic device comprising calculation means.
The system 20 includes a memory 30 for storing software program code instructions and information databases including flight parameter values.
The system 20 also comprises a module 32 for acquiring one or more vertical constraints, in particular vertical stresses as defined above, and a module 34 for selecting constraints to be displayed.
The module 34 is implemented optionally. According to one embodiment, all the vertical constraints are displayed.
In addition, the system 20 comprises a module 36 for representing the vertical stresses acquired by associated parameters.
For example, a vertical WINDOW constraint is represented by two vertical constraints, an ABOVE constraint, and a BELOW constraint.
A module 36 is able to calculate a slope representation value of each vertical stress, preferably according to at least one performance characteristic of the aircraft as explained in detail below.
Thus, regardless of the initial expression of a vertical stress, sloping, vertical speed or altitude, a representation by a slope value is obtained.
The calculation of a slope representation value also takes into account, in certain cases, the guidance mode of the aircraft. A representative slope value is associated with a vertical stress, the representative slope value indicating a slope to be made by the aircraft to satisfy the vertical stress.
For example, a representative slope value is an angular value or a percentage of elevation.
In the remainder of the description, for the sake of simplification, the term slope value will also be used to designate the slope representative value defined above.
It should be noted that in the general case there are several possibilities of slope to be made to respect the given constraint. In the case of an ABOVE (or BELOW) constraint, a slope is preferably calculated which makes it possible to go to the limit value, and therefore to satisfy the constraint. However, all the steeper (or lower) slopes also make it possible to satisfy the stress.
In one embodiment, in the case where the vertical stress is an altitude constraint, the module 36 comprises a submodule 40 able to perform a calculation of minimum and maximum slope values based on aircraft performance and defining an achievable flight range and a slope value calculating module 42 associated with a limit trajectory of the aircraft making it possible to carry out a vertical constraint, as explained in more detail below.
A module 38 determines the representation of each vertical constraint and, optionally, a guidance set of the aircraft according to a guidance mode, according to a performance scale, defined by minimum and maximum values of slope attainable by the aircraft according to at least one performance characteristic of the aircraft.
The system 20 further comprises a display module 44 capable of producing the display on one of the display screens 24 of the information determined by the module 38, in particular one or more symbols representing sloping vertical stresses, and optionally , the performance scale, and a current guidance set of the aircraft, indicating the current slope or vertical speed of the aircraft in the current guidance mode, as well as the current vertical slope or speed value of the aircraft.
Advantageously, the pilot can easily apprehend, by observation of this display, the current situation of the aircraft with respect to one or more vertical stresses, the margins relative to the current guidance and the margins relative to the performance of the aircraft.
FIG. 4 illustrates a schematic representation 50 of two vertical stresses in a profile view, and a schematic representation 52 of the same stresses according to the invention, on a slope scale, representative of slope values associated with the stresses.
The schematic representation 50 illustrates in a frame of reference the vertical direction Z and a curvilinear abscissa S (x, y) along the lateral trajectory of the aircraft, a first vertical stress at the geo-referenced point which is an ABOVE constraint, indicating that the aircraft must pass over an altitude at point P · ,. The first vertical constraint is represented by a triangle-shaped symbol 54 pointing upwards.
A second vertical constraint indicates that the aircraft must pass below an altitude Z2 at the geo-referenced point P2, it is a BELOW constraint, represented by a symbol 56 in the shape of a triangle pointing downwards.
The schematic representation 52 according to the invention also includes information relating to the same constraints at the geo-referenced points Pi, P2, represented on a slope.
The constraints are represented on a slope performance scale E, defined by extreme slope values 60, 62, respectively corresponding to a minimum slope value corresponding to a minimum performance of the aircraft and to a maximum value corresponding to a performance maximum of the aircraft.
For example, the slope value 62 is associated with a maximum engine thrust of the aircraft, and the slope value 60 is associated with a minimum thrust of the aircraft engines.
Alternatively, the extreme slope values correspond to the engine settings associated with the performance guide modes.
For example, the motor setting associated with the guidance mode called CLB is used to define the maximum slope value 62. For example, the engine setting associated with the so-called DES mode is used to define the minimum slope value 60. account the minimum and maximum speeds adapted and calculated according to flight conditions, for example taking into account the need for deicing.
As a further variant, the extreme slope values may be associated, in addition to the motor adjustments defined above, with deployed or non-deployed states of aerodynamic surfaces such as air brakes, deporting surfaces or landing gear. For example, the minimum performance gradient 60 can be calculated considering a minimum speed as well as an expanded state of the airbrakes.
Any other known variant of automatic calculation according to the capabilities of the aircraft and flight conditions, using navigation instruments and sensors, to determine a maximum slope value associated with maximum performance of the aircraft and a minimum slope value associated with a minimum performance of the aircraft can be used.
The first constraint relating to the point Pi and the second constraint relating to the point P2 are represented at slope values 63, 65 on the scale E, calculated by the slope value determining module 36, and are represented by triangular symbols. respective 64, 66.
Preferably, each symbol 64, 66 indicates the direction of the vertical stress by the direction in which the triangle points.
An artificial horizon 68 is also shown with respect to the performance scale E, corresponding to a zero slope and known to those skilled in the art.
The null slope associated with the artificial horizon can be used as the origin of the performance scale E.
In the example of FIG. 4, the two constraints represented are situated above the artificial horizon line 68, indicating that the two constraints are above the aircraft.
A current guidance instruction 70 of the aircraft relating to the current guidance mode is displayed, as well as the current slope value of the aircraft 72.
Alternatively or in addition, the current vertical speed of the aircraft is displayed at a corresponding slope value.
For example, the current guidance setpoint 70 corresponds to a VS mode setpoint and is representative of a setpoint speed vector of the aircraft.
When the symbol associated with the constraint is below the representation of the current guidance setpoint 70, this means that the maintenance of the current guidance setpoint allows the aircraft to pass over the constraint. In the example of FIG. 4, the first vertical constraint, represented by the symbol 64, will be respected with the current guide setpoint 70.
When the symbol associated with the constraint is above the representation of the current guidance setpoint 70, this means that the maintenance of the current guidance setpoint allows the aircraft to pass below the constraint. In the example of FIG. 4, the second vertical constraint, represented by the symbol 66, will be respected with the current guide setpoint 70.
The representation 52 advantageously makes it possible to visualize the margins in performance of the aircraft. For example, the margins for complying with an upcoming ABOVE or BELOW constraint with respect to the extreme performance 62, 60 of the aircraft are simply represented by the difference, on the performance scale E, between the slope values associated with the constraints. and extreme values.
If one of the upcoming ABOVE (or BELOW) constraints is aligned with the performance scale E with the extreme value 62 (or 60) then no margin in relation to the performance of the aircraft exists to hold this constraint.
If one of the constraints ABOVE (BELOW) exceeds the extreme value 62 (respectively 60) the given constraint can not be satisfied given the current performance of the aircraft. In such a case, an alert for the pilots may be waived, the constraint being predicted missed or MISSED in English. According to one embodiment, a visual alert is displayed on one of the displays 24, optionally accompanied by another type of alert, for example an audible alert. For example, the visual alert can be carried out by an animation of the symbol representing the constraint, this animation being able to be a blinking, a magnification, a vibration, a change of color, etc. On the other hand, the difference between the current slope value of the aircraft 72 and the slope value associated with a constraint indicates the margin with respect to the current slope of the aircraft. Similarly, the difference between the slope value of the current guide setpoint 70 and the slope value associated with a constraint indicates the margin with respect to the current guide setpoint. This display makes it possible, more generally, to adjust a guidance setpoint or the current slope of the aircraft to satisfy one or more constraints.
For example, in the display 52, the current guide setpoint 70 must be between the slope values 63 and 65 to respect the constraints associated with the points P: and P2.
It should be noted that to satisfy an instruction AT having an associated slope value, the guidance setpoint must be aligned with this slope value.
It is understood that the representation 52 of the vertical stresses evolves dynamically as the aircraft approaches the points Ρ · and P2-
In addition to this information, according to one variant, additional information is indicated graphically by the symbols associated with the constraints.
For example, the source of each vertical constraint may be indicated by an associated symbol.
In a non-limiting embodiment: a symbol in the form of a triangle, such as the symbols 64, 66 of FIG. 4, represents a constraint associated with the flight plan; an arrow type symbol represents a vertical constraint associated with the relief; a diamond-shaped symbol represents a vertical constraint associated with a traffic; - A cloud symbol represents a vertical stress due to weather conditions.
In general, any choice of symbol or color to provide additional information on the source of each constraint is considered.
In addition, it is also intended to indicate the spatial or temporal proximity of a constraint via visual information, for example the size of the symbol representing the constraint or a level of opacity applied to the symbol.
Thus, the display dynamically evolves and is dependent on a parameter representative of the distance between the aircraft and the constraint, whether it is the distance or the time required to arrive above the points P2, these point being georeferenced on the ground.
Advantageously, this makes it possible to visualize the relative order of the constraints, allowing the pilot to determine the order in which the constraints are to be satisfied.
FIG. 5 illustrates in logic diagram form the main steps of a method for calculating a slope representation value of each vertical stress expressed in altitude according to one embodiment of the invention.
The method is applied for a future vertical stress, governing the passage of the aircraft in a defined area from a point P, georeferenced, which is in front of the aircraft.
The method uses information or performance characteristics of the aircraft, from the set of sensors 14 and previously stored theoretical operating data (for example performance tables) and information defining the vertical stress.
The method comprises a step 80 of acquiring a vertical stress C and determining the values of the parameters to be used, comprising determining a horizontal distance relative to the vertical stress C.
In general, aircraft flight parameters are also acquired comprising a vertical speed of the aircraft, a ground speed of the aircraft, a current altitude of the aircraft, a current slope of the aircraft and a speed of the aircraft. air.
The horizontal distance De is preferably the distance to an area where the stress C applies according to the lateral trajectory followed by the aircraft.
As a variant, the horizontal distance De is the shortest distance between the aircraft and the zone where the stress applies.
According to another variant, the horizontal distance De is the distance to the zone where the stress C applies according to another lateral trajectory, for example the reference lateral trajectory defined by the flight plan.
In addition, the speed profile of the aircraft to be used is determined in step 80.
Preferably, the speed profile is a constant speed profile equal to the current reference speed of the aircraft.
According to one variant, the speed profile is a constant speed profile equal to the measured current speed of the aircraft.
According to another variant, the speed profile is another speed profile, for example the speed profile associated with the reference trajectory defined by the flight plan. The step 80 for determining the values of the parameters is followed by a step 82 for calculating the maximum and minimum performance trajectories respectively corresponding to a maximum performance of the aircraft for a given aircraft state (speed, configuration, etc. .) and a minimum aircraft performance for a given aircraft condition based on the data provided by the sensor and aircraft instrument sets, and previously identified theoretical models or aircraft performance tables. .
This calculation of minimum and maximum performance trajectories is preferably carried out by propagators which simulate, from a propagator setpoint value supplied as input, the use of the vertical guidance modes of the aircraft, and in particular the modes VS, FPA, CLB and DES, according to known methods and will not be described in more detail here.
The maximum slope representative value MAX, corresponding to the slope value 62 of FIG. 4, associated with the performance scale E, is selected as the slope value of the tangent to the maximum trajectory at the current position of the aircraft or at a predetermined distance from the current position of the aircraft.
The representative minimum slope value MIN, corresponding to the slope value 60 of FIG. 4, associated with the performance scale E, is selected as the slope value of the tangent to the minimum trajectory at the current position of the aircraft or at a predetermined distance from the current position of the aircraft.
FIGS. 6 and 7 schematically illustrate examples of minimum performance trajectory 90 and maximum performance trajectory 92, respective tangents 94 and 96.
The respective slope representative values MAX and MIN correspond to the slopes of the tangents 94, 96 with respect to the artificial horizon line 98. These slope characteristic values are preferably angular values.
Returning to FIG. 5, the step 82 for calculating the minimum and maximum trajectories and the corresponding extreme slope values is followed by a plurality of steps for determining the value representative of the slope of a limit trajectory associated with the constraint. considered vertical. The step 84 of determining the domain of the vertical stress C consists in determining whether the vertical stress C belongs to the reachable flight domain which is the domain defined by the previously calculated maximum and minimum limit trajectories.
For example, in FIG. 6, the two constraints C1 and C2 are both in the attainable flight range.
In the example of FIG. 7, the constraint C2 is outside the attainable flight range, the altitude of the stress Z_C2 being greater than the maximum altitude attainable in the application zone of the constraint.
A slope associated with a path associated with the stress, called the limit path associated with the stress, will be calculated in steps 86 and 88 described in detail below.
A limit trajectory associated with a vertical stress C is called a trajectory starting from the aircraft and realizing exactly the stress, thus passing through a point of altitude Z_C above the geo-referenced passage point P.
There are three types of limit trajectories, depending on the case: direct limit trajectory, compatible with the performance of the aircraft, calculated by setting a constant flight parameter among the vertical speed and the slope. The direct limit trajectory is a prediction of the trajectory that would be stolen using the corresponding guidance mode (VS or FPA) of the guidance system of the aircraft; saturated limit trajectory, compatible with the performance of the aircraft, consisting of two portions each having a constant flight parameter among the vertical speed, the slope, and the engine setting. Typically, the first portion will have as a constant parameter the vertical speed or the slope and the second will have constant parameter motor adjustment. The saturated limit trajectory is a prediction of the trajectory that would be stolen using the corresponding guide modes (VS, FPA, CLB or DES) of the guidance system of the aircraft. extrapolated limit trajectory, calculated when there is no direct limit trajectory or saturated limit trajectory compatible with the performance of the aircraft.
FIG. 6 illustrates a direct limit trajectory 102 associated with the stress C1, and a saturated limit trajectory 104 associated with the stress C2, having a first portion 106 and a second portion 108, joined at a point 109.
In FIG. 7, an extrapolated limit trajectory 110, making it possible to carry out the constraint C2 but outside the attainable flight range is illustrated.
Returning to FIG. 5, when the considered vertical stress belongs to the reachable flight domain, step 84 is followed by a step 86 of determining a slope value of a limit trajectory associated with the vertical stress which is a direct limit trajectory or a saturated limit trajectory.
Several embodiments of step 86 are contemplated.
According to a first embodiment, an approximation of the slope of a direct limit trajectory is given by the following calculation:
(2) Where FPA C is the representative angular value of calculated slope, ATAN () is the arctangent function, ZC is the altitude associated with the stress C, ZA is the current altitude of the aircraft and De is the horizontal distance defined in step 80.
It should be noted that FPA_C is the slope of the straight line passing through points Z_C and Z_A. An aircraft generally does not have a rectilinear trajectory, but a parabolic trajectory.
According to an alternative, an iterative algorithm for finding a representative dichotomy slope value, comprising steps 86a to 86f, is implemented.
In a first step 86a, a search interval [a, b], a and b being slope values, is initialized as follows.
If the altitude of the stress is above the altitude of the aircraft, [a, b] = [Q, MAX];
If the altitude of the stress is below the altitude of the aircraft, [a, b] = [MIN, 0];
A parameter N representative of the number of iterations made is initialized to 0. In the following step 86b, a representative value of slope FPA C is calculated
by: (3)
The parameter N is increased by 1.
Then, in step 86c, the parameter N is compared with a threshold CRIT_1 defining a maximum number of iterations to be performed.
Preferably, CRIT_1 is calculated during the first iteration by the formula:
(4) Where CEIL [X] provides rounding to the upper integer of a real value X, ln () is the natural logarithm function, and PRS is the desired slope accuracy, preferably between 0.01 ° and 0.2 °. Alternatively, a fixed value, for example CRIT_1 = 10, is used.
If N is greater than CRIT_1, we stop the iterations and the representative slope value associated with the constraint C is the value FPAC. In the following step 86d, the slope value FPA C is used as a setpoint value input to a propagator, able to calculate a direct limit trajectory or a saturated limit trajectory Tt (FPA_C) from the slope value. initial FPAC.
It should be noted that when the propagator starts by simulating a slope behavior, that is to say in FPA mode, the slope value FPA C is used as a reference value.
When the propagator starts by simulating a vertical speed holding, that is to say in VS mode, the set value supplied at the input of a propagator is:
(5) Where tan () is the tangent function, GSPD M is the average ground speed value of the aircraft over the distance De, for example calculated exactly or as a weighted sum of the current ground speed of the aircraft and the estimated speed at the altitude of the constraint.
Note that the propagator automatically switches from VS or FPA mode to performance mode CLB (when the constraint is above the horizon) or DES (when the constraint is below the horizon) when it reaches the limit aircraft performance, that is to say when VS or FPA mode is no longer compatible aircraft performance.
Advantageously, the choice of the initial mode VS or FPA for the propagator is made according to the vertical mode engaged, ie VS if the VS mode is engaged and FPA if the FPA mode is engaged. When none of the VS or FPA modes are engaged, the algorithm chooses the initial mode according to the context, for example the VS mode in the climb, cruise and initial descent mode and the FPA mode in the approach phase.
Alternatively, the choice of the initial VS or FPA mode for the propagator is always done according to the context, for example the VS mode in the climb, cruise and initial descent phase and the FPA mode in the approach phase.
An altitude value Z _Ap reached by the propagator at the geo-referenced point P of the zone in which the constraint applies is then obtained.
ΔΖ denotes the difference in altitude between the altitude reached by the propagator according to the trajectory JL (V_c) and the altitude associated with the constraint Z_C:
(6) In the comparison step 86e, the absolute value of ΔΖ is compared with a predetermined threshold CRIT_2, which preferably takes a value calculated according to a desired slope accuracy PRS, for example between 0.01 ° and 0.2 °
For example,
(7)
Alternatively, a fixed value, for example CRIT_2 = 1 meter, is used.
If | ΔΖ | <CRIT _ 2, we stop the iterations.
The slope value associated with the constraint C is the value FPA_C.
Otherwise, step 86e is followed by a step 86f of update of the search interval:
(8) (9) The algorithm returns to step 86b previously described, and steps 86b through 86f are iterated unless the number of iterations N performed is greater than CRIT_1.
When the vertical stress considered does not belong to the reachable flight domain, step 84 is followed by a step 88 of determining a slope value according to an extrapolated limit trajectory associated with the vertical stress.
For example, a small variation in speed dv is introduced, as shown in FIG. 7, which can be positive or negative.
FIG. 7 illustrates the difference in altitude between the altitude associated with the stress C2 and the corresponding point of the maximum performance trajectory 92, at the reference speed, the corresponding point being at the vertical of the constraint.
When the reference speed is reduced, i.e., negative dv, the maximum performance or best climb trajectory obtained, denoted 112, rises above the maximum performance trajectory 92 at the reference speed. . The slope of the tangent to the trajectory 112 is increased and becomes MAX '.
Note δγ the slope gain obtained with the variation dv of the speed: δγ = MAX'-MAX (10) δζ is the corresponding altitude gain obtained, as shown in Figure 7.
For a better climb, we choose a negative speed variation dv, because a decrease in speed allows a better climb.
For example, the speed variation is -5 knots.
According to a first embodiment, dvfixed, one calculates δγβί δζ, then the value of slope associated with the constraint:
(11)
In this case, the slope value associated with the constraint is greater than MAX.
(12)
In this case, the slope value associated with the constraint is less than MIN. Other alternative embodiments of step 88 are contemplated.
According to a first variant, the variation dv which makes it possible to pass through the constraint is calculated, and the slope of representation of the stress is then the slope of the tangent to the performance trajectory corresponding to the reference speed increased by dv. Note that when the constraint is above the best climb path, dv is negative.
The calculation of the variation dv can be done by dichotomy or any other method of the state of the art.
According to a second variant, a theoretical form of the trajectories of performance is used. This second variant embodiment is illustrated below with a theoretical trajectory of climb performance, but other theoretical trajectories of performance can be used. In addition, it is possible to use different trajectories for the ascent or descent. For example, a theoretical formula giving the altitude Z as a function of the horizontal distance x is:
(13) with: • Z (x) the altitude at the curvilinear abscissa x • S the scale factor, equal to 1 to obtain the true theoretical performance • A and B: coefficients of the theoretical curve that can be a function of speed, temperature, mass, winds, aircraft configuration, etc. • x0 the initial condition
By imposing the initial condition Z (0) = Zi with Zi the current altitude, we obtain:
(14)
We can deduce :
(15)
The initial slope is then obtained by derivation:
(16)
Finally, to calculate the scale factor S allowing to go through an altitude constraint Zc and to a horizontal distance De, it suffices to write Z (Dc) = Zc to obtain:
(17)
By replacing in expression (16) the initial slope, we obtain:
(18) Hence the final expression giving the slope FPA C according to the different parameters described above:
(19)
With: • FPA_C the slope for the display of the stress • Zc the altitude the constraint • Zi the current altitude • From a horizontal distance to the stress • B a coefficient of the curve, which can be a function of the speed, temperature , mass, winds, aircraft configuration, etc.
The horizontal distance De is preferably the distance to an area where the stress C applies according to the lateral trajectory followed by the aircraft. As a variant, the horizontal distance De is the shortest distance between the aircraft and the zone where the stress applies. According to another variant, the horizontal distance De is the distance to the zone where the stress C applies according to another lateral trajectory, for example the reference lateral trajectory defined by the flight plan.
Steps 80 to 88 are repeated for each vertical constraint expressed in altitude at a given calculation frequency, chosen as a function of computational constraints and flow objectives of the display, for example 10 Hz.
Steps 80 to 88 have been described for the vertical stresses expressed in altitude.
The rest of the process also applies to vertical stresses expressed in slope and vertical speed.
Thus, when the vertical stress is expressed as a slope, the slope value at which the constraint representation symbol is displayed is that slope value.
When the vertical stress is expressed in vertical speed, the slope FPA_C of the representative symbol is obtained from the said vertical speed VZ_C and the ground speed GSPD:
(20)
Optionally, a step 89 of smoothing the slope values to be displayed is implemented.
If the calculation frequency is high, the slope representation of each constraint is filtered by a low pass filter before display, in order to make the display more fluid.
If the calculation frequency is not high enough, the slope representation of each constraint is interpolated to allow intermediate values to be displayed and to make the display more fluid.
The method of the invention has been described for application to a set of vertical constraints.
However, the number of vertical constraints can be important, and a simultaneous display of all the constraints is not always wise.
It is envisaged, in one embodiment, to make a selection of the constraints to be displayed, prior to the display step.
Preferably, only two constraints are displayed simultaneously, a minimum altitude constraint (ABOVE) and a maximum altitude constraint (BELOW).
The selection preferably aims to present the most important constraints, the close in distance or time of the position of the aircraft and the most restrictive constraints, that is to say the constraints imposing the most restrictive slope limits .
The main steps of such a selection algorithm in one embodiment are illustrated in logic diagram form in FIG.
In this selection algorithm three parameters are used, a distance or time parameter with respect to the current position of the aircraft, a priority parameter with respect to the source of the constraint and a parameter representative of the slope associated with the constraint.
Beforehand, a priority value is associated with each vertical constraint source, the lowest priority value corresponding to the highest priority source.
For example, the following priority values are used: 0 for a terrain constraint, 20 for a traffic constraint, 40 for a procedure constraint, 60 for a flight plan constraint and 80 for a meteorological constraint.
For example, the parameter representative of the slope associated with the constraint is the slope value associated with the constraint for the BELOW constraints and the opposite of the slope value associated with the constraint for the ABOVE constraints. The selection algorithm comprises a first step 120 of assigning a distance value De, a priority value Pc and a representative value of slope Gc to each constraint, then a step 122 of selecting a cost function determining the proportion of consideration of each parameter. For example, the following cost function is used:
Fc (Dc, Pc, Gc) = a * Dc + β * Pc + γ * Gc (21)
With: • α, β and γ three coefficients of the cost function • From the horizontal distance to the stress • Pc the priority value of the constraint • Gc the representative value of the slope associated with the constraint
For β = γ = 0, only the distance parameter at the current position of the aircraft is taken into account, for α = γ = 0, only the priority value is taken into account and for α = β = 0, only the representative value of the slope associated with the constraint is taken into account.
Then, during a step 124, for each constraint its cost is calculated by applying the cost function defined by the formula (21), and finally, at step 126, the minimum altitude constraint (ABOVE) having the lowest cost value among all ABOVE constraints, and the BELOW constraint among all BELOW constraints.
This method makes it possible to consider the three distance parameters at the current position of the aircraft, priority with respect to the source of the constraint and slope associated with the constraint.
Alternatively, it is possible to use the time at the constraint rather than the distance to it. It is understood that any generalization to a greater number of parameters is possible for example to take into account the time or vertical deviation constraints.
Advantageously, a second selection can be made according to the first in the case where the first would lead to select an ABOVE constraint with an associated slope strictly greater than the slope associated with a constraint BELOW. Indeed, such a display is disturbing for the crew insofar as no guide setpoint can satisfy both constraints simultaneously. In this particular case, the second selection would be to keep only the constraint with the lowest cost value among the two constraints. Alternatively, another cost function can be used for this second selection.
It can be seen from the description of the embodiments that when the stress is expressed in altitude, the slope value of the representation of the constraint is obtained as a mathematical formula as a function of at least two parameters among the current altitude of the aircraft, the altitude of the constraint, the air speed, the ground speed, the vertical speed or the current slope.

权利要求:
Claims (15)
[1" id="c-fr-0001]
CLAIMS 1A method of displaying vertical stresses of an aircraft on a display device of the aircraft, forming part of an aircraft piloting system, implemented by an electronic device forming part of the flight control system, characterized in that it comprises the following steps: acquisition (80) of at least one vertical constraint of the aircraft, -calculation (86, 88) of a representative value of slope associated with said vertical constraint, -display of a representation symbol of the vertical stress at the representative slope value associated with said vertical stress on a slope scale (E).
[2" id="c-fr-0002]
2. Method according to claim 1 characterized in that said slope scale (E) is a performance scale, the method further comprising the display of said performance scale having a minimum slope value (MIN) and a value of maximum slope (MAX) achievable by the aircraft, calculated according to at least one performance characteristic of the aircraft, the calculation of the representative slope value associated with said vertical stress also being a function of at least one characteristic of performance of the aircraft.
[3" id="c-fr-0003]
3. - Method according to any one of claims 1 or 2, characterized in that it further comprises the display of a symbol (72) indicating the current slope or the current vertical speed of the aircraft, the symbol (72) being represented vis-à-vis the slope scale (E), and the display of a current guide setpoint (70) of the aircraft, the current guide setpoint (70) being represented vis to the slope scale (E).
[4" id="c-fr-0004]
4. - Method according to any one of claims 1 to 3, comprising the acquisition of flight parameters of the aircraft comprising a vertical speed of the aircraft, a ground speed of the aircraft, a current altitude of the aircraft. aircraft, a current slope of the aircraft and an airspeed, characterized in that a vertical stress is defined by an altitude, and in that the representative slope value associated with said vertical stress is obtained as a formula according to at least two parameters among the altitude of the vertical stress and said flight parameters of the aircraft.
[5" id="c-fr-0005]
5, - Method according to claim 4, characterized in that the step of calculating a representative value of slope associated with the vertical stress comprises an evaluation of a slope value of a tangent, at a predetermined distance from the current position of the aircraft, a limit trajectory (102, 104, 110), said limit trajectory being a trajectory for satisfying the vertical stress according to a predetermined satisfaction criterion.
[6" id="c-fr-0006]
6, - Method according to claim 5, characterized in that the calculation of a slope representative value takes into account a horizontal distance to a crossing point (Pi, P2) associated with the stress, said horizontal distance being calculated according to a lateral trajectory followed by the aircraft or as a function of a reference trajectory of the aircraft, or being the shortest horizontal distance to an area where the constraint applies.
[7" id="c-fr-0007]
7, - Method according to any one of claims 1 to 6, characterized in that it comprises a calculation (82) of a minimum performance trajectory (90) and a maximum performance trajectory (92) according to at least one performance characteristic of the aircraft and in that the calculation of a slope representative value includes a determination step (84) for determining whether the vertical stress belongs to an attainable flight range defined by said minimum performance trajectory (90) and maximum performance trajectory (92).
[8" id="c-fr-0008]
8, - A method according to claim 7, characterized in that if the vertical stress belongs to the reachable flight range, the slope representative value is a propagator set point value for at least one guidance mode among a control mode of the vertical speed and a mode of control of slope of the aircraft, allowing the aircraft to respect the vertical constraint.
[9" id="c-fr-0009]
9, - Method according to claim 7, characterized in that if the vertical stress does not belong to the attainable flight range, the representative value of slope is calculated according to an extrapolated limit trajectory (110) of the aircraft.
[10" id="c-fr-0010]
10, - Method according to any one of claims 1 to 9, characterized in that a vertical stress is selected from a limit of altitude, slope or minimum vertical speed and a limit of altitude, slope or maximum vertical velocity, and in that for a vertical stress, the representation symbol is chosen to be representative of a type of vertical constraint among a minimum limit and a maximum limit.
[11" id="c-fr-0011]
11. - Method according to one of claims 1 to 10, characterized in that the representation symbol has a shape representative of a source of vertical stress and a size or an opacity representative of a distance between the current position of the aircraft and an area where said vertical stress applies.
[12" id="c-fr-0012]
12. - Method according to any one of claims 1 to 11, characterized in that it comprises a step of selecting (126) the vertical constraints to be displayed, said selection taking into account at least one parameter among a distance parameter of the aircraft with vertical stress, a priority parameter with respect to a source of the vertical stress and a parameter representative of the slope associated with the vertical constraint.
[13" id="c-fr-0013]
13. - System for displaying the vertical stresses of an aircraft on a display device of the aircraft, forming part of an aircraft piloting system, implemented by an electronic device forming part of the piloting system , characterized in that it comprises: an acquisition module (32) of at least one vertical constraint of the aircraft; a calculation module (36) of a representative value of slope associated with said vertical constraint; a display module (44) of a representation symbol of the vertical stress at the representative slope value associated with said vertical constraint on a slope scale.
[14" id="c-fr-0014]
A computer program product comprising software instructions which, when implemented by a computer, implement a method as claimed in any one of claims 1 to 12.
[15" id="c-fr-0015]
15. Aircraft comprising a control system comprising a display device, characterized in that the control system implements a vertical stress display system according to claim 13.

类似技术:

---

公开号 | 公开日 | 专利标题

---

EP0989386B1|2008-08-20|Landing aid device, especially for inhibiting the ground anti-collision alarm

---

EP0928952A1|1999-07-14|Aircraft terrain collision avoidance method and device

---

CA2934851A1|2017-01-03|Display process and system for vertical constraints in an aircraft, associated computer program and aircraft

---

FR2949897A1|2011-03-11|AIRCRAFT ASSISTING ASSISTANCE METHOD AND CORRESPONDING DEVICE.

---

EP1870789A1|2007-12-26|System for detecting obstacles in the proximity of a landing point

---

FR3021107A1|2015-11-20|METHOD FOR AIDING NAVIGATION OF AN AIRCRAFT WITH CORRELATION OF DYNAMIC INFORMATION WITH A 4D FLIGHT TRACK

---

FR3064762A1|2018-10-05|MANAGEMENT OF THE DOWNHILL PHASE OF AN AIRCRAFT

---

EP3226062B1|2019-08-14|Method for synthetic representation of elements of interest in a display system for an aircraft

---

EP3137936A1|2017-03-08|Avionic system comprising means for designating and marking land

---

FR2983619A1|2013-06-07|METHOD, DEVICE AND SYSTEM FOR GUARANTEEING TEMPORAL SPACING BETWEEN AN AIRCRAFT AND AT LEAST ONE TARGET TRAFFIC

---

EP3657213B1|2022-03-09|Learning method of a neural network on-board an aircraft for landing assistance of said aircraft and server for implementing such a method

---

FR3058555A1|2018-05-11|UNIFORMIZATION OF PLATFORM APPROACHES FOR AIRCRAFT

---

FR3022357A1|2015-12-18|METHOD AND DEVICE FOR GENERATING AN AIRCRAFT RESPONSE TRACK, COMPUTER PROGRAM PRODUCT AND ASSOCIATED AIRCRAFT

---

EP3029420B1|2020-01-22|Synthetic display system comprising means for adapting the displayed landscape

---

EP2407953A1|2012-01-18|Enhanced piloting assistance method for an aircraft

---

EP3109598B1|2018-02-28|Display system of an aircraft, able to display a horizon line able to be deformed and related method

---

EP3757519A1|2020-12-30|Aircraft display system comprising a levelling-off guide symbol and associated method

---

FR3035962A1|2016-11-11|METHOD, DEVICE AND SYSTEM FOR DISPLAYING A VERTICAL FLIGHT PROFILE OF AN AIRCRAFT

---

EP3410382A1|2018-12-05|Dynamic adaptation of insurance policy for a vehicle according to a selected driving profile

---

EP3537107A1|2019-09-11|Operator terminal of an avionics system for piloting an aircraft

---

FR3071624B1|2019-10-11|DISPLAY SYSTEM, DISPLAY METHOD, AND COMPUTER PROGRAM

---

FR3065831B1|2019-06-28|METHOD OF VISUALIZING TRAFFIC IN THE VICINITY OF A REFERENCE AIRCRAFT IN A NON-COMPLIANT DISPLAY AREA, COMPUTER PROGRAM PRODUCT AND VIEWING SYSTEM THEREOF

---

EP3018450B1|2020-06-24|Method for representing a cartographic image in a geopositioned viewing system considering the geopositioning accuracy

---

EP3578926A1|2019-12-11|Method for securing the operation of a system for synthetic view of an aircraft, associated computer program product and system

---

FR3111221A1|2021-12-10|Method for displaying a three-dimensional synthetic view on a display screen, associated computer program product and display system

同族专利:

---

公开号 | 公开日

---

US10235891B2|2019-03-19|

---

CN106325293A|2017-01-11|

---

US20170004713A1|2017-01-05|

---

CA2934851A1|2017-01-03|

---

FR3038380B1|2017-08-18|

---

BR102016015421A2|2017-01-24|

引用文献:

---

公开号 | 申请日 | 公开日 | 申请人 | 专利标题

---

US20060004496A1|2004-06-30|2006-01-05|The Boeing Company|Enhanced vertical situation display|

---

US20140067171A1|2012-08-30|2014-03-06|Honeywell International Inc.|Systems and methods for graphically indicating aircraft ascent and descent capabilities|

---

US20150120100A1|2013-10-25|2015-04-30|Thales|Method for aiding navigation for an aircraft during descent and during approach at reduced thrust|

---

FR2725803B1|1994-10-18|1997-01-03|Sextant Avionique|OPTOELECTRONIC DEVICE FOR ASSISTING PILOTAGE OF AN AIRCRAFT|

---

US6112141A|1997-10-15|2000-08-29|Dassault Aviation|Apparatus and method for graphically oriented aircraft display and control|

---

FR2887329B1|2005-06-21|2007-08-03|Airbus France Sas|METHOD AND DISPLAY DEVICE FOR AN AIRCRAFT THAT FOLLOWS A FLIGHT PLAN|

---

FR2943131B1|2009-03-12|2011-02-25|Eurocopter France|METHOD FOR DETERMINING AND DISPLAYING STEERING INDICATIONS AND STEERING INDICATOR FOR CARRYING OUT SAID METHOD|

---

FR2978589B1|2011-07-29|2013-08-23|Airbus Operations Sas|METHOD AND DEVICE FOR OPTIMIZED MANAGEMENT OF THE VERTICAL TRAJECTORY OF AN AIRCRAFT|

---

FR3005727B1|2013-05-15|2020-03-06|Airbus Operations|METHOD AND DEVICE FOR DISPLAYING THE PERFORMANCE OF AN AIRCRAFT ON AND OFF AND / OR DESCENT.|

---

CN104267734B|2014-08-01|2016-11-02|北京理工大学|A kind of Mars complex topographic area safe landing orbit generation method of optimal-fuel|US10388170B2|2017-08-14|2019-08-20|Honeywell International Inc.|Speed-constrained flight management methods and systems|

---

FR3089497A1|2018-12-10|2020-06-12|Airbus Operations|Method and device for assisting the piloting of an aircraft when approaching a landing strip for a landing|

---

CN110069070B|2019-05-08|2022-01-18|成都高威节能科技有限公司|Method for improving safety of large airplane in takeoff process|

---

CN110113094B|2019-05-09|2021-08-13|西安爱生技术集团公司|Communication relay unmanned aerial vehicle visibility calculation method for lift-off|

法律状态:
2016-07-29| PLFP| Fee payment|Year of fee payment: 2 |

---

2017-01-06| PLSC| Search report ready|Effective date: 20170106 |

---

2017-07-31| PLFP| Fee payment|Year of fee payment: 3 |

---

2018-07-27| PLFP| Fee payment|Year of fee payment: 4 |

---

2019-07-31| PLFP| Fee payment|Year of fee payment: 5 |

---

2020-07-31| PLFP| Fee payment|Year of fee payment: 6 |

---

2021-07-29| PLFP| Fee payment|Year of fee payment: 7 |

优先权:

---

申请号 | 申请日 | 专利标题

---

FR1501417A|FR3038380B1|2015-07-03|2015-07-03|METHOD AND SYSTEM FOR DISPLAYING VERTICAL CONSTRAINTS OF AN AIRCRAFT, COMPUTER PROGRAM PRODUCT AND ASSOCIATED AIRCRAFT|FR1501417A| FR3038380B1|2015-07-03|2015-07-03|METHOD AND SYSTEM FOR DISPLAYING VERTICAL CONSTRAINTS OF AN AIRCRAFT, COMPUTER PROGRAM PRODUCT AND ASSOCIATED AIRCRAFT|

---

CA2934851A| CA2934851A1|2015-07-03|2016-06-29|Display process and system for vertical constraints in an aircraft, associated computer program and aircraft|

---

BR102016015421A| BR102016015421A2|2015-07-03|2016-06-30|process and system for displaying vertical stresses of an aircraft, associated computer program and aircraft product|

---

US15/201,258| US10235891B2|2015-07-03|2016-07-01|Method and device for displaying vertical constraints of an aircraft, associated computer program product and aircraft|

---

CN201610519374.3A| CN106325293A|2015-07-03|2016-07-04|Method and device for displaying vertical constraints of an aircraft, associated computer program product and aircraft|