CA2169686C - Procede et dispositif de surveillance et de guidage d'aeronef pour atterrissage de precision - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un perfectionnement au guidage, en approche et à l'atterrissage, d'aéronefs opérant en catégorie 2 ou 3A selon la certification d'organismes civils reconnus tels que la DGAC, la FAA ou le JAA afin de rendre les aéronefs aptes à opérer en catégorie immédiatement inférieure 3A ou 3B, cela à un moindre coût. Elle consiste en l'ajout d'un viseur tête haute HUD (5) à la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS (1) et à la centrale anémo-barométrique ADC (3) et en l'affichage sur le viseur tête haute HUD (5) du vecteur vitesse soi dont les coordonnées angulaires sont tirées des informations de vitesses horizontales sol est-ouest et nord-sud délivrées par un récepteur de positionnement par satellites GPS (4) au standard avionique utilisé par ailleurs pour la localisation et la navigation de l'aéronef. Ce perfectionnement a l'avantage de permettre un passage à la catégorie de certification immédiatement inférieure sans nécessiter l'emport d'une plate-forme inertielle qui est un dispositif coûteux à la fois à l'achat et à la maintenance.
Description
PROCEDE ET DISPOSITIF DE SURVEILLANCE ET DE GUIDAGE
D'AERONEF POUR ATTERRISSAGE DE PRECISION
La présente invention concerne un perfectionnement au guidage, en approche et à l'atterrissage, d'aéronefs opérant en catégorie 2 ou 3A
selon la certification d'organismes civils reconnus tels que la DGAC, la FAA
ou le JAA afin de rendre les aéronefs aptes à opérer en catégorie immédiatement infërieure 3A ou 3B, cela à un moindre coût.
Les aéronefs opérant en catégorie 2 ou 3A doivent avoir, en approche à l'atterrissage, une visibilité verticale minimum ou hauteur de lo décision DH (Decision Height) de 50 pieds et une visibilité horizontale minimum ou portée visuelle de piste RVR (Runway Visuai Range) de 200 mètres.
Ces limites de visibilité requises en catégorie 2 ou 3A sont adoptées pour des aéronefs équipés d'un pilote automatique contrôlé par une centrale anémo-barométrique ADC (Air Data Computer) fournissant l'altitude et la vitesse verticale, et par une centrale de référence de cap et d'assiette AHRS (Attitude Heading Reference System) sans plate-forme inertielle, associée à uné boussole fournissant les assiettes longitudinale et transversale, les accélérations verticale et horizontales selon les trois axes, 20 et le cap magnétique.
Malgré des performances déjà fort honorables les niveaux de certification 2 ou 3A, ne suffisent pas à certaines compagnies qui opèrent dans des contrées météorologiquement défavorisées car le respect des minima de visibilité de ces niveaux de certification oblige à dérouter une proportion non négligeable des vols et entraîne un manque à gagner important.
En conséquence, il existe un réel besoin de pouvoir faire évoluer les équipements d'un aéronef certifiés en catégorie 2 ou 3A vers la catégorie de certification immédiatement inférieure 3A ou 3B pour réduire les minima 3o de visibilité et permettre des approches à l'atterrissage dans des conditions de moindre visibilité.
Une manière de faire est de changer le pilote automatique par un autre certifié en catégorie inférieure. Cette opération a l'inconvénient d'être coûteuse car elle peut impliquer le changement d'une centrale de référence
D'AERONEF POUR ATTERRISSAGE DE PRECISION
La présente invention concerne un perfectionnement au guidage, en approche et à l'atterrissage, d'aéronefs opérant en catégorie 2 ou 3A
selon la certification d'organismes civils reconnus tels que la DGAC, la FAA
ou le JAA afin de rendre les aéronefs aptes à opérer en catégorie immédiatement infërieure 3A ou 3B, cela à un moindre coût.
Les aéronefs opérant en catégorie 2 ou 3A doivent avoir, en approche à l'atterrissage, une visibilité verticale minimum ou hauteur de lo décision DH (Decision Height) de 50 pieds et une visibilité horizontale minimum ou portée visuelle de piste RVR (Runway Visuai Range) de 200 mètres.
Ces limites de visibilité requises en catégorie 2 ou 3A sont adoptées pour des aéronefs équipés d'un pilote automatique contrôlé par une centrale anémo-barométrique ADC (Air Data Computer) fournissant l'altitude et la vitesse verticale, et par une centrale de référence de cap et d'assiette AHRS (Attitude Heading Reference System) sans plate-forme inertielle, associée à uné boussole fournissant les assiettes longitudinale et transversale, les accélérations verticale et horizontales selon les trois axes, 20 et le cap magnétique.
Malgré des performances déjà fort honorables les niveaux de certification 2 ou 3A, ne suffisent pas à certaines compagnies qui opèrent dans des contrées météorologiquement défavorisées car le respect des minima de visibilité de ces niveaux de certification oblige à dérouter une proportion non négligeable des vols et entraîne un manque à gagner important.
En conséquence, il existe un réel besoin de pouvoir faire évoluer les équipements d'un aéronef certifiés en catégorie 2 ou 3A vers la catégorie de certification immédiatement inférieure 3A ou 3B pour réduire les minima 3o de visibilité et permettre des approches à l'atterrissage dans des conditions de moindre visibilité.
Une manière de faire est de changer le pilote automatique par un autre certifié en catégorie inférieure. Cette opération a l'inconvénient d'être coûteuse car elle peut impliquer le changement d'une centrale de référence
2 d'attitude et de cap AHRS sans plate-forme inertielle par une centrale de classe inertielle type IRS (Inertial Reference System).
Une autre manière de faire pour apporter le surcroît de performances nécessaire est d'ajouter, à l'équipement de guidage d'un aéronef certifié en catégorie 2 ou 3A, un viseur tête haute HUD (Head Up Display) pour constituer un système hybride. Cet ajout a l'avantage de pouvoir se faire 'sous la forme d'un kit de mise à niveau pouvant être approvisionné directement par les compagnies aériennes et de s'insérer de façon harmonieuse sans modification majeure de l'architecture du système lo existant.
Les exigences pour la certification en catégories 3A et 3B des systèmes hybrides avec viseur téte haute sont réglementées par les autorités de certification (groupe JAR AWO et AC 120-28C FAR en particulier). Elles font apparaitre de nouvelles contraintes qui sont celles de disposer d'informations de référence primaire de qualité supérieure et de nature différente à celles exigées strictement au titre de la catégorie déjà
certifiée 2 ou 3A, donc pas nécessairement disponibles, comme par exemple, l'information de vitesse sol FPV (Flight Path Vector).
Il est donc nécessaire de proposer une source nouvelle 2o d'élaboration de ces informations.
Ce problème est traditionnellement résolu par l'emport d'une centrale de classe inertielle type IRS ou par une mise à niveau AHRS/IRS
impliquant pour la dernière solution une recertification du pilote automatique.
Bien que techniquement satisfaisantes ces solutions présentent un intérêt économique médiocre étant donné le coût à l'achat et à la maintenance d'une centrale de classe inertielle.
Par ailleurs, il est de plus en plus envisagé d'équiper les aéronefs de récepteur de positionnement par satellites GPS (Global positioning System) afin de faciliter leur localisation et leur navigation. Dans cette 3o perspective, un standard avionique (le TSO C 129c1) a été récemment établi sur les caractéristiques minimales que doit présenter un récepteur GPS
embarqué à bord d'un aéronef. Ce standard impose au récepteur GPS de donner en plus des coordonnées de position : longitude, latitude et altitude les vitesses horizontales est-ouest, nord-sud et verticale du porteur.
Une autre manière de faire pour apporter le surcroît de performances nécessaire est d'ajouter, à l'équipement de guidage d'un aéronef certifié en catégorie 2 ou 3A, un viseur tête haute HUD (Head Up Display) pour constituer un système hybride. Cet ajout a l'avantage de pouvoir se faire 'sous la forme d'un kit de mise à niveau pouvant être approvisionné directement par les compagnies aériennes et de s'insérer de façon harmonieuse sans modification majeure de l'architecture du système lo existant.
Les exigences pour la certification en catégories 3A et 3B des systèmes hybrides avec viseur téte haute sont réglementées par les autorités de certification (groupe JAR AWO et AC 120-28C FAR en particulier). Elles font apparaitre de nouvelles contraintes qui sont celles de disposer d'informations de référence primaire de qualité supérieure et de nature différente à celles exigées strictement au titre de la catégorie déjà
certifiée 2 ou 3A, donc pas nécessairement disponibles, comme par exemple, l'information de vitesse sol FPV (Flight Path Vector).
Il est donc nécessaire de proposer une source nouvelle 2o d'élaboration de ces informations.
Ce problème est traditionnellement résolu par l'emport d'une centrale de classe inertielle type IRS ou par une mise à niveau AHRS/IRS
impliquant pour la dernière solution une recertification du pilote automatique.
Bien que techniquement satisfaisantes ces solutions présentent un intérêt économique médiocre étant donné le coût à l'achat et à la maintenance d'une centrale de classe inertielle.
Par ailleurs, il est de plus en plus envisagé d'équiper les aéronefs de récepteur de positionnement par satellites GPS (Global positioning System) afin de faciliter leur localisation et leur navigation. Dans cette 3o perspective, un standard avionique (le TSO C 129c1) a été récemment établi sur les caractéristiques minimales que doit présenter un récepteur GPS
embarqué à bord d'un aéronef. Ce standard impose au récepteur GPS de donner en plus des coordonnées de position : longitude, latitude et altitude les vitesses horizontales est-ouest, nord-sud et verticale du porteur.
3 Le but de l'invention est de proposer une solution à moindre coût, permettant de répondre aux besoins de compagnies aériennes voulant abaisser leur minima d'exploitation en phase d'approche de précision, de la catégorie certifiée 2 ou 3A vers la catégorie certifiée immédiatement inférieure 3A ou 3B au moyen d'un système hybride à base d'une centrale de référence d'attitude et de cap à bas coût AHRS, et d'un viseur tête haute utilisant, pour élaborer le vecteur vitesse soi FPV à afficher, les possibilités d'un récepteur GPS au standard avionique, et évitant l'emport d'une centrale de classe inertielle.
Elle a pour objet un procédé de surveillance et de guidage d'aéronef pour atterrissage de précision appliqué à un aéronef pourvu d'une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS qui est équipée d'une boussole et qui délivre, entre autres, le cap magnétique `Ym et l'accélération verticale aZ, d'une centrale anémo-barométrique ADC fournissant, entre autres, la vitesse verticale barométrique VZB, d'un récepteur de positionnement par satellites GPS au standard avionique délivrant en plus des coordonnées de position latitude, longitude et altitude, les vitesses horizontales est-ouest et nord-sud VEO et VNS, et d'un viseur tête haute sur lequel est affiché une ligne d'horizon artificiel et le vecteur vitesse sol FPV.
Ce procédé consiste à situer l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV sur le viseur tête haute au moyen de deux coordonnées angulaires, l'une verticale de pente FPA (Flight Path Angle) référencée par rapport à la ligne d'horizon artificielle et tirée de la relation :
yZB' FPA = Arcig vEO + VNzS
où VZB, est la vitesse verticale baro-inertielle résultant d'une hybridation entre la vitesse verticale barométrique VZB délivrée par la centrale anémo-barométrique ADC et l'accélération verticale aZ délivrée par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, l'autre horizontale de route a référencée par rapport à la médiane verticale de l'écran du viseur tête haute symbolisant le plan vertical longitudinal médian de symétrie de l'aéronef et tirée de la relation :
Elle a pour objet un procédé de surveillance et de guidage d'aéronef pour atterrissage de précision appliqué à un aéronef pourvu d'une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS qui est équipée d'une boussole et qui délivre, entre autres, le cap magnétique `Ym et l'accélération verticale aZ, d'une centrale anémo-barométrique ADC fournissant, entre autres, la vitesse verticale barométrique VZB, d'un récepteur de positionnement par satellites GPS au standard avionique délivrant en plus des coordonnées de position latitude, longitude et altitude, les vitesses horizontales est-ouest et nord-sud VEO et VNS, et d'un viseur tête haute sur lequel est affiché une ligne d'horizon artificiel et le vecteur vitesse sol FPV.
Ce procédé consiste à situer l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV sur le viseur tête haute au moyen de deux coordonnées angulaires, l'une verticale de pente FPA (Flight Path Angle) référencée par rapport à la ligne d'horizon artificielle et tirée de la relation :
yZB' FPA = Arcig vEO + VNzS
où VZB, est la vitesse verticale baro-inertielle résultant d'une hybridation entre la vitesse verticale barométrique VZB délivrée par la centrale anémo-barométrique ADC et l'accélération verticale aZ délivrée par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, l'autre horizontale de route a référencée par rapport à la médiane verticale de l'écran du viseur tête haute symbolisant le plan vertical longitudinal médian de symétrie de l'aéronef et tirée de la relation :
4 = -tI',õ + Arctg VEO - decl VNS
où decl est la déclinaison magnétique.
Elle a également pour objet un dispositif de surveillance et de guidage d'aéronef mettant en oeuvre le procédé précité et comportant une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS qui est équipée d'une boussole et qui délivre, entre autres, le cap magnétique `Ym et l'accélération verticale aZ, une centrale anémo-barométrique ADC fournissant, entre autres, la vitesse verticale barométrique VZB, un récepteur de positionnement par satellites GPS' au standard avionique délivrant en plus des coordonnées de position latitude, longitude et altitude, les vitesses horizontales est-ouest et nord-sud VEO et VNS, un viseur tête haute sur lequel est affiché une ligne d'horizon artificiel et le vecteur vitesse sol FPV, et un calculateur de viseur tête haute équipé :
- de moyens de calcul de la coordonnée angulaire verticale de pente FPA (Flight Path Angle) de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV par rapport de la ligne d'horizon artificiel au moyen de la relation :
FPA = Arctg V=B' v~.o +vNs où VZB, est la vitesse verticale baro-inertielle résultant d'une hybridation entre la vitesse verticale barométrique VZB délivrée par la centrale anémo-2o barométrique et l'accélération verticale aZ délivrée par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, et - de moyens de calcul de la coordonnée angulaire horizontale de route A de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV par rapport à la médiane verticale de l'écran du viseur tête haute symbolisant le plan vertical longitudinal médian de symétrie de l'aéronef au moyen de la relation :
0+Arctg -decl NS
où decl est la déclinaison magnétique.
30 Avantageusement, le dispositif comporte en outre un circuit de compensation de masses magnétiques RMCU (Remote Magnetic Compensator Unit) qui opère sur la boussole et qui permet d'affiner la mesure de cap magnétique en corrigeant l'influence des masses magnétiques de l'aéronef.
Avantageusement, le récepteur de positionnement par satellites GPS délivre également une information de vitesse verticale de l'aéronef qui est comparée avec l'information de vitesse verticale de l'aéronef déduite de mesures effectuées par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS
et par la centrale anémo-barométrique ADC pour réaliser un contrôle de bon fonctionnement.
Avantageusement, le récepteur de positionnement par satellite GPS est pourvu d'un dispositif de contrôle d'intégrité permettant de s'assurer de sa disponibilité aussi bien en phase de préparation de vol qu'en début lo d'approche pour un atterrissage.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description d'un mode de réalisation donné à titre d'exemple. Cette description sera faite ci-après en regard du dessin dans lequel :
- une figure 1 montre un schéma de principe d'un dispositif de guidage d'aéronef conforme à l'invention ;
- une figure 2 illustre les symboles principaux apparaissant sur l'écran d'un afficheur tête haute ; et - une figure 3 est un schéma illustrant la façon dont est obtenue la coordonnée angulaire de route de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV.
20 La figure 1 montre un système hybride de guidage pour aéronef à
base d'un pilote automatique et d'un viseur tête haute permettant de passer à moindre frais d'un niveau de certification 2 ou 3A au niveau de certification immédiatement inférieur 3A ou 3B. On y distingue deux sortes d'appareillages de guidage : une première sorte d'appareillages préexistants constituant les équipements de base d'un aéronef répondant à un niveau de certification 2 ou 3A et une deuxième sorte d'appareillages ajoutés pour passer au niveau de certification immédiatement inférieur 3A ou 3B.
Les appareillages préexistants constituant les équipements de base d'un aéronef répondant à un niveau de certification 2 ou 3A sont la 30 centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1 sans plate-forme inertielle, la boussole 2 et la centrale anémo-barométrique ADC 3.
La centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1 est un appareillage à bas coût par rapport à une centrale de classe inertielle IRS
qui fournit des indications d'attitude et de cap, et l'accélération verticale.
'>169fi86 La boussole 2 fournit le cap magnétique à la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1.
La centrale anémo-barométrique ADC 3 fournit des indications d'altitude et de vitesse verticale.
Les appareillages ajoutés pour le passage au niveau de certification immédiatement inférieur sont un récepteur de positionnement par satellites GPS' 4 au standard avionique, un viseur tête haute HUD 5 et son calculateur HUDC 6, et un compensateur de masse magnétique RMCU 7.
Le récepteur de positionnement par satellites GPS 4 a sa justification dans le fait qu'il apporte de grandes facilités à la localisation et par conséquent à la navigation d'un aéronef moderne. II ne fait pas de doute qu'il fera partie, à court ou moyen terme, des équipements de navigation de base d'un aéronef moderne. D'ailleurs, il existe dés maintenant un standard avionique pour récepteur GPS (le TSO C 129c1). Le récepteur GPS, délivre, en plus de la position en latitude, longitude et altitude, les vitesses verticale et horizontales est-ouest et nord-sud. Il fournit ces informations sur un support multi-récepteur type ARINC 429 de sorte qu'il n'est pas nécessaire de lui prévoir une sortie spécifique à chaque fois que l'on envisage de lui 2o donner une nouvelle utilisation.
Le viseur tête haute 5 est de type classique. II est constitué d'une plaque semi-transparente à travers laquelle le pilote voit le paysage et d'un système de projection permettant d'afficher des symboles sur la plaque semi-transparente pour qu'ils soient vus par le pilote en superposition avec le paysage. Les principaux symboles affichés sont, comme on peut le voir sur la figure 2, une maquette avion 10 , une ligne d'horizon artificiel 11 graduée en échelle de cap 12 et un réticule 13 matérialisant sous la forme d'un petit cercle ailé la position de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV.
La maquette avion 10 est fixe et placée sur la référence 30 longitudinale aéronef dans le plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef. Elle permet en liaison avec l'échelle de cap 12, qui défile sur la ligne d'horizon artificiel 11 en fonction du cap suivi, d'apprécier le cap suivi.
La ligne d'horizon artificiel 11 se déplace sous les indications du système de navigation pour coïncider avec la ligne d'horizon. Elle permet, en liaison avec la maquette avion 10, d'apprécier, de manière grossière, les assiettes longitudinale et latérale de l'aéronef.
Le réticule 13 en forme de petit cercle ailé qui matérialise la position de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV en route et en pente est mobile sur l'écran du viseur tête haute, sa position en hauteur au-dessus ou au-dessous de la ligne d'horizon artificielle 11 dépendant d'un angle de pente FPA et son' décalage latéral par rapport à la médiane du viseur tête haute passant par la maquette avion 10 dépendant d'un angle de route à
déterminés l'un et l'autre par le calculateur 6 du viseur tête haute.
Le calculateur 6 du viseur tête haute HUD détermine la position de la ligne d'horizon artificielle 11 et de l'échelle de cap avec laquelle elle est graduée à partir des indications d'assiettes longitudinale et latérale de l'aéronef données par la centrale de référence d'attitude et cap AHRS 1. Il détermine aussi la position du réticule 13 repérant l'extrémité du vecteur vitesse sol. Pour ce faire, il calcule l'angle de pente FPA et l'angle de route à du vecteur vitesse sol FPV.
Pour le calcul de l'angle de pente du vecteur vitesse sol il procède à partir de la vitesse verticale baro-inertielle VZB, et des vitesses horizontales est-ouest et nord-sud VEO et VNS par mise en oeuvre de la relation :
FPA = Arctg V=B' (1) z z vEo +Vtvs La vitesse verticale baro-inertielle VZB, est obtenue classiquement par hybridation de l'altitude barométrique ZB fournie par la centrale anémo-barométrique ADC 3 et de l'accélération verticale aZ fournie par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1, cette hybridation consistant à
intégrer l'accélération verticale aZ pour en déduire une vitesse verticale inertielle V,, et à combiner cette vitesse verticale inertielle à
l'information d'altitude barométrique ZB. Les vitesses horizontales est-ouest et nord-sud VEO et VNS sont fournies par le récepteur GPS au standard avionique.
La relation (1) met en avant le fait que la tangente de l'angle de pente FPA du vecteur vitesse sol FPV par rapport au plan horizontal repéré
par la ligne d'horizon artificielle 11 est égale au rapport de la composante verticale VZBi à la composante horizontale VEO +V,,S du vecteur vitesse sol FPV.
Pour le calcul de l'angle de route e du vecteur vitesse sol FPV le calculateur 6 du viseur tête haute procède à partir du cap magnétique `Pm fourni par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1, de l'angle de route vraie par rapport au nord géographique ArcrgVEo/VNS déduit des vitesses horizontàles sol VEO et VNs délivrées par le récepteur GPS 4, et d'une déclinaison magnétique decl tirée d'une table adressée au moyen de la localisation faite par le récepteur GPS 4, par mise en oeuvre de la lo relation :
0 = -`I',õ + Arctg Yfio - decl VNS
En effet, l'angle de route du vecteur vitesse sol FPV par rapport au nord géographique TRKõ est donné par la valeur de l'arctangente du rapport de la vitesse horizontale est-ouest VEO et de la vitesse horizontale nord-sud VNS
fournis par le récepteur GPS 4. Il faut en déduire l'angle de route 0 par rapport à la médiane verticale de l'écran du viseur tête haute passant par la maquette avion 10 c'est à dire par rapport à la référence horizontale 20 fuselage RHF de l'aéronef. Cela consiste, comme le montre la figure 3, à
soustraire, à l'angle de route TRKv référencé par rapport au nord géographique, l'angle de cap `Ym référencé par rapport au nord magnétique et la déclinaison magnétique decl comptée positivement vers l'est.
Pour procurer une précision globale satisfaisant les niveaux requis par les opérations en catégorie 3A ou 3B, on fait appel à une table précise de déclinaison magnétique dans laquelle on se repère grâce à la localisation procurée par le récepteur GPS 4 et à une information de cap magnétique Tm compensée au moyen d'un dispositif de compensation de masses magnétiques RMCU 7 équipant la boussole.
30 Le niveau de sécurité requis est atteint en faisant appel aux redondances existant entre les informations fournies par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1, la centrale anémo-barométrique ADC 3 et le récepteur de positionnement par satellites GPS 4, notamment à
l'information de vitesse verticale qui est délivrée à la fois par le récepteur de positionnement par satellites GPS 4 et par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, et en utilisant un récepteur de positionnement par satellites GPS équipé de dispositifs de type RAIM (Receiver Autonomous Integrity Monitoring) permettant un contrôle de l'intégrité, une prédiction de disponibilité ou d'intégrité des informations GPS en phase de préparation de vol et une confirmation de disponibilité ou d'intégrité des informations GPS
en début d'approche d'un terrain d'atterrissage.
Bien entendu, la présente invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit et représenté mais est susceptible de nombreuses 1o variantes accessibles à l'homme de l'art sans que l'on s'écarte de l'esprit de l'invention.
où decl est la déclinaison magnétique.
Elle a également pour objet un dispositif de surveillance et de guidage d'aéronef mettant en oeuvre le procédé précité et comportant une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS qui est équipée d'une boussole et qui délivre, entre autres, le cap magnétique `Ym et l'accélération verticale aZ, une centrale anémo-barométrique ADC fournissant, entre autres, la vitesse verticale barométrique VZB, un récepteur de positionnement par satellites GPS' au standard avionique délivrant en plus des coordonnées de position latitude, longitude et altitude, les vitesses horizontales est-ouest et nord-sud VEO et VNS, un viseur tête haute sur lequel est affiché une ligne d'horizon artificiel et le vecteur vitesse sol FPV, et un calculateur de viseur tête haute équipé :
- de moyens de calcul de la coordonnée angulaire verticale de pente FPA (Flight Path Angle) de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV par rapport de la ligne d'horizon artificiel au moyen de la relation :
FPA = Arctg V=B' v~.o +vNs où VZB, est la vitesse verticale baro-inertielle résultant d'une hybridation entre la vitesse verticale barométrique VZB délivrée par la centrale anémo-2o barométrique et l'accélération verticale aZ délivrée par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, et - de moyens de calcul de la coordonnée angulaire horizontale de route A de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV par rapport à la médiane verticale de l'écran du viseur tête haute symbolisant le plan vertical longitudinal médian de symétrie de l'aéronef au moyen de la relation :
0+Arctg -decl NS
où decl est la déclinaison magnétique.
30 Avantageusement, le dispositif comporte en outre un circuit de compensation de masses magnétiques RMCU (Remote Magnetic Compensator Unit) qui opère sur la boussole et qui permet d'affiner la mesure de cap magnétique en corrigeant l'influence des masses magnétiques de l'aéronef.
Avantageusement, le récepteur de positionnement par satellites GPS délivre également une information de vitesse verticale de l'aéronef qui est comparée avec l'information de vitesse verticale de l'aéronef déduite de mesures effectuées par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS
et par la centrale anémo-barométrique ADC pour réaliser un contrôle de bon fonctionnement.
Avantageusement, le récepteur de positionnement par satellite GPS est pourvu d'un dispositif de contrôle d'intégrité permettant de s'assurer de sa disponibilité aussi bien en phase de préparation de vol qu'en début lo d'approche pour un atterrissage.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description d'un mode de réalisation donné à titre d'exemple. Cette description sera faite ci-après en regard du dessin dans lequel :
- une figure 1 montre un schéma de principe d'un dispositif de guidage d'aéronef conforme à l'invention ;
- une figure 2 illustre les symboles principaux apparaissant sur l'écran d'un afficheur tête haute ; et - une figure 3 est un schéma illustrant la façon dont est obtenue la coordonnée angulaire de route de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV.
20 La figure 1 montre un système hybride de guidage pour aéronef à
base d'un pilote automatique et d'un viseur tête haute permettant de passer à moindre frais d'un niveau de certification 2 ou 3A au niveau de certification immédiatement inférieur 3A ou 3B. On y distingue deux sortes d'appareillages de guidage : une première sorte d'appareillages préexistants constituant les équipements de base d'un aéronef répondant à un niveau de certification 2 ou 3A et une deuxième sorte d'appareillages ajoutés pour passer au niveau de certification immédiatement inférieur 3A ou 3B.
Les appareillages préexistants constituant les équipements de base d'un aéronef répondant à un niveau de certification 2 ou 3A sont la 30 centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1 sans plate-forme inertielle, la boussole 2 et la centrale anémo-barométrique ADC 3.
La centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1 est un appareillage à bas coût par rapport à une centrale de classe inertielle IRS
qui fournit des indications d'attitude et de cap, et l'accélération verticale.
'>169fi86 La boussole 2 fournit le cap magnétique à la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1.
La centrale anémo-barométrique ADC 3 fournit des indications d'altitude et de vitesse verticale.
Les appareillages ajoutés pour le passage au niveau de certification immédiatement inférieur sont un récepteur de positionnement par satellites GPS' 4 au standard avionique, un viseur tête haute HUD 5 et son calculateur HUDC 6, et un compensateur de masse magnétique RMCU 7.
Le récepteur de positionnement par satellites GPS 4 a sa justification dans le fait qu'il apporte de grandes facilités à la localisation et par conséquent à la navigation d'un aéronef moderne. II ne fait pas de doute qu'il fera partie, à court ou moyen terme, des équipements de navigation de base d'un aéronef moderne. D'ailleurs, il existe dés maintenant un standard avionique pour récepteur GPS (le TSO C 129c1). Le récepteur GPS, délivre, en plus de la position en latitude, longitude et altitude, les vitesses verticale et horizontales est-ouest et nord-sud. Il fournit ces informations sur un support multi-récepteur type ARINC 429 de sorte qu'il n'est pas nécessaire de lui prévoir une sortie spécifique à chaque fois que l'on envisage de lui 2o donner une nouvelle utilisation.
Le viseur tête haute 5 est de type classique. II est constitué d'une plaque semi-transparente à travers laquelle le pilote voit le paysage et d'un système de projection permettant d'afficher des symboles sur la plaque semi-transparente pour qu'ils soient vus par le pilote en superposition avec le paysage. Les principaux symboles affichés sont, comme on peut le voir sur la figure 2, une maquette avion 10 , une ligne d'horizon artificiel 11 graduée en échelle de cap 12 et un réticule 13 matérialisant sous la forme d'un petit cercle ailé la position de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV.
La maquette avion 10 est fixe et placée sur la référence 30 longitudinale aéronef dans le plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef. Elle permet en liaison avec l'échelle de cap 12, qui défile sur la ligne d'horizon artificiel 11 en fonction du cap suivi, d'apprécier le cap suivi.
La ligne d'horizon artificiel 11 se déplace sous les indications du système de navigation pour coïncider avec la ligne d'horizon. Elle permet, en liaison avec la maquette avion 10, d'apprécier, de manière grossière, les assiettes longitudinale et latérale de l'aéronef.
Le réticule 13 en forme de petit cercle ailé qui matérialise la position de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV en route et en pente est mobile sur l'écran du viseur tête haute, sa position en hauteur au-dessus ou au-dessous de la ligne d'horizon artificielle 11 dépendant d'un angle de pente FPA et son' décalage latéral par rapport à la médiane du viseur tête haute passant par la maquette avion 10 dépendant d'un angle de route à
déterminés l'un et l'autre par le calculateur 6 du viseur tête haute.
Le calculateur 6 du viseur tête haute HUD détermine la position de la ligne d'horizon artificielle 11 et de l'échelle de cap avec laquelle elle est graduée à partir des indications d'assiettes longitudinale et latérale de l'aéronef données par la centrale de référence d'attitude et cap AHRS 1. Il détermine aussi la position du réticule 13 repérant l'extrémité du vecteur vitesse sol. Pour ce faire, il calcule l'angle de pente FPA et l'angle de route à du vecteur vitesse sol FPV.
Pour le calcul de l'angle de pente du vecteur vitesse sol il procède à partir de la vitesse verticale baro-inertielle VZB, et des vitesses horizontales est-ouest et nord-sud VEO et VNS par mise en oeuvre de la relation :
FPA = Arctg V=B' (1) z z vEo +Vtvs La vitesse verticale baro-inertielle VZB, est obtenue classiquement par hybridation de l'altitude barométrique ZB fournie par la centrale anémo-barométrique ADC 3 et de l'accélération verticale aZ fournie par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1, cette hybridation consistant à
intégrer l'accélération verticale aZ pour en déduire une vitesse verticale inertielle V,, et à combiner cette vitesse verticale inertielle à
l'information d'altitude barométrique ZB. Les vitesses horizontales est-ouest et nord-sud VEO et VNS sont fournies par le récepteur GPS au standard avionique.
La relation (1) met en avant le fait que la tangente de l'angle de pente FPA du vecteur vitesse sol FPV par rapport au plan horizontal repéré
par la ligne d'horizon artificielle 11 est égale au rapport de la composante verticale VZBi à la composante horizontale VEO +V,,S du vecteur vitesse sol FPV.
Pour le calcul de l'angle de route e du vecteur vitesse sol FPV le calculateur 6 du viseur tête haute procède à partir du cap magnétique `Pm fourni par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1, de l'angle de route vraie par rapport au nord géographique ArcrgVEo/VNS déduit des vitesses horizontàles sol VEO et VNs délivrées par le récepteur GPS 4, et d'une déclinaison magnétique decl tirée d'une table adressée au moyen de la localisation faite par le récepteur GPS 4, par mise en oeuvre de la lo relation :
0 = -`I',õ + Arctg Yfio - decl VNS
En effet, l'angle de route du vecteur vitesse sol FPV par rapport au nord géographique TRKõ est donné par la valeur de l'arctangente du rapport de la vitesse horizontale est-ouest VEO et de la vitesse horizontale nord-sud VNS
fournis par le récepteur GPS 4. Il faut en déduire l'angle de route 0 par rapport à la médiane verticale de l'écran du viseur tête haute passant par la maquette avion 10 c'est à dire par rapport à la référence horizontale 20 fuselage RHF de l'aéronef. Cela consiste, comme le montre la figure 3, à
soustraire, à l'angle de route TRKv référencé par rapport au nord géographique, l'angle de cap `Ym référencé par rapport au nord magnétique et la déclinaison magnétique decl comptée positivement vers l'est.
Pour procurer une précision globale satisfaisant les niveaux requis par les opérations en catégorie 3A ou 3B, on fait appel à une table précise de déclinaison magnétique dans laquelle on se repère grâce à la localisation procurée par le récepteur GPS 4 et à une information de cap magnétique Tm compensée au moyen d'un dispositif de compensation de masses magnétiques RMCU 7 équipant la boussole.
30 Le niveau de sécurité requis est atteint en faisant appel aux redondances existant entre les informations fournies par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS 1, la centrale anémo-barométrique ADC 3 et le récepteur de positionnement par satellites GPS 4, notamment à
l'information de vitesse verticale qui est délivrée à la fois par le récepteur de positionnement par satellites GPS 4 et par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, et en utilisant un récepteur de positionnement par satellites GPS équipé de dispositifs de type RAIM (Receiver Autonomous Integrity Monitoring) permettant un contrôle de l'intégrité, une prédiction de disponibilité ou d'intégrité des informations GPS en phase de préparation de vol et une confirmation de disponibilité ou d'intégrité des informations GPS
en début d'approche d'un terrain d'atterrissage.
Bien entendu, la présente invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit et représenté mais est susceptible de nombreuses 1o variantes accessibles à l'homme de l'art sans que l'on s'écarte de l'esprit de l'invention.
Claims (7)
1. Procédé de surveillance et de guidage d'aéronef pour atterrissage de précision appliqué à un aéronef pourvu d'une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS (1) qui est équipée d'une boussole (2) et qui délivre un cap magnétique .PSI.m et une accélération verticale a z, d'une centrale anémo-barométrique ADC (3) fournissant une altitude barométrique Z B, d'un récepteur de positionnement par satellites GPS (4) au standard avionique délivrant en plus des coordonnées de position latitude, longitude et altitude, des vitesses horizontales est-ouest et nord-sud V EO et V NS, et d'un viseur tête haute HUD (5) sur lequel est affiché une ligne d'horizon artificiel (11) et un vecteur vitesse sol FPV (13), caractérisé en ce qu'il consiste à situer l'extrémité
du vecteur vitesse sol FPV sur le viseur tête haute HUD (5) au moyen de deux coordonnées angulaires, l'une verticale d'angle de pente FPA référencée par rapport à la ligne d'horizoh artificiel (11) et tirée de la relation:
où V ZBI est une vitesse verticale baro-inertielle résultant d'une hybridation entre l'altitude barométrique Z B délivrée par la centrale anémo-barométrique ADC et l'accélération verticale a z délivrée par la centrale de cap et d'assiette AHRS, l'autre horizontale d'angle de route à référencée par rapport à la médiane verticale (14) de l'écran du viseur tête haute symbolisant le plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef et tirée de la relation:
où decl est la déclinaison magnétique.
du vecteur vitesse sol FPV sur le viseur tête haute HUD (5) au moyen de deux coordonnées angulaires, l'une verticale d'angle de pente FPA référencée par rapport à la ligne d'horizoh artificiel (11) et tirée de la relation:
où V ZBI est une vitesse verticale baro-inertielle résultant d'une hybridation entre l'altitude barométrique Z B délivrée par la centrale anémo-barométrique ADC et l'accélération verticale a z délivrée par la centrale de cap et d'assiette AHRS, l'autre horizontale d'angle de route à référencée par rapport à la médiane verticale (14) de l'écran du viseur tête haute symbolisant le plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef et tirée de la relation:
où decl est la déclinaison magnétique.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la déclinaison magnétique est tirée d'une table de déclinaison magnétique dans laquelle on se repère grâce à la localisation fournie par le récepteur de positionnement par satellites GPS (4).
3. Procédé selon la revendication 1, appliqué à un aéronef pourvu d'un récepteur de positionnement par satellites GPS (4) délivrant une information de vitesse verticale, caractérisé en ce que l'intégrité des équipements est testée par une comparaison des informations de vitesse verticale délivrées par la centrale de référence d'attitude AHRS (1) associée à la centrale anémo-barométrique ADC (3) et par le récepteur de positionnement par satellites GPS (4).
4. Dispositif de surveillance et de guidage d'aéronef comportant une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS (1) qui est équipée d'une boussole (2) et qui délivre un cap magnétique .PSI.m et une accélération verticale a z, une centrale anémo-barométrique ADC (3) fournissant une altitude barométrique Z B, un récepteur de positionnement par satellites (4) au standard avionique délivrant en plus des coordonnées de position latitude, longitude et altitude, des vitesses horizontales est-ouest et nord-sud V EO et V NS, un viseur tête haute HUD (5) sur lequel est affiché une ligne d'horizon artificiel (11) et le vecteur vitessesol FPV (13), et un calculateur (6) de viseur tête haute caractérisé en ce que ledit calculateur (6) comporte:
- des premiers moyens de calcul d'une coordonnée angulaire verticale de pente FPA de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV par rapport à
la ligne d'horizon artificiel (11) par mise en oeuvre de la relation:
où V ZBI est une vitesse verticale baro-inertielle résultant d'une hybridation entre l'altitude barométrique Z B délivrée par la centrale anémo-barométrique ADC
(3) et l'accélération verticale a z délivrée par la centrale de cap et d'assiette AHRS
(1), et - des deuxièmes moyens de calcul de la coordonnée angulaire horizontale de route .DELTA. de l'extrémité du vecteur vitesse sol par rapport à la médiane verticale de l'écran du viseur tête haute HUD (5), qui symbolise le plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef, mettant en oeuvre la relation:
où decl est la déclinaison magnétique.
- des premiers moyens de calcul d'une coordonnée angulaire verticale de pente FPA de l'extrémité du vecteur vitesse sol FPV par rapport à
la ligne d'horizon artificiel (11) par mise en oeuvre de la relation:
où V ZBI est une vitesse verticale baro-inertielle résultant d'une hybridation entre l'altitude barométrique Z B délivrée par la centrale anémo-barométrique ADC
(3) et l'accélération verticale a z délivrée par la centrale de cap et d'assiette AHRS
(1), et - des deuxièmes moyens de calcul de la coordonnée angulaire horizontale de route .DELTA. de l'extrémité du vecteur vitesse sol par rapport à la médiane verticale de l'écran du viseur tête haute HUD (5), qui symbolise le plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef, mettant en oeuvre la relation:
où decl est la déclinaison magnétique.
5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif de compensation de masses magnétique RMCU (7) corrigeant l'erreur de la boussole (2) induite par l'influence des masses magnétiques de l'aéronef.
6. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit dispositif comprend un récepteur de positionnement par satellites GPS
(4) pourvu d'un dispositif de contrôle d'intégrité.
(4) pourvu d'un dispositif de contrôle d'intégrité.
7. Dispositif selon la revendication 4, pourvu d'un récepteur de positionnement par satellites GPS (4) délivrant une information de vitesse verticale, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de comparaison des informations de vitesse verticale délivrées par le récepteur de positionnement par satellites GPS (4) et par la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS
(1) associée à la boussole (2) testant l'intégrité des équipements.
(1) associée à la boussole (2) testant l'intégrité des équipements.
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|---|---|---|---|---|
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| US6064335A (en) * | 1997-07-21 | 2000-05-16 | Trimble Navigation Limited | GPS based augmented reality collision avoidance system |
| US5977884A (en) * | 1998-07-01 | 1999-11-02 | Ultradata Systems, Inc. | Radar detector responsive to vehicle speed |
| SE513291C2 (sv) | 1998-12-18 | 2000-08-21 | Ericsson Telefon Ab L M | Elektronisk kompass med kompensering för missvisning, förfarande för att kompensera missvisningen och radiokommunikationssystem för genomförande av förfarandet |
| WO2000065423A2 (fr) * | 1999-04-01 | 2000-11-02 | Price Ricardo A | Affichages pour instruments de vol electroniques |
| DE60016748T2 (de) * | 1999-05-14 | 2005-12-08 | Honeywell International Inc. | Verfahren und vorrichtung zur bestimmung der vertikalgeschwindigkeit eines flugzeugs |
| FR2815145B1 (fr) * | 2000-10-06 | 2003-10-31 | Sagem | Procede et systeme de navigation pour aeronef, notamment en phase d'approche |
| US6573841B2 (en) | 2001-04-02 | 2003-06-03 | Chelton Flight Systems Inc. | Glide range depiction for electronic flight instrument displays |
| US6693558B2 (en) * | 2001-06-18 | 2004-02-17 | Innovative Solutions & Support, Inc. | Aircraft flat panel display system |
| US6684157B2 (en) * | 2001-12-06 | 2004-01-27 | Yazaki North America, Inc. | Method and system for interfacing a global positioning system, other navigational equipment and wireless networks with a digital data network |
| FR2852689B1 (fr) * | 2003-03-20 | 2005-06-10 | Airbus France | Procede et indicateur pour afficher des informations illustrant des marges de vitesse sur un aeronef |
| US7251550B2 (en) * | 2003-10-01 | 2007-07-31 | Honeywell International Inc. | Aircraft accessory monitor |
| GB0424491D0 (en) * | 2004-11-05 | 2004-12-08 | Qinetiq Ltd | Airspace separation control and collision avoidance |
| US7501981B2 (en) * | 2005-11-18 | 2009-03-10 | Texas Instruments Incorporated | Methods and apparatus to detect and correct integrity failures in satellite positioning system receivers |
| FR2897840B1 (fr) * | 2006-02-27 | 2009-02-13 | Eurocopter France | Procede et dispositif de traitement et de visualisation d'informations de pilotage d'un aeronef |
| FR2904706B1 (fr) * | 2006-08-02 | 2014-06-06 | Airbus France | Procede et dispositif pour determiner une hauteur de decision lors d'une approche autonome d'un aeronef. |
| US8111920B2 (en) * | 2006-10-16 | 2012-02-07 | Sandel Avionics, Inc. | Closed-loop integrity monitor |
| US9189195B2 (en) | 2006-10-16 | 2015-11-17 | Sandel Avionics, Inc. | Integrity monitoring |
| KR101370241B1 (ko) * | 2006-10-20 | 2014-03-05 | 알레니아 아르마치 에스.피.에이. | 항공기 비행 파라미터들의 전자 디스플레이 장치 |
| US7948403B2 (en) * | 2007-12-04 | 2011-05-24 | Honeywell International Inc. | Apparatus and method for aligning an aircraft |
| KR20100070973A (ko) * | 2008-12-18 | 2010-06-28 | 박호철 | 헤드업 디스플레이 내비게이션 장치, 시스템 및 서비스 구현방법 |
| US9845734B2 (en) | 2011-04-20 | 2017-12-19 | Honeywell International Inc. | Air turbine start system with monopole starter air valve position |
| US8918234B2 (en) | 2012-09-17 | 2014-12-23 | Bell Helicopter Textron Inc. | Landing point indication system |
| CN106054909A (zh) * | 2016-06-28 | 2016-10-26 | 江苏中科院智能科学技术应用研究院 | 一种适用小型无人机的飞控设备 |
| CN107272740B (zh) * | 2017-07-28 | 2021-02-09 | 北京航天光华电子技术有限公司 | 一种新型四旋翼无人机控制系统 |
| CN114167888B (zh) * | 2021-11-19 | 2023-06-20 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种滑翔高超声速飞行器末端位置和速度控制方法 |
| CN114370869B (zh) * | 2021-12-24 | 2023-09-12 | 中国船舶重工集团公司七五0试验场 | 一种固定双桨驱动的无人水面艇自定位方法 |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3967799A (en) * | 1972-11-17 | 1976-07-06 | Sundstrand Data Control, Inc. | Head up display and pitch generator |
| US4104612A (en) * | 1977-02-03 | 1978-08-01 | Mcdonnell Douglas Corporation | Head-up display command bar generator |
| US4368517A (en) * | 1978-03-16 | 1983-01-11 | Bunker Ramo Corporation | Aircraft landing display system |
| US4247843A (en) * | 1978-08-23 | 1981-01-27 | Sperry Corporation | Aircraft flight instrument display system |
| FR2487505A1 (fr) * | 1980-07-23 | 1982-01-29 | Dassault Avions | Dispositif d'assistance au pilotage d'un vehicule aerien |
| US4454496A (en) * | 1980-10-30 | 1984-06-12 | Mcdonald Douglas Corporation | Conformal head-up display |
| JPH0260897A (ja) * | 1988-08-29 | 1990-03-01 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 自動着陸装置 |
| US4999780A (en) * | 1989-03-03 | 1991-03-12 | The Boeing Company | Automatic reconfiguration of electronic landing display |
| DE4109016C2 (de) * | 1991-03-20 | 1994-10-06 | Dornier Luftfahrt | Anzeigeinstrument für Luftfahrzeuge zur Darstellung der Fluglage, insbesondere der Roll- und Nicklage bzw. des Flugbahnwinkels |
| DE4140406C2 (de) * | 1991-12-07 | 1998-09-03 | Daimler Benz Aerospace Ag | Verfahren zur Orientierung, Navigation, Führung und Überwachung von Flugzeugen |
| US5406489A (en) * | 1992-07-10 | 1995-04-11 | Unisys Corporation | Instrument for measuring an aircraft's roll, pitch, and heading by matching position changes along two sets of axes |
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