022 IB ATPL Tome 2 DRAFT.pdf

Automatismes de conduite

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I - Abréviations – Dénominations

 PA (français)  AP (anglais) : pilote automatique – autopilot  DV (français)  FD (anglais) : directeur de vol – flight director  CADV : Commande Automatique du vol (français)  AFCS : Auto Flight Control System (anglais). Il s’agit de l’ensemble pilote automatique / directeur de vol / automanette ou autopoussée.

T

Chez certains constructeurs, la CADV porte des dénominations particulières :  BOEING : AFDS : Auto Flight Director System

AF

 AIRBUS : Chez ce constructeur, les fonctions AFCS sont le plus souvent assurées par un calculateur intégrant également d’autres fonctionnalités : le FMGC (Flight Management and Guidance Computer) assure en effet les fonctions de gestion du vol (flight management) et AFCS (flight guidance).

R

 A/T (Autothrottle) ou ATS (Auto Throttle System) : Automanette : Le contrôle automatique de la poussée est assuré par des servomoteurs qui déplacent les manettes des gaz.  A/THR (Autothrust) : Autopoussée : Le contrôle automatique de la poussée se fait en aval des manettes des gaz sans retour à celles-ci : il n’y a donc pas de mouvement automatique des manettes.  MCP (Mode Control Panel) : Il s’agit du panneau de commande commun au pilote automatique, au directeur de vol et à l’automanette/autopoussée.

D

© Institut Aéronautique JEAN MERMOZ La photocopie non autorisée est un délit

L’utilisation de ces systèmes automatiques implique la connaissance d’un grand nombre d’abréviations. Afin de nous familiariser avec celles-ci, en voici une première série :

Chez certains constructeurs, il peut porter une dénomination différente :  BOEING anciens : MSP : Mode Select Panel  AIRBUS : FCU : Flight Control Unit

FCU AIRBUS A320

MCP BOEING 747-400 7

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 FMA (Flight Mode Annonciator) : Annonciateur de modes du pilote automatique, du directeur de vol et de l’automanette / autopoussée. Il est présenté en haut de l’image du PFD (Primary Flight Display) ou à proximité de l’ADI (Attitude Director Indicator) sur les avions à instrumentation mécanique.


FMA du Boeing 777

A - Liste des automatismes de conduite Pilote automatique

AF

1.

T

II - Présentation

au de de de

R

Le pilote automatique agit autour d’un ou de plusieurs axes de l’avion. Il assure moins une stabilisation sur les axes contrôlés, c’est-à-dire qu’il contrôle la position l’avion par rapport à son centre de gravité. Il peut également souvent assurer un guidage pour contrôler la trajectoire l’avion ou sa vitesse. C’est un système dit « ACTIF » car il agit directement sur les commandes l’avion.

2.

D

Point réglementaire : D’après l’EU-OPS 1.655 : Équipements additionnels pour les vols en IFR ou de nuit avec un seul pilote : « L’exploitant n’exploite un avion en vol IFR monopilote que si l’avion dispose d’un pilote automatique pouvant maintenir au moins l’altitude et le cap. » Automanette / Autopoussée

L’automanette ou l’autopoussée affichent la poussée nécessaire à chaque phase de vol. Elles peuvent fonctionner en modes POUSSEE FIXE, VITESSE ou MACH. Ce sont également des systèmes actifs. 3.

Amortisseur de lacet (Yaw Damper)

Cet automate (automatisme ne nécessitant pas d’entrée du pilote) équipe les avions sensibles au roulis hollandais. Il braque la ou les gouverne(s) de direction pour le contrer. 4.

Compensateur automatique de profondeur « Trim automatique »

Il s’agit de la commande électrique du compensateur de profondeur par le pilote automatique. 5.

Trims suivant les conditions de vol (Mach Trim, Trim d’incidence)

Dans certaines conditions de vol où les commandes ne réagissent pas de manière habituelle, une compensation en profondeur adaptée et non-commandée par le pilote permet de restituer un comportement normal de l’avion.

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6.

Contre panne moteur

Sur les avions les plus récents, une aide au traitement de la panne moteur est fournie au pilote sous la forme d’un braquage adapté et automatique de la (des) gouverne(s) de direction. Contrôle du domaine de vol

Les avions de dernière génération sont équipés de commandes de vol électriques. Les ordres de pilotage du pilote sont envoyés à des calculateurs qui les traduisent en braquages des gouvernes. Cependant, ces ordres de braquage seront limités par le calculateur de manière à rester dans le domaine de vol prédéfini. Il existe ainsi diverses protections : assiette, inclinaison, facteur de charge, vitesse, incidence. B - Système d’aide à la conduite Directeur de vol

T

Le directeur de vol indique au pilote, au travers d’une symbologie présentée sur l’ADI/EADI/PFD, l’inclinaison et l’assiette à adopter pour suivre une trajectoire sélectionnée. Il s’agit ici d’un système PASSIF car les ordres de pilotage ne sont pas transmis aux gouvernes mais présentés au pilote. Dans le cadre d’un directeur de vol à barres de tendance, la référence de travail est la maquette avion, fixe par rapport à l’avion, et non la ligne d’horizon. Le but est d’amener le point de maquette avion à l’intersection des deux barres à l’aide des commandes de l’avion : « on va chercher les barres ».

AF

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R

Attention : Le fait que les barres DV soient centrées signifie que l’avion suit la trajectoire calculée par le calculateur DV, pas forcément qu’il est sur un axe VOR / ILS… Le DV ne donne pas d’information de position !

Axe à suivre

D


7.

Axe à suivre

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III - Calcul de la poussée A - Avions d’ancienne génération


Sur les avions de génération ancienne, jusqu’à trois calculateurs permettent une gestion de la poussée.

N1/EPR

Calculateur

Calculateur

N1/EPR calculé

N1/EPR limite

Automanette

T

Calculateur

Entrées :  IAS/Mach cible  N1/EPR cible  Configuration avion  Accélération  Vitesse verticale  Hauteur radiosonde  IAS/Mach actuel

Entrées :  N1/EPR calculé  N1/EPR limite  N1/EPR actuel  Vitesse de mouvement des manettes des gaz

R

AF

Entrées :  N1/EPR calculé  Mode N1/EPR limite sélecté au TRP(*)  Prélèvements d’air moteurs  Altitude pression  totale  Nombre de Mach  VMO/MMO

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(*) : Thrust Rating Panel

1. Le calculateur de N1/EPR calculé élabore un ordre de poussée pour acquérir et maintenir automatiquement une vitesse indiquée (IAS), un nombre de Mach ou une poussée, fixe en fonction des modes choisis par le pilote sur le MCP. Il utilise pour cela : - Des informations de configuration avion (position train/volets) afin de déterminer quel ralenti est applicable - Des éléments de vitesse/accélération verticale pour anticiper les variations de poussée nécessaires aux changements de trajectoire verticale - La hauteur radiosonde pour déclencher la commande du ralenti vol dans le cadre de l’atterrissage automatique - La vitesse indiquée ou le nombre de Mach actuel afin de calculer des écarts entre les valeurs cible et les valeurs actuelles 2. Le calculateur de N1/EPR limite élabore une limite de poussée correspondant à la phase de vol actuelle sélectionnée par le pilote sur un panneau de commande, le TRP (Thrust Rating Panel). Il place souvent un repère représentant le N1/EPR limite sélectionné sur les indicateurs. Pour effectuer ses calculs, le calculateur utilise : - Le N1/EPR calculé afin de le limiter - Le mode N1/EPR sélecté par le pilote au TRP - Des informations concernant l’utilisation ou non des différents prélèvements d’air moteur (anti-givrage des nacelles moteur et/ou des ailes, groupes de 10

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-

conditionnement d’air…). En effet, en cas d’utilisation de ceux-ci, il convient de réduire le régime moteur maximal afin de ne pas dépasser les limitations. L’altitude pression et la température totale (TAT) afin de calculer la densité de l’air et de moduler le N1/EPR maxi en fonction. Le nombre de Mach et VMO/MMO

a) De l’écart entre le N1/EPR calculé et le N1/EPR actuel sans dépasser le N1/EPR limite. b) De la vitesse de déplacement des manettes, ce qui lui permet d’anticiper l’arrêt de leur mouvement à l’approche de la position souhaitée. Ce retour d’asservissement en vitesse sur la position manette joue le rôle de réseau correcteur de type proportionnel dérivée (PD).

Pilote

FADEC / EEC

ou

o u

ou u

FMS

AF

Pilote

T

B - Avions de nouvelle génération

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o MCP

A/T

N1/EPR limite

R

FMS

Trois cas de figure se présentent :

1. Le pilote commande la poussée manuellement en agissant sur les manettes des gaz. La position des manettes est traduite en signaux électriques transmis aux FADEC (Full Authority Digital Engine Control) également appelés chez d’autres constructeurs EEC (Electronic Engine Control).

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3. Le calculateur automanette élabore un ordre de position manette en fonction :

Le FADEC / EEC est un calculateur situé dans la nacelle moteur dont le but est d’assurer un pilotage global du moteur. Pour des raisons de fiabilité, il comporte généralement deux canaux redondants. -

Il définit un N1 ou un EPR maximal en fonction des conditions du jour (température, pression…) correspondant à la butée avant des manettes ; il assure ainsi une protection des limitations du moteur.

-

Il traduit la position manette en une cible de N1 ou d’EPR à atteindre : gestion de la poussée.

-

Il est capable de réaliser une mise en route totalement automatique et d’effectuer les actions correctives si nécessaire (coupure de l’alimentation carburant et de l’allumage, déclenchement d’une ventilation etc…). Dans le cas d’une mise en route manuelle, il assure une surveillance des paramètres. Il calcule des poussées limites pour l’automanette ou l’autopoussée pour chaque phase de vol en collaboration avec le FMS.

-

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2. Le pilote commande la poussée via l’automanette ou l’autopoussée en sélectionnant les modes et les cibles de vitesse / Mach ou poussée au MCP ; on parle alors de modes « sélectés » par le pilote. Dans ce cas, le FADEC/EEC définit, en relation avec le FMS, un N1/EPR limite correspondant à la phase de vol actuelle.


3. Le pilote laisse au FMS la gestion de la poussée via l’automanette ou l’autopoussée ; ceci résulte d’une sélection pilote au MCP. On parle alors de modes « managés » par le FMS. De même que, dans le cas précédent, le FADEC/EEC définit, en relation avec le FMS, un N1/EPR limite correspondant à la phase de vol actuelle.

III - Automanette et Autopoussée Ces systèmes actifs assurent un contrôle automatique de la poussée des moteurs.

T

A - Description  Automanette (A/T) : Le calculateur agit en amont des manettes des gaz ; celles-ci se déplacent donc sous son action.

AF

Ce système comporte un retour d’asservissement en vitesse sur la position manette :

d(TLA) Avec TLA (Thrust Lever Angle) la position manette. dt

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Ce retour d’asservissement permet d’anticiper l’arrêt du mouvement des manettes avant qu’elles n’atteignent la position souhaitée par le calculateur.

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Cette technologie est apparue en premier et est présente sur la majorité des avions de ligne (AIRBUS à partir de l’A320 exceptés). Elle présente l’avantage de conserver une correspondance entre la position des manettes et la poussée actuelle délivrée par les moteurs. Par contre, son entretien est couteux et relativement fastidieux (étalonnage nécessaire).  Autopoussée (A/THR) : Le calculateur agit en aval des manettes des gaz ; celles-ci ne se déplacent donc jamais automatiquement. L’équipage les place dans des crans correspondant aux différentes poussées limites nécessaires au vol (Poussée de décollage, Poussée maximum continue, Poussée de montée). Il n’y a pas de retour d’asservissement sur la position manette. Cette technologie a été introduite par AIRBUS à partir de l’A320 afin de réduire notamment les coûts de maintenance et le poids du système de contrôle automatique de la poussée. Il est à noter, pour le pilote, que, quand l’autopoussée est engagée, il n’y a plus de relation entre la position manette et la poussée actuelle. La poussée ne peut simplement pas dépasser la position manette actuelle (il existe cependant une exception que nous verrons plus loin). Pour connaître la poussée actuelle des moteurs, le pilote doit consulter l’écran central supérieur (E/WD : Engine / Warning Display).

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Position manette actuelle N1 TOGA (butée avant) N1 maximum certifié

Nota : Le régime N1 TOGA (Takeoff – Go around) est le régime maximum autorisé par le calculateur de gestion moteur FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Il correspond donc à la butée mécanique avant des manettes. Par contre, la valeur de ce régime définie par le FADEC dépend des conditions du jour (Température, Pression…). On constate donc, là encore, qu’à une position manette donnée peuvent correspondre plusieurs régimes moteurs différents !

 Etats de l’automanette

AF

1 - Avions équipés d’une automanette

T

B - Modes de fonctionnement

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L’engagement / désengagement de l’automanette est indépendant de celui du pilote automatique et du directeur de vol. L’état d’engagement de l’automanette dépend de la position de l’interrupteur d’armement.

R

En position OFF, l’automanette est complètement désactivée, y compris ses modes de protection. En position ARM, l’automanette est d’abord en attente (armée). Ses modes de protection sont disponibles et il est possible de l’engager par une pression sur les « TO/GA switches » situés sur les manettes des gaz (voir ci-après) ou via un poussoir adéquat sur le MCP.

D


N1 actuel

Désengagement : Pour désengager l’automanette, deux boutons poussoirs sont disponibles de part et d’autre des manettes des gaz de manière à pouvoir être accessibles au pouce. L’action sur ces poussoirs ne désarme pas l’automanette. Pour une déconnection définitive, on place l’interrupteur d’armement sur OFF.

Poussoir de désengagement automanette

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On distingue deux types de modes automanette / autopoussée : 

Modes principaux : a. Acquisition et maintien d’une vitesse ou d’un nombre de Mach (Modes poussée variable) Mode SPEED (SPD) :


Acquisition et maintien d’une vitesse indiquée cible sélectée par le pilote ou définie par le FMS (Flight Management System – Système de gestion du vol) par adaptation de la poussée des moteurs. Sur certains Boeing, l’intitulé du mode visible au FMA est « MCP SPD » si le pilote a sélectionné la vitesse cible au MCP, mode dit « sélecté ». On aurait « FMC SPD » si la cible de vitesse était définie par le FMS, mode dit « managé ». Mode MACH :

T

Acquisition et maintien d’un nombre de Mach cible sélecté par le pilote ou défini par le FMS (Flight Management System – Système de gestion du vol) par adaptation de la poussée des moteurs.

AF

b. Acquisition et maintien d’une poussée fixe

D

R

Mode décollage et montée à poussée fixe (THR REF, N1, EPR) Le calculateur N1/EPR limit ou le FADEC (en collaboration avec le FMS) définit un N1 ou un EPR maximal admissible au décollage en fonction des conditions du jour (température, pression…). Dans le cas où les performances maximales de l’avion sont requises (piste courte, obstacles dans la trajectoire d’envol, masse avion élevée etc…), on utilisera cette poussée pour le décollage. Par contre, on constate que l’utilisation d’une poussée réduite au décollage est souvent possible ; on parle alors de « derated takeoff » ou de « flexible takeoff ». Le fait de réduire la poussée au décollage permet de réduire l’usure des moteurs et ainsi d’augmenter leur durée de vie, de réduire les nuisances sonores, la consommation de carburant etc… On obtient cette poussée réduite en insérant une température fictive généralement par le biais du MCDU (Multipurpose Control and Display Unit) du FMS. Les FADEC des moteurs, en cas de températures extérieures élevées, réduisent le régime maximum des moteurs pour empêcher tout dépassement des températures limites de fonctionnement. Dans le cas d’un décollage à poussée réduite, on insère volontairement une température faussement élevée afin que le FADEC calcule un régime maximum réduit. La valeur de réduction de poussée ne devra jamais excéder 25% de la poussée de décollage du jour. Sur certains avions, il existe également des poussées forfaitairement réduites (5%, -10% etc…).



Réalisation d’un décollage assisté par l’automanette

Le pilote a armé, c’est-à-dire autorisé, l’engagement de l’automanette à l’aide de l’interrupteur ci-contre situé sur le MCP. Il a engagé l’automanette à l’aide des « TO/GA switches » situés sur les manettes des gaz ou grâce à un bouton poussoir sur le MCP. 14

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Colonne des modes automanette du FMA

T

A l’engagement de l’automanette, un message THR REF (poussée de référence), N1 ou EPR apparaît, encadré pendant environ 10 secondes pour attirer l’attention de l’équipage. Ce message, présenté en première ligne en vert dans la colonne des modes automanette signifie que celle-ci actionne les manettes de gaz pour acquérir et maintenir le N1 ou l’EPR limite défini par l’équipage pour le décollage. Cette limite ne concerne que l’automanette et peut être dépassée par une action manuelle sur les manettes des gaz.

AF

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Mode de limitation N1 sélectionné pour le décollage

température fictive

Température totale N1 limite actuel

R

N1 actuel

N1 maximum certifié N1 butée avant manettes N1 limite actuel N1 commandé par la position manette

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TOGA switches

N1 actuel

Sur l’écran EICAS supérieur (Engine Indicating and Crew Alert System) du quadrimoteur ci-dessus, on est au début d’un décollage à poussée réduite (affichage DTO, derated takeoff) par une température fictive de +43°C (alors que la température extérieure n’est que de -14°C). En cas de décollage à pleine poussée, on aurait un simple affichage TO. Le N1 limite correspondant à cette température fictive et calculé par le FADEC (en collaboration avec le FMS) est de 95,2%. Ici, les manettes sont en train de s’avancer vers le N1 limite : la position manette actuelle correspond à un N1 d’environ 90% alors que le N1 actuel, en retard sur le N1 commandé par la position manette, est de 85,4%.

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Une fois les paramètres stabilisés, le N1 limite est atteint par la position manette et par le N1 actuel comme indiqué sur l’image ci-contre.


Nota : Il est toujours possible, en cas de nécessité, de surpasser l’automanette et d’amener les manettes en butée mécanique avant afin d’obtenir le N1 maximum disponible (repère ambre). Mode HOLD ou ARM

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A une vitesse de l’ordre de 65 à 80kts, pendant l’accélération au décollage, l’automanette passe des modes THR REF (référence de poussée), N1 ou EPR au mode HOLD. Cet affichage signifie que les servomoteurs ne sont plus alimentés électriquement. Les manettes conservent donc leur dernière position, sauf si l’équipage les déplace. Sur certains avions, on rencontre plutôt un affichage ARM blanc qui est équivalent.

D

R

AF

Ce mode est notamment utile au décollage en cas d’accélération-arrêt : à la décision d’arrêter le décollage, le pilote ramène les manettes au ralenti et est certain que l’automanette ne les ré-avancera pas en position décollage si elles sont relâchées. Il peut également s’engager dans le cas d’une descente où le pilote automatique et/ou le directeur de vol maintiennent une vitesse ou un nombre de Mach cibles en ajustant l’assiette. Le pilote peut ainsi faire varier la vitesse verticale en ajustant la poussée. A une certaine hauteur après le décollage, les modes THR REF (référence de poussée), N1 ou EPR se réengagent puisqu’un arrêt-décollage n’est plus envisageable et que la poussée peut nécessiter un réajustement. A une deuxième hauteur spécifique prédéfinie par le pilote via le FMS (hauteur de réduction – généralement 1500ft/sol), le N1/EPR limite du décollage est remplacé par le N1/EPR limite de montée : l’affichage TO ou D-TO est remplacé par CLB (climb – montée) et les manettes reculent vers le nouveau régime limite. Mode IDLE (Ralenti)

La poussée fixe commandée est le ralenti de la phase de vol actuelle. Ce mode intervient en descente et en phase d’arrondi pendant l’atterrissage automatique. Mode THR (Thrust – Poussée Ajustée) Le FMS calcule le niveau de poussée requis pour maintenir une vitesse verticale prédéterminée.

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Sélection du N1/EPR limite : Comme nous l’avons vu ci-dessus, la sélection du N1/EPR limite est automatique mais il est également possible, via une page du MCDU du FMS, de le faire manuellement. Mode N1 limite actuellement sélectionné

Valeur du N1 limite sélectionné Modes N1 limite sélectionnables pour la montée (devient actif après la hauteur de réduction prédéfinie par le pilote en page TAKEOFF).

indique le mode sélectionné pour le décollage. indique le mode armé pour la montée.

T

Nota : Les modes CLB1 et CLB2 sont des poussées de montée forfaitairement réduites. L’écart entre CLB et CLB1/CLB2 diminue avec l’altitude jusqu’à s’annuler à 15000ft.

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AF

Après la hauteur de réduction (ici le mode N1 limite CLB1 a remplacé le mode D-TO)

N1 limites sélectionnables : Poussée de remise de gaz (go around) Poussée maximale continue

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Poussée maximale de croisière (cruise)

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Insertion d’une température fictive Modes N1 limite sélectionnables pour le décollage. -5% et -15% sont des modes de réduction de poussée forfaitaires.

A retenir : Le N1/EPR limite devient automatiquement GA (go around – remise de gaz) : -



A la sortie des volets A la capture du glideslope (plan de descente) de l’ILS

Modes / Fonctions secondaires : a. Mode ALPHA

Ce mode d’engage en cas de détection d’une incidence excessive. La poussée maximale disponible (N1/EPR limite de décollage/remise de gaz – TO/GA) est commandée par l’automanette. Ce mode n’équipe que les avions les plus récents (ex : Boeing 777). Attention, comme tous les modes automanette, l’interrupteur d’armement doit être sur ARM pour que ce mode s’engage !

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b. Fonction « Flap limit » Rend impossible la sélection d’une vitesse cible supérieure à VFE – 5 ou – 10kts (VFE : Vitesse maximale autorisée volets sortis à leur position actuelle) et réduit la vitesse cible à VFE – 5 ou -10kts si nécessaire. c. Fonction N1 max / EPR max (ou protection butée haute)



Etats de l’autopoussée

AF

2 - Avions équipés d’une autopoussée

T


Cette fonction empêche le dépassement du N1/EPR maximum fonction des conditions du jour en définissant une butée haute présentée sous la forme d’un repère ambre sur les indicateurs N1/EPR. Manettes en butée avant, le N1/EPR atteint ce repère ambre.

L’engagement / désengagement de l’autopoussée est indépendant de celui du pilote automatique et du directeur de vol.

R

a. L’autopoussée ne peut être armée (et donc engagée) que lorsque les manettes sont en avant du cran ralenti.

D

b. Elle s’arme automatiquement quand le pilote place les manettes dans l’une des positions décollage (TOGA ou FLX) ; cela se traduit par un affichage A/THR bleu au FMA. c. Elle ne peut être engagée (A/THR blanc au FMA) que si les manettes sont entre la position ralenti et la position CL (climb – montée). Dans ce cas, l’autopoussée fait varier le régime des moteurs entre le ralenti et la position manette (sauf dans un cas vu plus loin) en fonction des modes ; logiquement, la position habituelle des manettes quand l’autopoussée est engagée est le cran CL.

Désengagement : Le désengagement est obtenu par pression d’un des poussoirs de désengagement rouges situés sur les côtés des manettes ou via une action sur le poussoir A/THR du FCU (panneau de commande). Attention, quand l’autopoussée est engagée, la position des manettes ne correspond pas à la poussée actuelle ! Il faut donc aligner la position des manettes sur la poussée actuelle avant de déconnecter pour éviter tout à-coup.

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On distingue deux types de modes automanette / autopoussée: Modes principaux :

Mode SPEED (SPD) Acquisition et maintien d’une vitesse indiquée cible sélectée par le pilote ou définie par le FMS (Flight Management System – Système de gestion du vol) par adaptation de la poussée des moteurs.

T

Chez Airbus, l’index représentant la cible de vitesse est bleu (cyan) si le pilote sélectionne la vitesse cible ; il est magenta (rose-mauve) si elle est définie par le FMS, on dit alors que la vitesse est « managée » par le FMS.

Mode MACH

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AF

Acquisition et maintien d’un nombre de Mach cible sélecté par le pilote ou défini par le FMS (Flight Management System – Système de gestion du vol) par adaptation de la poussée des moteurs.  Acquisition et maintien d’une poussée fixe.

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Mode décollage et montée à poussée fixe (MAN TOGA, MAN FLX, MAN MCT, THR CLB) Dans le cas d’un avion à autopoussée, il n’y a pas d’interrupteur d’armement. Si nécessaire, on insère une température fictive pour décoller à poussée réduite. Au décollage, deux positions des manettes sont possibles et repérées par les crans TOGA et FLX/MCT.

D




Poussée de décollage et remise des gaz (TOGA – Takeoff Go around)

Poussée réduite au décollage (FLX – Flexible Takeoff) ou Poussée maximum continue (MCT – Maximum Continous Thrust)

Si l’on souhaite décoller à pleine poussée, on choisira la position TOGA. Pour un décollage à poussée réduite, on sélectionnera la position FLX. En cas de panne moteur au décollage, il n’est pas possible de maintenir la poussée maximale de décollage au-delà de 5 à 10 minutes en fonction des moteurs. Une position repérant la poussée maximale continue a donc été prévue (MCT). Elle se situe au même endroit que celle de la poussée réduite.

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Prenons l’exemple d’un décollage à poussée réduite :


Le pilote place les manettes dans le cran FLX. « MAN FLX 43 » s’affiche dans la colonne des modes autopoussée, ce qui signifie que le pilote a manuellement placé les manettes dans le cran FLX, tout en ayant inséré une température fictive de +43°C dans le FMS.

T

Nota : L’affichage A/THR sur la droite en bleu indique que l’autopoussée est armée mais pas encore engagée, ce qui signifie qu’aucune variation de poussée ne sera commandée automatiquement pour l’instant. L’engagement intervient plus tard, à la réduction de poussée vers 1500 ft/sol.

AF

Contrairement à l’automanette, l’autopoussée n’a pas de mode HOLD ou ARM car, si le pilote ramène les manettes en arrière, en cas d’arrêt-décollage par exemple, la poussée est réduite et ne peut plus ré-augmenter, l’autopoussée ne commandant jamais une poussée supérieure à la position manette (à une exception près vue ci-après). Par ailleurs, le fait de ramener les manettes dans le cran ralenti (0) déconnecte l’autopoussée.

R

Comme pour l’automanette, le pilote définit une hauteur de réduction de poussée dans le FMS (habituellement 1500 ft/sol).

D

A cette hauteur, le FMS rappelle au pilote de ramener les manettes (levers) dans le cran CLB (climb – montée) grâce à un message LVR CLB clignotant dans la colonne des modes autopoussée. Après avoir placé les manettes dans le cran CLB, le message THR CLB apparait dans la colonne des modes autopoussée ainsi que A/THR blanc à droite. Ceci indique l’engagement de l’autopoussée qui peut dorénavant faire varier la poussée entre le ralenti et la poussée de montée.

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Mode THR IDLE (Ralenti)

 Modes / Fonctions secondaires : Mode ALPHA FLOOR

Pour une certaine incidence  FLOOR (plancher), l’autopoussée commande une poussée fixe TOGA (poussée maxi décollage / remise de gaz en fonction des conditions du jour) quelle que soit la position manette afin d’éviter le décrochage.

Mode ALPHA FLOOR

EPR actuel

T

EPR correspondant à la position manette actuelle

D

R

AF

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La poussée fixe commandée est le ralenti de la phase de vol actuelle (même si les manettes sont toujours dans le cran CLB !). Ce mode intervient en descente et en phase d’arrondi pendant l’atterrissage automatique.

Nota : Cette protection anti-décrochage s’accompagne d’une intervention des calculateurs des commandes de vol qui agissent sur les gouvernes de profondeur pour limiter l’incidence.

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V - Pilote automatique et Directeur de vol A - Principes – Exemples de réalisations 1. - Principes


Nous allons maintenant clairement expliciter ce qui change quand on passe d’un pilotage MANUEL classique à un pilotage assisté par un directeur de vol puis ensuite à un pilotage automatique. Pilotage manuel Instruments

Le pilote agit sur les gouvernes.

T

Perceptions

Le pilote analyse la situation, effectue une synthèse et élabore des ordres de pilotage.

Les évolutions de l’avion sont perçues par les capteurs

R

AF

Quand un pilote contrôle manuellement son appareil, il utilise ses sens (vue, ouïe, toucher) et ses instruments pour se faire une image mentale de la situation de l’avion. Ces informations constituent les éléments d’entrée de la chaîne automatique. Le cerveau reçoit ces informations, en fait l’analyse, les synthétise et élabore des ordres de pilotage. Les membres du pilote agissent sur les gouvernes de l’avion ce qui altère sa trajectoire. Enfin, les évolutions de l’avion sont perçues par les instruments et les sens du pilote, et ainsi de suite.

D

On a bien affaire ici à un servomécanisme ou mécanisme asservi car on a une amplification de puissance au niveau des muscles du pilote et un retour d’asservissement des évolutions de l’avion assuré par la lecture des instruments par le pilote et par ses perceptions.

-

MCP ADC INS/IRS Récepteurs radionav. FMS

Calculateur DV

Pilotage avec directeur de vol Le pilote agit sur les gouvernes.

Les évolutions de l’avion sont perçues par les capteurs On remplace ici dans la chaîne automatique le cerveau du pilote par le calculateur du directeur de vol qui reçoit des éléments d’entrée :  Les modes et valeurs cibles des paramètres sélectionnés par le pilote au MCP (Mode control Panel – Panneau de commande)  Des signaux provenant des centrales aérodynamiques (ADC – Air Data Computer) ou des instruments aérodynamiques sur les avions légers : vitesse 22

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indiquée, vitesse vraie, vitesse verticale, altitude et nombre de Mach  Des informations reçues des centrales inertielles (INS ou IRS) ou des instruments gyroscopiques : attitude primaire (assiette et inclinaison), cap, taux de virage, vitesses et accélérations inertielles, vitesses angulaires inertielles…

 Les écarts latéral et vertical de route par rapport à la route FMS insérée par le pilote, les cibles de vitesse définies par le FMS… Les résultats des calculs du calculateur du directeur de vol sont présentés sur l’ADI (avions à instrumentation classique), l’EADI (ADI électronique) ou le PFD (Primary Flight Display) le plus souvent sous la forme de deux barres de tendance. Le pilote a pour but de suivre ces barres de tendance pour piloter l’avion manuellement conformément à la trajectoire qu’il a définie sur le MCP.

-

MCP ADC INS/IRS Récepteurs radionav. FMS

Calculateur PA

Servomoteur PA

AF

-

T

Pilotage automatique

05

R

Les évolutions de l’avion sont perçues par les capteurs Les signaux d’entrée et le calculateur sont pratiquement identiques à ceux du DV. La sortie du calculateur n’est ici plus envoyée à l’ADI mais à un servomoteur PA (moteur-couple électrique sur les avions légers ou servocommande hydraulique sur les avions lourds) dont le rôle est d’actionner les gouvernes.

D


 Les écarts angulaires par rapport aux routes cibles sélectionnées par le pilote sur les instruments de radionavigation

Essentiel à retenir :

 Le directeur de vol réduit la charge de travail du pilote en lui épargnant le balayage et l’analyse de la planche de bord ainsi que la synthèse et l’élaboration des ordres de pilotage.  Le directeur de vol donne des ordres au pilote sous forme de tendances de pilotage (sens et amplitude des corrections à apporter) qui représentent la trajectoire instantanée optimale pour acquérir et maintenir la trajectoire définie par le pilote au panneau de commande (MCP) sur les ADI / EADI / PFD.  Le PA et le DV ont de nombreux points communs : -

Signaux d’entrée calculateur pratiquement identiques

-

Modes de fonctionnement presque tous identiques

-

Sur les avions récents, un SEUL calculateur assure les fonctions PA et DV

23

06


2. Un peu d’histoire de l’aviation Nous allons voir quelques exemples de PA/DV et ainsi constater les évolutions technologiques importantes qui ont eu lieu dans ce domaine. Le DC-3 (1935) Bouton de sélection d’assiette (PITCH)

Témoin d’engagement PA

Cap sélecté Assiette sélectionnée Maquette avion de l’horizon artificiel

Cap actuel (gyro directionnel)

Assiette actuelle

T

Bouton de recalage du gyro Bouton de réglage de la maquette de l’horizon

AF

Bouton d’engagement du PA

Sur ce pilote automatique 2 axes (gérant les ailerons et la profondeur), on pouvait faire de l’acquisition et du maintien de CAP et du maintien d’ASSIETTE.

R

Question subsidiaire : Un maintien d’assiette automatique implique-t-il un maintien automatique du taux de montée? On rappelle les angles caractéristiques de l’aile : Vecteur vitesse Vitesse vraie

  

   air

L’assiette () est égale à la somme de la pente air (air) et de l’incidence () :

D


Bouton de sélection de cap

air

a

 Nota : La pente se traduit Flight Path Angle (FPA) en anglais.

i r

Solution Prenons l’exemple suivant :  = +5°



+5° =   

En mécanique du vol, on montre que l’incidence est caractéristique d’une vitesse indiquée de l’avion : Basse vitesse => Forte incidence et Haute vitesse => Faible incidence. On est à 120kt soit  = +3°. On a donc ==5 - 3= + 2°.

24

06


On sait que Vz (ft/min) = g(%) x Vs(kt)

D’où Vz = 240ft/min.

Le PA du DC3 maintient l’assiette, mais la vitesse indiquée augmente à 150kt.

α = +2° et θ = +5°



γ = +3°

D’où Vz = 450ft/min !

Conclusion : Un maintien d’assiette ne permet un maintien de pente et de taux de montée qu’à vitesse indiquée constante. Sur DC3, si on voulait utiliser ce mode pour maintenir une altitude (θ = 0° et Vz = 0), il fallait maintenir une vitesse indiquée constante ! Le Boeing 747-100/-200/-300/SP/SR (à partir de 1969) Ces planches vous permettront d’avoir une vue d’ensemble des commandes une fois que vous aurez terminé de lire ce chapitre.

T

MSP : Mode Select Panel

D

R

AF

05


A cette vitesse

FMA : Flight Mode Annunciator

Vert : Mode engagé Ambre : Mode armé

Boîtier de commande d’évolution

Remarque : La molette directeur de vol permet de préafficher l’assiette de montée avec un moteur en panne.

25

06


AF

T


ADI : Attitude Director Indicator

R

Directeur de vol classique à barres de tendance.

Le Boeing 747-400 (1988)

D

MCP : Mode Control Panel

26

06


PFD : Primary Flight Display

CDU : Control and Display Unit FMA: Flight Annunciator

Mode

Attention : C’est ce code couleur qui peut être demandé à l’examen car il est conforme aux spécifications de certification.

T

Barres de tendance.

AF

05

R

L’Airbus A320 (1988) (les A318/19/20/21/30/40 en sont extrêmement proches) ECP : EFIS Control Panel

FCU : Flight Control Unit

ECP : EFIS Control Panel

D


Vert: Mode engagé Blanc: Mode armé

27

06


PFD : Primary Flight Display

MCDU: Multipurpose Control and Display Unit FMA: Flight Mode Annunciator Vert: Mode engagé Bleu: Mode armé


Attention : Ce code couleur est spécifique à AIRBUS et non conforme aux spécifications de certification mais approuvé par l’Autorité

AF

T

Barres de tendance.

D

R

Le Boeing 737NG (1997) (« Next Generation » -600/-700/-800/-900)

FMA: Flight Annunciator

Mode

Vert: Mode engagé Blanc: Mode armé Attention : C’est ce code couleur qui peut être demandé à l’examen car il est conforme aux spécifications de certification. Barres de tendance.

28

06


3. Minima opérationnels

Profitons-en pour rappeler certains points nécessaires dans l’étude de ces phases de vol.

réglementaires

qui

nous

seront

On regroupe les approches aux instruments dans deux catégories : a)

Approches de « non – précision » ou approches classiques

 Le guidage latéral par une aide à la navigation : Localizer d’un ILS, VOR, NDB, RNAV, GPS, GCA (Ground Controlled Approach – Approche guidée au radar), Radiogoniomètre etc… est toujours fourni.

T

 Il n’y a pas de guidage vertical fourni. Le pilote calcule son plan de descente au chronomètre ou en utilisant des informations de distance fournies par le DME (Distance Measuring Equipment), le GPS, le GCA ou le FMS. Les FMS 3 dimensions sont capables de calculer le plan de descente associé à ce type d’approche et de présenter au pilote son écart vertical par rapport à ce plan ; on le note habituellement VTK (Vertical Track error).

AF

05

Indicateur VTK sur le ND du Boeing 777

R

Nous sommes actuellement à 680ft au-dessus du plan de descente calculé (une pleine déviation represente au moins 400ft d’écart.

D


Les automatismes de conduite peuvent être utilisés pendant tout le vol et notamment pendant les approches et les atterrissages. Ils permettent notamment de réduire les conditions météorologiques minimales requises pour effectuer certaines approches aux instruments.

Indicateur V/DEV (Vertical Deviation) sur le PFD de l’Airbus A320. Nous sommes actuellement 140ft sous le plan (chaque graduation correspond à 100ft d’écart).

 Une information de distance fournie par le DME, le GPS, le GCA ou le FMS peut être disponible sur ce type d’approches mais n’est pas obligatoire.  Minimum vertical : L’avion effectue sa descente jusqu’à une altitude minimale de descente lue sur l’altimètre barométrique calé au QNH, la MDA (Minimum Descent Altitude), en-dessous de laquelle il n’est autorisé de poursuivre que si les références visuelles sont acquises. La hauteur correspondant à la MDA, la MDH n’est jamais inférieure à 250ft sur ce type d’approche.  Minimum horizontal : Pour être autorisé à effectuer une approche de ce type dans son intégralité, une visibilité météorologique ou une portée visuelle de piste (RVR – Runway Visual Range) minimales sont prescrites et doivent être respectées. La visibilité / RVR requise pour ce type d’approche n’est jamais inférieure à 800m. Nota : La visibilité météo est imprécise et est déterminée par le contrôleur ou le 29

06


météorologue à l’aide d’une liste de visibilité. Sur cette liste, la distante d’un certain nombre d’éléments remarquables est mentionnée : par exemple, si on voit un clocher, la visibilité météo sera au moins égale à la distance indiquée sur la liste et ainsi de suite. Par contre, la portée visuelle de piste ou RVR est mesurée de manière très précise le long de la piste par un ou plusieurs transmissomètres.


b)

Approches de précision

 Le guidage latéral par une aide à la navigation : Localizer d’un ILS ou guidage latéral d’un PAR (Precision Approach Radar) est toujours fourni.  Le guidage vertical par une aide à la navigation : Glideslope d’un ILS ou guidage vertical d’un PAR (Precision Approach Radar) est également toujours fourni.

Approches de précision de catégorie I (CAT I)

AF

c)

T

 Une information de distance fournie par le DME, des markers (balises émettant un signal vertical uniquement reçu quand l’avion passe à leur verticale et dont la distance au seuil de piste est connue) ou le PAR doit obligatoirement être disponible sur ce type d’approches.

 Minimum vertical : L’avion effectue sa descente jusqu’à une altitude de décision lue sur l’altimètre barométrique calé au QNH, la DA (Decision Altitude), à laquelle le pilote décide de poursuivre l’approche s’il a acquis les références visuelles ou de remettre les gaz. La hauteur correspondant à la DA, la DH n’est jamais inférieure à 200ft sur ce type d’approche.

d)

D

R

 Minimum horizontal : Pour être autorisé à effectuer une approche de ce type dans son intégralité, une visibilité météorologique ou une portée visuelle de piste (RVR) minimales sont prescrites et doivent être respectées. La visibilité / RVR requise pour ce type d’approches n’est jamais inférieure à 550m. Approches de précision de catégorie II et III (CAT II, CAT III) Ces types d’approches ne peuvent être effectuées que par un équipage de deux pilotes, au moins, et nécessitent un entraînement spécifique, un équipement adéquat de l’avion et au sol et une approbation de ces opérations par l’Autorité pour l’exploitant concerné.  Minimum vertical : L’avion effectue sa descente jusqu’à une hauteur de décision lue sur le radioaltimètre (pour plus de précision), la DH (Decision Height), à laquelle le pilote décide de poursuivre l’approche s’il a acquis les références visuelles ou de remettre les gaz. Pour les approches CAT II, la DH n’est jamais inférieure à 100ft, sur les approches CAT IIIa, la DH n’est jamais inférieure à 50ft et sur les approches CAT IIIb, la DH dépend du type d’appareil et de l’exploitant mais peut descendre jusqu’à environ 20ft !  Minimum horizontal : Pour être autorisé à effectuer une approche de ce type dans son intégralité, une portée visuelle de piste (RVR) minimale est prescrite et doit être respectée (il s’agit ici toujours d’une RVR pour plus de précision). Pour les approches CAT II, la RVR minimale requise est de 300m. Elle est de 200m pour les approches CAT IIIa et de 75m pour les approches CAT IIIb.

30

06


4.

Diverses représentations des ordres de guidage du directeur de vol

La représentation la plus courante et donnant des ordres de TANGAGE et ROULIS que le pilote devra appliquer consiste en deux BARRES de tendance.

T

Il existe aussi le couple FLIGHT PATH DIRECTOR + FLIGHT PATH VECTOR (Représentation AIRBUS, sur B777, il existe une représentation proche).

D

R

AF

05


Il existe plusieurs représentations des ordres de guidage du directeur de vol en fonction de la génération des équipements, du choix du pilote, de la phase de vol etc…

31


R

AF

T


06

D

Il existe également le directeur de vol « à moustaches » courant sur les petits avions et certains avions de ligne (ici le B737NG). Le but consiste ici à placer la maquette avion sous les moustaches à l’aide des commandes de vol.

Dans toutes les représentations vues précédemment, les ordres donnés au pilote par les calculateurs étaient sur les axes de ROULIS et TANGAGE.

32

06


T AF

Barre de lacet (Yaw Bar)

D

R

05


Il existe certaines représentations du directeur de vol assurant un guidage suivant l’axe de LACET (au sol le plus souvent) permettant par mauvaise visibilité de guider l’avion au roulage au décollage et à l’atterrissage.

B - Modes et engagement

Définition : Un mode de pilote automatique et de directeur de vol est une « action à effectuer d’une certaine manière » par l’automatisme suite, le plus souvent, à une sélection pilote (dans certains cas, le changement de mode est automatique, c’est une réversion de mode). Modes de base : Ensemble des modes permettant de gérer les variations d’ATTITUDE (assiette, inclinaison et lacet) de l’avion par rapport à son centre de gravité. 

Propriété (qui admet quelques exceptions) : Ensemble des modes n’ayant qu’un état ENGAGÉ et pas d’état ARMÉ.



On parle de modes de pilotage ou de stabilisation

Exemples : Maintien d’assiette, Maintien des ailes horizontales, Maintien d’inclinaison, Amortissement en lacet...

33

06


Modes supérieurs : Ensemble des modes permettant de gérer la position du centre de gravité de l’avion par rapport à la Terre.  Propriété (qui admet aussi quelques exceptions) : Ensemble des modes ayant un état ENGAGÉ et un état ARMÉ.  On parle de modes de guidage ou de contrôle


 Exemples : INS/LNAV/NAV (suivi du plan de vol latéral inséré dans l’INS – Inertial Navigation System, dans le FMS ou dans le GPS de l’avion), G/S (glideslope – suivi du plan de descente d’un ILS), LOC (localizer – suivi du guidage latéral d’un ILS), LAND (mode atterrissage automatique), VOR (interception et suivi d’axe) etc… Propriété fondamentale : La mise en œuvre des modes supérieurs ne peut se faire qu’au travers des modes de base. Architecture

T

1)

 Les pilotes automatiques les plus simples ne contrôlent qu’un axe est n’assurent qu’une stabilisation sur cet axe : maintien d’assiette ou d’inclinaison.

AF

 Les avions de transport d’ancienne génération comportent généralement un ou plusieurs pilote(s) automatique(s) 2 axes capable(s) d’assurer une stabilisation et un contrôle de l’avion sur les axes de roulis (roll) et de tangage (pitch).

R

 Il est éventuellement complété par un automate qui agit sur la ou les gouverne(s) de direction pour assurer les fonctions amortissement en lacet et coordination des virages. Un automatisme tel que le pilote automatique, le directeur de vol, l’automanette ou l’autopoussée a besoin d’entrées du pilote pour fonctionner alors qu’un automate n’en a pas besoin.

2)

D

 Les avions de transport de nouvelle génération sont souvent équipés de plusieurs pilotes automatiques 3 axes, qui intègrent notamment les fonctions qui étaient précédemment assurées par l’automate de lacet.

Commandes et états d’engagement Attention : L’engagement du pilote automatique après le décollage doit se fait audessus d’une hauteur minimale de sécurité certifiée.

Sélecteurs d’engagement à 3 positions sur B747 « classique »

34

Poussoirs doubles sur B737

06


Schéma synoptique des éléments d’un ensemble PA/DV

-

T



AF

Positions / Etats d’engagement possibles :

05

OFF

Dans cette position, le pilote automatique est désactivé.

MAN (Manual)

R

-

Dans cette position, uniquement présente sur certains avions, principalement de génération ancienne, seuls les modes de base sont disponibles. A l’engagement du PA dans cette position, il maintient l’attitude avion, c'est-àdire l’assiette et l’inclinaison existant à ce moment.

D


Signaux d’entrée

Il est possible de modifier l’assiette et l’inclinaison maintenues à l’aide d’un boîtier de commande d’évolution ou de molettes directement installées sur le MCP.

Molettes Pitch (Sélection d’assiette)

Molette Turn (Sélection d’inclinaison)

Boîtier de commande d’évolution sur B747 classique

35

06


-

CWS (Control Wheel Steering) ou Pilotage Transparent

Dans cette position, uniquement présente sur certains avions, principalement de génération ancienne, seuls les modes de base sont disponibles.


La position CWS est une variante à la position MAN, par conséquent, il n’est pas possible d’avoir les deux sur un même PA. Ici, le manche remplace la boîte de commande d’évolution du mode MAN. Les efforts exercés sur le manche par le pilote humain sont traduits en signaux électriques via des biellettes dynamométriques. Ils sont envoyés aux calculateurs PA qui se synchronisent aux actions du pilote, modifient la position des gouvernes et ainsi l’ATTITUDE de l’avion.

AF

Affichage CWS P (Pitch – Assiette) indiquant que le PA est en position CWS pour son axe vertical et maintient l’assiette actuelle. Le pilote peut la modifier en agissant sur le manche.

R

D

Affichage CWS R (Roll – Roulis) signifiant que le PA est en position CWS pour son axe latéral et maintient l’inclinaison actuelle. Le pilote peut la modifier en agissant sur le manche.

T

Remarquez bien que si le pilote relâche le manche, l’avion conserve sa dernière attitude (assiette et inclinaison) et ne revient pas ailes à l’horizontale.

Touches d’engagement du PA A et du PA B en CWS.

Réalisation sur B737 NG -

CMD (Command)

Cette position permet l’engagement de tous les modes : de base et supérieurs ; c’est celle qui sera employée le plus souvent.

Affichage CMD vert accompagné des CWS R et CWS P vus ci-dessus

Touches d’engagement du PA A et du PA B en CMD.

Il est intéressant de constater qu’à la pression d’une touche CMD, les modes qui s’engagent initialement sont les mêmes qu’en CWS. 36

06


En effet, quand on engage un PA dans quelque position que ce soit, il passe systématiquement en modes de base.

T R



AF

05

Engagement des directeurs de vol Il peut il y avoir une commande commune aux deux pilotes (avions légers principalement) ou un interrupteur par pilote. Sur les avions lourds, au moins deux directeurs de vol coexistent, un pour chaque pilote. Chaque directeur reçoit des informations d’entrée issues des instruments de la place pilote associée. Il y a des possibilités de transfert d’informations en cas de panne : le DV gauche peut ainsi, suite à une sélection pilote, alimenter les instruments des deux pilotes.

D


Grâce à l’engagement du PA en position CMD, il est possible d’engager d’autres modes, dont les modes supérieurs. Ici, le pilote a sélectionné les modes HDG SEL (acquisition et maintien d’un cap sélecté) et MCP SPD (acquisition et maintien d’une vitesse indiquée cible sélectée au MCP par le pilote via un ajustement de l’assiette).

Interrupteur du DV du commandant de bord

Interrupteur du DV du copilote

A retenir : L’engagement du ou des directeur(s) de vol est indépendant de celui du ou des pilote(s) automatique(s). Quand on engage un premier PA ou DV, il passe en modes de base.

37

06


Quand on engage un PA ou un DV alors qu’un autre PA ou DV est déjà engagé, le nouvel engagé passe dans les mêmes modes que le premier. Quand deux DV ou un PA et un ou plusieurs DV sont engagés simultanément et que l’on désengage l’un d’entre eux, les automatismes restant engagés conservent leurs modes engagés.


En fonction de la génération du PA, les modes de base (modes qui s’engagent par défaut à l’engagement du PA) peuvent être de deux types : Avions « classiques » ou « conventionnels »



Mode de base horizontal : Maintien d’inclinaison (Bank angle, Roll ou CWS R affiché au FMA) Mode de base vertical : Maintien d’assiette (Pitch ou CWS P affiché au FMA)

T

Avions « modernes »



AF

Mode de base horizontal : Maintien de cap (HDG affiché au FMA) ou Maintien de route sol (TRACK affiché au FMA). Mode de base vertical : Maintien de vitesse verticale (V/S, vertical speed affiché au FMA) ou de pente sol (FPA, Flight Path Angle affiché au FMA). 3)

Boucle de synchronisation

R

Elle est active quand le pilote automatique n’est pas engagé. Son rôle est de synchroniser le calculateur TANGAGE sur l’assiette avion instantanée quand il est piloté manuellement.

D

Quand le pilote commande l’engagement du PA, la boucle le renseigne sur l’assiette avion actuelle afin d’assurer une transition souple du pilotage manuel au pilotage automatique. Elle permet ainsi d’éviter une embardée à l’engagement du PA. Sa défaillance suffit à empêcher l’engagement du PA. 4)

Sécurités à l’engagement du pilote automatique Quand le pilote commande l’engagement du pilote automatique, plusieurs tests sont effectués :



Vérification de la validité des informations d’attitude en provenance des centrales gyroscopiques, des INS ou des IRS en fonction de l’équipement de l’avion



Vérification de l’intégrité du pilote automatique



La molette TURN de la boîte de commande d’évolution doit être centrée. Cette sécurité empêche l’engagement du PA avec une molette décentrée qui causerait une mise en virage incontrôlée de l’avion.



Vérification de la synchronisation du calculateur TANGAGE (bon fonctionnement de la boucle de synchronisation) Si l’un de ces tests n’est pas concluant, le PA ne s’engagera pas.

38

06




Les situations suivantes causent un désengagement AUTOMATIQUE du PA :  Perte des informations d’ATTITUDE  Panne du calculateur

T

Une déconnection PA AUTOMATIQUE est associée à une alarme sonore continue de type « MASTER WARNING » associée à une alarme visuelle rouge. Pour l’arrêter, le pilote doit appuyer sur le bouton poussoir « MASTER WARNING » (signalisation centralisée des alarmes) ou sur son bouton poussoir de déconnection PA situé sur le manche.



AF

05

Comment désengager MANUELLEMENT le pilote automatique :

Appuyer sur le poussoir de déconnection PA situé sur le manche Il s’agit de la procédure standard de déconnection du PA. Ce type de déconnection engendre une alarme sonore limitée dans le temps de type « MASTER WARNING » associée à une alarme visuelle rouge. Pour l’arrêter avant la fin du temps défini, le pilote doit appuyer sur le bouton poussoir « MASTER WARNING » (signalisation centralisée des alarmes) ou sur son bouton poussoir de déconnection PA situé sur le manche.



Exercer un effort important aux commandes En cas d’effort brutal aux commandes, le PA se déconnecte. Il s’agit d’un impératif de certification de l’avion ; en effet, quand une manœuvre d’urgence est nécessaire immédiatement, le pilote doit pouvoir reprendre le contrôle de l’appareil en agissant sur les commandes.



Abaisser la barre de désengagement du MCP En cas de disfonctionnement des poussoirs de déconnection PA ou du PA lui-même, certains MCP comportent une barre de désengagement permettant de couper l’alimentation électrique. Si le MCP n’est pas équipé, on agira sur le coupe-circuit (breaker).

R



D


 Perte du TRIM automatique (commande du compensateur de profondeur par le PA – vu en détails plus loin)

Ces deux dernières déconnections provoquent une alarme sonore continue de type « MASTER WARNING » associée à une alarme visuelle rouge. Pour l’arrêter, le pilote doit appuyer sur le bouton poussoir « MASTER WARNING » (signalisation centralisée des alarmes) ou sur son bouton poussoir de déconnection PA situé sur le manche.

39

06


 Affichage de l’engagement PA/DV au FMA (Flight Mode Annunciator – Annonciateur de modes du PA/DV)




Affichages indiquant que le Directeur de vol (FD) est actif Présence des barres de tendance, des moustaches, du flight path director (FPD) ou de la barre de lacet.

Affichage 1FD2

AF

T

Affichage FD

L’affichage 1FD2 signifie que le calculateur FD1 affiche le FD sur le PFD gauche et que le calculateur FD2 affiche le FD sur le PFD droit.

R

Un affichage 2FD2 signifierait que le calculateur FD2 affiche le FD sur les 2 PFD (panne du calculateur FD1).



D

Un affichage -FD2 signifierait que seul le calculateur FD2 affiche le FD sur le PFD droit (le commandant de bord a coupé son affichage FD).

Affichages indiquant qu’un ou plusieurs pilotes automatiques (AP) sont actifs

Les affichages « CWS R » et « CWS P » signifient qu’un pilote automatique est engagé en position CWS.

L’affichage « CMD » ou « A/P » signifie qu’un pilote automatique est engagé en position command. 40

06

L’indication « AP1 » montre que le pilote automatique n°1 est engagé. L’indication « AP2 » montre que le pilote automatique n°2 est engagé. L’indication « AP1+2 » montre que les deux pilotes automatiques sont engagés en vue d’un atterrissage automatique (vu plus loin).

T

L’affichage « LAND2 » ou « LAND3 » indique que 2 ou 3 pilotes automatiques sont engagés en vue d’un atterrissage automatique.



AF

05

Mode « TURB » (Turbulence)

R

Sur les PA d’ancienne génération, il peut exister un mode « TURB » permettant de réduire l’amplitude et la vitesse des corrections du PA. Attention, dans ce mode, seuls les modes de base restent disponibles (le PA repasse en MAN/CWS) et le pilotage se fait donc via la boîte de commande d’évolution ou via le manche.

5)

D



Chaînes de commande du pilote automatique La loi de pilotage permet de calculer un ordre de braquage gouverne commandé à partir d’informations d’entrée dont l’écart entre les valeurs actuelle et cible du paramètre à contrôler. Chaque terme intervenant dans la loi est affecté d’un coefficient de gain d’amplification pour moduler son influence.

41

06


Dans le schéma ci-dessus, on note le cap actuel.

ψ0

cible affiché par le pilote et

Le premier comparateur élabore un signal d’écart noté :

ψ le

cap

  0  

α est le braquage gouverne actuel et αC, le braquage gouverne commandé par le calculateur. Le deuxième comparateur compare ces deux braquages afin d’envoyer au servomoteur, après amplification, un braquage gouverne différentiel :

C  C   .


La loi de pilotage est la relation entre le braquage gouverne commandé par le calculateur (ici α) et le signal d’écart (ε). 6)

Modes PA/DV

Dans le cas général, pour désengager un mode sur un axe, il faut engager un autre mode sur le même axe.

T



Modes latéraux

Mode « ATT » (Attitude) ou « CWS R » (Roll – Roulis)

Il s’agit d’un mode de BASE.

AF

a)

But du mode : Maintenir de l’inclinaison existant à l’engagement du premier PA ou DV.

Molette Pitch du copilote

D

Molette Pitch du commandant de bord (Sélection d’assiette)

R

Cette inclinaison cible peut éventuellement être modifiée par le pilote à l’aide du boîtier de commande d’évolution (avions ayant une position MAN) ou du manche (avions ayant une position CWS).

Boîtier de commande d’évolution sur B747 classique Eléments nécessaires pour le calcul du braquage des ailerons :  

Braquage actuel des ailerons (α) Inclinaison actuelle (Φ)



Inclinaison cible (Φ c)



Taux de roulis (Vitesse de variation de l’inclinaison -

Loi de pilotage (à titre d’information uniquement) :

c    k1(  c )  k2

42

d dt

d ) dt

06




Pour privilégier la précision, on donne à k 1 une valeur élevée et à k2 une valeur faible. Ainsi, l’ordre de braquage envoyé aux ailerons sera pratiquement proportionnel à l’écart entre l’inclinaison actuelle et l’inclinaison à maintenir.



Pour privilégier la stabilité, on fait l’inverse ce qui rend le braquage des ailerons pratiquement proportionnel au taux de roulis. Autrement dit, plus l’inclinaison varie vite, plus le PA demande un braquage opposé fort pour réduire cette vitesse de variation de l’inclinaison. Le calcul et la prise en compte du taux de roulis est l’œuvre d’un réseau correcteur de type proportionnel dérivée (PD) ou à avance de phase. Mode « HDG HOLD » (Heading Hold – Maintien de cap)



C’est un mode de base sur les avions modernes.

T

But du mode : Le PA/DV commande l’inclinaison pour maintenir le cap mémorisé à l’engagement du mode sans tenir compte du cap sélecté au panneau de commande (MSP/MCP/FCU).

05  



Idem mode maintien d’inclinaison Différence entre le cap à maintenir (c) et le cap actuel () d ) Taux de virage (vitesse de changement de cap – dt Vitesse de variation du taux de virage (accélération du changement de cap d2  - 2 ) dt

R



AF

Eléments nécessaires pour le calcul du braquage des ailerons :


D


Les coefficients k1 et k2 sont des coefficients de gain d’amplification ajustés en permanence par le calculateur afin de privilégier la précision ou la stabilité.

c    k1(  c )  k2

t d  k3 (   c )  k 4  (   c )dt t 0 dt

On constate que le début de la loi de pilotage est identique au mode précédent à ceci près que (Φc) ne représente plus l’inclinaison à maintenir mais l’inclinaison calculée par le PA pour maintenir le cap. t

Le terme k 4  (   c )dt , uniquement actif en phase de maintien de cap, est élaboré par un t0

réseau correcteur de type proportionnel intégral (PI) ou à retard de phase. Il calcule la somme des écarts de cap à partir de t 0, instant de début de maintien du cap jusqu’à maintenant (t).



Mode « HDG SEL » (Heading Select – Sélection de cap)

But du mode : Le PA/DV commande l’inclinaison pour maintenir le cap sélectionné par le pilote sur le panneau de commande (MSP/MCP/FCU). Sur certains PA/DV, il est possible de sélectionner la limite d’inclinaison (BANK LIMIT) utilisée pour acquérir le cap cible. 43

06


Fenêtre d’affichage du cap sélectionné Poussoir permettant d’engager le mode « HDG SEL » Couronne intérieure utilisée pour sélectionner le cap cible


Couronne extérieure utilisée pour sélectionner l’inclinaison limite Poussoir permettant d’engager le mode « HDG HOLD »

A l’aide de la couronne extérieure, on peut sélectionner la position AUTO (inclinaison limite variant de 15 à 25° en fonction de la TAS, de la position des volets et de V2), 5, 10, 15, 20 ou 25° d’inclinaison limite.

AF

T

L’ordre d’inclinaison commandé par le PA/DV est, le plus souvent (notamment dans le cas de la position AUTO BANK LIMIT), proportionnel à la TAS et bien sûr aussi à l’écart de cap entre le cap cible et le cap actuel sans dépasser l’inclinaison limite. Certains PA inclinent l’avion dans ce mode pour respecter un taux de virage standard sans dépasser 25° d’inclinaison. Attention : La limitation d’inclinaison imposée par la position du sélecteur BANK LIMIT ne concerne que le mode « HDG SEL » et aucun autre mode latéral !

Modes « TRK HOLD » et « TRK SEL » (Track Hold / Track Select – Maintien ou Sélection d’une route sol Ces modes sont identiques aux modes HDG HOLD et HDG SEL mais permettent de gérer la route et non le cap (prise en compte du vent traversier).

D



R



Mode « VOR »

C’est un mode supérieur. But du mode :

Le PA/DV commande l’inclinaison pour intercepter un axe VOR sélecté. Ce mode est équivalent au mode acquisition et maintien de cap mais, ici, ce n’est pas le pilote qui sélectionne le cap cible, mais le PA/DV afin d’intercepter l’axe sélectionné de manière asymptotique.

44

06


Quand le pilote sélectionne ce mode, il s’arme en attente des conditions d’engagement. « VOR » ou « VOR/LOC » blanc est alors indiqué en deuxième ligne de la colonne des modes latéraux du FMA. Le mode actuellement engagé est « HDG SEL » car une interception d’axe VOR se fait généralement à cap constant. Pour que le mode s’engage, l’angle d’écart radio (ΔR) doit être inférieur à une

certaine valeur définie par le PA en fonction de l’angle entre le cap d’interception (ψi) et l’axe VOR sélectionné par le pilote (R0) au moyen du bouton « course ».

R D

R0

Ri

Nm

AF

Nm

i

Nm

T

On voit sur les schémas ci-dessous que plus l’angle entre le cap d’interception (ψi) et l’axe VOR sélectionné par le pilote (R0) est grand, plus l’engagement du mode se fait tôt, c’est-à-dire pour un angle d’écart radio grand (ΔRi : angle d’écart radio à l’interception).

05


Pour pouvoir intercepter un axe VOR, le pilote doit afficher la fréquence VOR de la balise sur son récepteur et également choisir l’axe à intercepter à l’aide du bouton « course ».

i

Nm

R0

Ri

A l’interception, le mode « VOR » ou « VOR/LOC » préalablement armé s’engage et chasse le précédent mode latéral. Dans le cas général pour désengager un mode engagé, il faut sélectionner un autre mode sur le même axe (ici, on a sélectionné par exemple le mode VOR pour désengager le mode HDG SEL). Le nouveau mode engagé est encadré pendant environ 10 secondes pour attirer l’attention de l’équipage. Attention : La position de la barre de tendance verticale du directeur de vol, si celui-ci est activé, n’indique pas la position de l’avion par rapport à l’axe à intercepter, mais l’inclinaison à adopter pour intercepter l’axe sélectionné de manière optimale. 45

06



Eléments nécessaires pour le calcul du braquage des ailerons : 

Idem mode maintien d’inclinaison



Différence entre le cap commandé par le PA pour intercepter et suivre l’axe VOR sélectionné (ψc) et le cap actuel (ψ)



Taux de virage (vitesse de changement de cap –



Vitesse de variation du taux de virage (accélération du changement de cap d2  ) dt2



Le cap correspondant à l’axe VOR à suivre



L’angle d’écart radio (ΔR)

d ) dt

D

Mode annoncé au FMA

R

Fonction assurée par le PA/DV

AF

T

Cône de silence / de confusion

Station VOR Quand l’avion passe dans le cône de confusion ou de silence de la station VOR, ou qu’il perd la réception du signal VOR, le PA/DV reste en mode VOR (pas de changement d’affichage au FMA) mais maintient le dernier cap dans le cadre d’une sous-fonction du mode VOR. En sous-fonction maintien de cap, le PA/DV est en attente de la restauration du signal VOR, de sorte que, dès que celui-ci est reçu à nouveau, l’automatisme reprenne le suivi de l’axe sélectionné.

46

06




Mode « LOC » (Localizer d’un ILS – Instrument Landing System)

C’est un mode supérieur. But du mode : Commander l’inclinaison pour intercepter (indication « LOC* » sur certains FMA) et suivre (indication « LOC ») l’axe localizer d’une installation ILS. Dans ce cas, étant donné qu’il n’y a qu’un axe, le bouton course est inopérant.



ΔR (angle d’écart radio) inférieur à une certaine valeur pour le cap d’interception



ψi proposé par le pilote

Trajectoire d’interception comprise entre ±XX° de l’axe LOC

Les éléments nécessaires au braquage des ailerons sont identiques à ceux du mode VOR.

T

Retenir que, dans la plupart des cas, l’interception du localizer se fait à cap constant : le PA/DV est en mode HDG, TRK (vu plus loin) ou LNAV (vu également plus loin) en suivant un segment rectiligne du plan de vol inséré.

05

AF

Sur l’exemple ci-dessous, on a armé le mode LOC à l’aide de la touche APP du MCP. Cette touche arme également le mode G/S (suivi du plan glideslope de l’ILS). Pour armer le mode LOC uniquement, on utilise la touche LOC du MCP.

CMD

R

APP Sélecté

D


Ce mode peut être armé, conditions d’engagement :

Capture LOC

CMD

Attention : La position de la barre de tendance verticale du directeur de vol, si celui-ci est activé, n’indique pas la position de l’avion par rapport à l’axe LOC à intercepter mais l’inclinaison à adopter pour l’intercepter de manière optimale.



Mode « LOC BACK BEAM » ou « LOC BACK COURSE » Attention, ce mode ne concerne que le directeur de vol et pas le pilote automatique. Il est identique au mode LOC, mais permet d’avoir un guidage correct du directeur de vol dans le cas d’une approche dans le sens opposé au sens normal d’utilisation de l’ILS. Ce mode permet de polariser à 180° l’information LOCALIZER pour garder un DV directif (guidant dans le bon sens) dans le cas de l’utilisation d’un LOC dans le sens inverse.

47

06


Mode « INS » / « LNAV » / « NAV »



C’est un mode supérieur. But du mode : Le PA/DV commande l’inclinaison pour intercepter et suivre la route active INS (INS), FMS (LNAV – NAV) ou GPS (avions légers).


Ce mode peut être armé, conditions d’engagement : 

Route insérée et active



XTK (écart de route latéral) inférieur à une valeur définie par le constructeur



Hauteur radiosonde supérieure à une valeur de sécurité définie par le constructeur

Le plan de vol inséré dans l’INS, le FMS ou le GPS de l’avion peut se présenter de différentes manières : Company Route (FMS uniquement). Les bases de données de navigation des FMS des avions de ligne comportent souvent en mémoire les routes les plus utilisées de manière à éviter à l’équipage d’avoir à les insérer point par point.



Waypoints (FMS et GPS). Le pilote peut construire sa route à l’aide des points contenus dans la base de données de navigation du FMS ou du GPS.



Coordonnées géographiques (INS/FMS/GPS). On peut manuellement définir des points (9 maximum dans une INS) par leurs coordonnées géographiques.



Waypoints définis à partir de waypoints existant (FMS uniquement). Il est possible de définir un point situé sur un relèvement et à une certaine distance d’un point connu (Place/Bearing/Distance ex : MERUE/260°/15NM), situé sur la route active à une certaine distance d’un point de la route (Waypoint Along Track ex : on définit DPE01, point situé à 15NM avant le point DPE), situé à l’intersection de deux radiales (Place/Bearing – Place/Bearing ex : MERUE 260°/CRL 120°)…

D

R

AF

T



Sur le schéma ci-dessous, on visualise tous les éléments caractéristiques de la navigation inertielle : on se réfère basiquement au Nord vrai, l’XTK est l’écart de route latéral, la DSRTK est route désirée (angle entre la direction du Nord vrai et le segment de route actif) et la TKE est l’erreur de route (angle entre le segment de route actif et la route sol actuelle). On a représenté le vecteur vitesse vraie (Vv) orienté au cap de l’avion, le vent et le vecteur vitesse sol (GS – ground speed) orienté en fonction de la route sol de l’avion.

48

06

Idem mode maintien d’inclinaison



Différence entre le cap, commandé par le PA pour intercepter et suivre la route (ψc), et le cap actuel (ψ)



Taux de virage (vitesse de changement de cap –



Vitesse de variation du taux de virage (accélération du changement de cap

d ) dt

R

d2  ) dt2

AF





Cap correspondant au segment de route à suivre (DSRTK)



Ecart de route latéral (XTK)

D



T

Eléments nécessaires pour le calcul du braquage des ailerons :

05



Mode « TO/GA » (Takeoff/Go around) – « RWY » (Runway) ou « GA TRK » (Go around track)

C’est un mode supérieur. But du mode : Maintenir l’axe de piste au décollage ou en remise de gaz avec prise en compte de l’effet du vent. En vol, ce mode est armé mais non affiché : 

A la capture du glideslope



Volets sortis

Ce mode s’engage : 

A l’engagement d’un DV (au sol uniquement)



A l’engagement de l’automanette par le pilote par une pression sur les TO/GA switches situés sur les manettes des gaz.



Quand le pilote place les manettes des gaz dans le cran décollage (avion équipé d’une autopoussée). 49

06


Au sol, ce n’est qu’un mode du directeur de vol. Il concerne le pilote automatique à partir d’une certaine hauteur. Le calculateur utilise les mêmes éléments d’entrée que pour le mode TRK HOLD / SEL. Mode « ROLLOUT »



C’est un mode supérieur. © Institut Aéronautique JEAN MERMOZ La photocopie non autorisée est un délit

But du mode : Le PA/DV suit l’axe de piste grâce à l’information du localizer à l’aide de la gouverne de direction et de la roulette de nez. Ce mode est armé à partir de h1, hauteur d’armement de l’atterrissage automatique. Conditions d’armement : Hauteur radiosonde < valeur d’armement de l’atterrissage automatique (h1 détaillée plus loin)



Mode LOC engagé



Au moins 2 PA engagés et opérationnels (sauf avions équipés de PA à 2 canaux)



AF

Condition supplémentaire d’engagement :

T



Hauteur radiosonde < valeur fixée

Le calculateur utilise les mêmes éléments d’entrée que pour le mode LOC.

R

N.B.: Ce mode n’est pas considéré comme indispensable pour effectuer un atterrissage automatique puisque le guidage doit aller au moins jusqu’au toucher des roues mais pas forcément au-delà.



Modes verticaux

D

b)

Principe de fonctionnement de l’automanette / autopoussée en fonction du type de mode vertical engagé. Le PA/DV travaille en étroite collaboration avec l’automanette / autopoussée même si leurs engagements respectifs sont indépendants. Ils ne peuvent pas gérer la vitesse avion en même temps :

50



Si le PA/DV maintient la vitesse ou le Mach en ajustant l’assiette, l’automanette / autopoussée maintient une poussée fixe.



Si le PA/DV suit une trajectoire, il ne peut maintenir la vitesse. L’automanette / autopoussée maintient donc la vitesse ou le Mach en ajustant la poussée. Type de mode vertical

Mode automanette / autopoussée

Suivi d’une trajectoire

Maintien d’une vitesse ou d’un nombre de Mach en ajustant la poussée

Maintien d’une vitesse ou d’un nombre de Mach en ajustant l’assiette

Maintien d’une poussée fixe (Décollage, Montée, Ralenti)

06




Mode maintien d’assiette - « CWS P » C’est un mode de base. But du mode : Cette inclinaison cible peut éventuellement être modifiée par le pilote à l’aide du boîtier de commande d’évolution (avions ayant une position MAN) ou du manche (avions ayant une position CWS).

Eléments nécessaires pour le calcul du braquage des gouvernes de profondeur : Braquage actuel des gouvernes de profondeur (β)



Assiette actuelle (θ)



Assiette cible (θc)



Taux de tangage (Vitesse de variation de l’assiette -

d ) dt

T



05

d dt

AF


c    k1(  c )  k2



R

Remarque : Le pilote automatique maintient l’assiette, il ne gère pas la vitesse ou le Mach ; c’est donc à l’automanette/autopoussée de les maintenir en mode SPEED ou MACH.

Mode maintien d’une vitesse verticale - « V/S »

C’est un mode de base sur les avions modernes. But du mode :

D


Maintien de l’assiette existant à l’engagement du premier PA/DV.

Le PA/DV commande l’assiette pour maintenir la l’engagement du mode ou sélectionnée par l’équipage.

vitesse

verticale

mémorisée

à

FMA et panneau de commande PA/DV sur Airbus A320.

Noter l’affichage V/S -1000 indiquant que le pilote automatique n°2 (AP2) et les deux directeurs de vol (1FD2) commandent l’assiette pour maintenir 1000ft/min en descente. On remarque également que le mode ALT (mode supérieur) est armé en attente de la capture du niveau présélecté (25000ft). Cet armement peut être automatique sur les avions modernes, mais devra être effectué manuellement sur des avions plus anciens ou au pilote automatique plus simple. 51

06


Nota : Avec la touche ronde noire HDG-V/S TRK-FPA, on peut sélectionner le type de paramètres cibles affichés dans les fenêtres : position HDG-V/S (cap et vitesse verticale) ou position TRK-FPA (route et pente : Flight Path Angle).


Eléments nécessaires pour le calcul du braquage des gouvernes de profondeur : 

Idem mode maintien d’assiette



Différence entre la vitesse verticale à maintenir (Vz c) et l’actuelle (Vz)



Accélération verticale (vitesse de changement de la vitesse verticale –

dVz d2Z  2 ) dt dt



T

Remarque : Le pilote automatique maintient la vitesse verticale, il ne gère pas la vitesse ou le Mach ; c’est donc à l’automanette/autopoussée de les maintenir en mode SPEED ou MACH.

Mode maintien d’une pente sol - « FPA » (Flight Path Angle)

AF

C’est un mode de base sur les avions très modernes. But du mode :

Le PA/DV commande l’assiette pour maintenir la pente mémorisée à l’engagement du mode ou sélectionnée par l’équipage.

D

R

Les éléments nécessaires au calcul du braquage des gouvernes de profondeur sont identiques au mode précédent, si on remplace les éléments de vitesse verticale par des éléments de pente en provenance des centrales inertielles (IRS).

FMA et panneau de commande PA/DV sur Airbus A320.

Noter l’affichage FPA -1.2° indiquant que le pilote automatique n°2 (AP2) et les deux directeurs de vol (1FD2) commandent l’assiette pour maintenir une pente de 1,2° en descente. Remarque : Le pilote automatique maintient la pente, il ne gère pas la vitesse ou le Mach ; c’est donc à l’automanette/autopoussée de les maintenir en mode SPEED ou MACH. Les modes V/S et FPA sont utilisés généralement sur des montées / descentes de courte durée ou sur lesquelles une trajectoire verticale définie est à suivre, en approche par exemple.

52

06




Modes vitesse sélectée - « FL CH SPD » (Flight Level Change Speed), « MCP SPD » (Vitesse sélectée par le pilote au MCP), « OPEN CLB » / « OPEN DES » ou « IAS »

T

But des modes : Le PA/DV commande l’assiette pour maintenir la vitesse indiquée ou le Mach à l’engagement du mode ou sélectionné par l’équipage au MCP en ajustant l’assiette. Les éléments nécessaires pour le calcul du braquage des gouvernes de profondeur sont identiques au mode maintien d’assiette sauf qu’ici, l’assiette cible est redéfinie en permanence pour maintenir la vitesse indiquée ou le Mach.

AF

05

Noter que, par conséquent, l’automanette/autopoussée est en mode poussée fixe. Dans ces modes, la montée / descente se fait au détriment de la vitesse verticale.

R

Ils sont très utilisés pour des montées et descentes de longue durée car ils permettent d’obtenir les meilleures performances de l’avion pour une vitesse indiquée donnée.



D


Il s’agit de modes supérieurs.

Modes vitesse managée - « VNAV SPD », « FMC SPD », « CLB »

Ce sont des modes supérieurs. But des modes :

Le PA/DV commande l’assiette pour maintenir la vitesse indiquée ou le Mach cible défini par le FMS en ajustant l’assiette. Ce mode est identique au précédent, seule la source de la cible de vitesse diffère. Noter que le mode DES (Descent chez AIRBUS) n’a pas été inclus ici, car la descente gérée par le FMS se fait habituellement sur un plan de descente calculé. La vitesse est donc gérée par l’automanette et non par le PA/DV. Ce mode peut être armé, conditions d’engagement : 

FMS renseigné en page performances



Hauteur radiosonde supérieure à une valeur de sécurité définie

53

06




Mode « TO/GA » (Takeoff/Go around) ou « SRS » (Speed Reference System)

Ce sont des modes supérieurs. But des modes : Le PA/DV commande l’assiette pour le décollage ou la remise de gaz : assiette de décollage puis maintien d’une vitesse (souvent V2 en N-1 moteurs ou V2 + marge en N moteurs). © Institut Aéronautique JEAN MERMOZ La photocopie non autorisée est un délit

En vol, ces modes sont armés, mais non affichés : 

A la capture du glideslope



Volets sortis

Ces modes s’engagent : A l’engagement du DV (au sol uniquement)



A l’engagement de l’automanette par le pilote par une pression sur les TO/GA switches situés sur les manettes des gaz.



Quand le pilote place les manettes des gaz dans le cran décollage (avion équipé d’une autopoussée).

T





AF

Au sol, ce n’est qu’un mode DV. Il concerne le PA à partir d’une certaine hauteur. Le calculateur utilise les mêmes éléments d’entrée que pour les modes vitesse sélectée (« FL CH SPD », « MCP SPD », « OPEN CLB/DES », « IAS »).

Modes acquisition et / ou maintien d’altitude« ALT(*) », « ALT HOLD », « ALT SEL », « VNAV ALT »

But des modes :

R

Ce sont des modes supérieurs.

D

Acquisition (ALT*) et maintien (ALT) de l’altitude existant au moment de la sélection du mode (ALT HLD) ou de l’altitude sélectée au MCP par le pilote (ALT SEL) dans le cas où le FMS n’est pas lié au PA/DV. Dans le cas où l’acquisition et le maintien de l’altitude sélectée par le pilote se fait, FMS lié au PA/DV, on a l’affichage VNAV ALT. Ces modes peuvent être armés, conditions d’engagement : 





Eléments nécessaires pour le calcul du braquage des gouvernes de profondeur en phase d’acquisition d’altitude (ALT* affiché au FMA) :

54



Braquage actuel des gouvernes de profondeur (β)



Assiette actuelle (θ)



Assiette cible (θc) commandée par le PA/DV pour capturer l’altitude cible






Différence entre l’altitude actuelle (Z) et l’altitude cible (Z 0)



Vitesse verticale ( Vz 

dZ ) dt

d ) dt

06




Braquage actuel des gouvernes de profondeur (β)






Différence entre l’altitude actuelle (Z) et l’altitude cible (Z 0)



Vitesse verticale ( Vz 



Somme des écarts d’altitude à partir de t0 instant de début de maintien



t

t0

d ) dt

dZ ) dt

(Z  Z0 )dt

T

A retenir : En maintien d’un niveau de vol, on ne peut pas être en maintien d’assiette, celle-ci évoluant en fonction du délestage carburant, du régime moteur, des variations de vitesse, du vent… On dit que le maintien d’altitude se fait au détriment de l’assiette.



AF

Mode ALT HOLD engagé, si on change le calage altimétrique, l’altitude affichée change mais le PA maintient le palier car le mode ALT HOLD fait en réalité maintenir à l’avion une altitude pression et non l’altitude affichée sur l’altimètre.

05

Modes « VNAV PTH » (Path – Trajectoire), « DES » (Descent), « ALT CST » (Altitude Constraint).

But des modes

R

Ce sont des modes supérieurs.

Suivre le plan de vol vertical calculé par le FMS. Ces modes peuvent être armés, conditions d’engagement : 





D


Eléments nécessaires pour le calcul du braquage des gouvernes de profondeur en phase de maintien d’altitude (ALT affiché au FMA) :

Les éléments nécessaires au calcul du braquage des gouvernes de profondeur sont identiques à ceux du mode V/S en descente (modes VNAV PTH ou DES), à ceci près que c’est ici le FMS qui définit la cible de vitesse verticale pour suivre le profil de vol vertical calculé. Ils sont identiques à ceux du mode ALT en palier (modes VNAV PTH ou ALT CST), à ceci près que c’est ici le FMS qui définit la cible d’altitude pour respecter les contraintes.



Mode « G/S » (Glideslope) C’est un mode supérieur. Le PA/DV commande l’assiette pour intercepter (G/S*) et suivre (G/S) l’axe glideslope d’une installation ILS. Ce mode peut être armé, conditions d’engagement : 

ε



Trajectoire d’interception LATERALE comprise entre ±XX° de l’axe G/S.

(angle d’écart radio) inférieur à une certaine valeur pour la trajectoire d’interception proposée par le pilote

55

06


Eléments nécessaires pour le calcul du braquage des gouvernes de profondeur :  Braquage actuel des gouvernes de profondeur (β)  Assiette actuelle (θ)  Assiette cible (θ ) c

 Le taux de tangage (vitesse de variation de l’assiette -

d ) dt


 Le signal d’écart radio (ε)  La vitesse verticale (Vz) Attention : La position de la barre de tendance horizontale du directeur de vol, si celui-ci est activé, n’indique pas la position de l’avion par rapport à l’axe G/S à intercepter, mais l’assiette à adopter pour l’intercepter de manière optimale.

Mode « FLARE » (Arrondi)

T



C’est un mode supérieur. But du mode :

AF

A partir d’environ 50ft mesurés par les radioaltimètres, le PA/DV commande une réduction de la vitesse verticale proportionnelle à la diminution de la hauteur afin de réaliser l’arrondi. Dès son engagement, l’automatisme ne tient plus compte des écarts par rapport au glideslope de l’ILS. Ce mode est armé à partir de h1 (détaillée plus loin), hauteur d’armement de l’atterrissage automatique.

R

Conditions d’armement :

Hauteur radiosonde inférieure à la valeur d’armement de l’atterrissage automatique



Mode G/S engagé



D



Au moins 2 PA engagés et opérationnels (sauf avions équipés de PA à 2 canaux)

Condition supplémentaire d’engagement : 

Hauteur radiosonde inférieure à une valeur dépendant de la vitesse verticale

Les éléments nécessaires pour le calcul du braquage des gouvernes de profondeur sont identiques à ceux du mode V/S mais c’est ici la diminution de hauteur qui commande une réduction de la vitesse verticale cible.

c)

Atterrissage automatique On appelle approche « semi-manuelle » ou « semi-automatique », une approche ILS où le PA est en modes LOC et G/S, jusqu’à une certaine hauteur où une déconnection manuelle ou automatique du PA intervient. L’atterrissage doit alors être effectué en manuel. Pour des raisons de sécurité et de précision de pilotage, un atterrissage automatique doit être entrepris avec au moins 2 PA opérationnels (sauf cas de PA à 2 canaux).

56

06


Un atterrissage est considéré comme automatique si le guidage va au moins jusqu’au toucher des roues.

Si la capacité d’atterrissage automatique n’est pas dégradée par une panne, le système est dit « fail operational » : opérationnel après panne. Pour réaliser un atterrissage automatique, il faut vérifier que les limitations de vent traversier et de turbulences sont respectées.



Réalisation d’un atterrissage automatique Un atterrissage automatique se fait toujours sur une approche ILS.

T

Il faut donc engager les modes LOC et G/S. Pour ce faire, il faut appuyer sur la touche APP ou APPR.

05

AF

Sur les PA/DV modernes, la sélection de la touche APP entraîne l’alimentation électrique de tous les PA mais seul celui préalablement engagé pilote effectivement l’avion. Sur des systèmes plus anciens, il faut engager le 2 e (et éventuellement le 3e) PA pour assurer la redondance et ainsi armer l’atterrissage automatique.

R

Remarque : Dans le cas de l’atterrissage automatique, les 2 DV sont couplés alors qu’en temps normal, ils sont indépendants. Ils ne peuvent être couplés que si au moins 2 PA sont engagés.

D


Si, après une panne, le système n’est plus capable de poursuivre l’atterrissage automatique, il sera dit « fail passive » : passif après panne ou à panne sans effet sur la trajectoire instantanée mais avec déconnection automatique du PA à une certaine hauteur radiosonde : l’approche devient donc, dans ce cas, semiautomatique.

A la capture du glide (engagement du mode G/S), les modes de remise de gaz s’arment mais ne sont pas affichés au FMA puisqu’ils ne seront engagés qu’à la 57

06


demande du pilote via une action sur les TO/GA switches situés sur les manettes des gaz (avions équipés d’une automanette) ou en plaçant les manettes dans le cran TO/GA (avions équipés d’une autopoussée).


h1 : Hauteur d’armement de l’atterrissage automatique. Les 2 (ici 3) PA sont alimentés électriquement et actionnent les gouvernes via leurs servocommandes hydrauliques. Ils dialoguent entre eux, généralement, le 1er PA engagé étant la référence (PA maître). La valeur de cette hauteur est spécifique de chaque type d’appareil et varie d’un constructeur à l’autre (A320 : 400ft, B747-400 : 1500ft…)

d)

Remise de gaz automatique

T

Les systèmes automatiques les plus récents (PA 3 axes) sont capables de prendre en compte le vent traversier. En fonction de la force du vent, ils « décrabent » l’avion en le mettant en glissade afin d’annuler la dérive à partir d’une certaine hauteur spécifique à chaque type d’appareil. h2 : Hauteur d’alerte. En-dessous de cette hauteur qui n’existe que sur les PA de génération moderne, certaines pannes ne sont plus annoncées afin d’éviter de perturber l’équipage à basse hauteur.

AF

La remise de gaz automatique est commandée par le pilote pendant l’approche au moyen des « TO/GA switches » (avion à automanettes) ou en plaçant les manettes des gaz dans le cran TO/GA (avion à autopoussée)(voir chapitre automanette/autopoussée). Elle est armée, mais non affichée au FMA : A la capture du glideslope



Volets sortis

R



D

Après l’avoir commandée, les modes SRS – GA TRK (AIRBUS) ou TO/GA – TO/GA (BOEING) s’engagent, associés avec un mode poussée fixe à l’automanette / autopoussée qui assure l’affichage de la poussée de remise de gaz. L’avion suit alors l’axe de piste et monte à vitesse indiquée constante (au moins V2). Le pilote doit changer de modes s’il veut suivre la trajectoire de remise de gaz publiée, si celle-ci comporte des virages, mises en palier ou autres.

e)

Décollage au directeur de vol et à l’automanette / autopoussée Dans un décollage normal, on utilise habituellement le DV et l’A/T ou l’A/THR pour avoir un guidage et une aide à l’affichage de la poussée de décollage choisie. L’aide de l’automanette / autopoussée est précieuse pour afficher précisément et avec stabilité cette poussée car les manettes des gaz sont très sensibles aux fortes poussées et les mécaniciens navigants, autrefois chargés de cette tâche ont quasiment tous tiré leur révérence !



Cas d’un avion équipé d’une automanette On engage les DV à l’aide des interrupteurs adéquats. On arme l’automanette (interrupteur A/T ARM en position ARM). Pour engager l’automanette, on appuie sur les « TO/GA switches ». Les manettes s’avancent alors pour afficher la poussée de décollage choisie par l’équipage (mode THR REF ou N1). Les DV sont alors en modes TO/GA – TO/GA.

58

06


On rappelle qu’à la pression des « TO/GA switches », la position FMS est recalée sur le seuil de piste (voir chapitre INS/IRS/FMS).



Cas d’un avion équipé d’une autopoussée Pour activer l’autopoussée, on place les manettes dans le cran TO/GA ou dans le cran FLX/MCT. La poussée augmente alors jusqu’à la valeur choisie par l’équipage. Les DV sont en modes SRS – RWY et MAN TOGA ou MAN FLX XX°C est affiché dans la colonne des modes autopoussée (XX°C représente la température fictive choisie par l’équipage afin de réduire la poussée de décollage). La position FMS est recalée sur le seuil de piste Guidage

T



f)

AF

Dans les deux cas, le DV guide en vertical (modes TO/GA ou SRS) pour afficher l’assiette de décollage puis pour maintenir une vitesse indiquée constante (au moins V2) et en latéral (modes TO/GA ou RWY) pour suivre l’axe de piste.

05

Canal lacet

Ce canal assure des fonctions multiples en fonction de la génération d’avion.

R

 Avions « classiques ou conventionnels » (ex : B737, B747 classique, DC10, MD80…) Sur ces appareils équipés de pilotes automatiques 2 axes (roulis/tangage), le lacet est géré par un automate indépendant des pilotes automatiques, même s’il travaille en étroite collaboration avec eux. Celui-ci assure : 





D


On engage les DV à l’aide des interrupteurs adéquats.

La coordination en virage (braquage automatique de la gouverne de direction avec le braquage des ailerons). Sur cette génération d’avions, cette fonction n’est souvent disponible que volets sortis.

L’amortissement en lacet (Yaw Damper). Cette fonction permet l’amortissement du roulis hollandais (vu en détails plus loin).

Avions « modernes » (ex : A320 et suivants, B747-400 et suivants…)

Ces appareils sont équipés de pilotes automatiques 3 axes. Les fonctions qui étaient remplies par l’automate sont maintenant prises en charge par le canal lacet des pilotes automatiques. Celui-ci assure : 

Les fonctions précédentes étendues et améliorées



Le « Décrabage » pendant l’atterrissage automatique



La gestion de la dissymétrie de poussée en cas de panne moteur (avions les plus récents uniquement)



Le mode ROLLOUT (uniquement si un localizer actif est disponible)

Dans un pilote automatique, la chaîne lacet reçoit un signal de roulis nécessaire pour la coordination en virage. 59

06


L’amortisseur de lacet (YD) reçoit des informations de vitesse angulaire de l’avion autour de son axe de lacet en provenance d’un gyromètre (éventuellement celui de l’indicateur de virage) ou des centrales inertielles. Cette information est filtrée afin d’isoler les fréquences oscillatoires caractéristiques du roulis hollandais et commander la/les gouvernes de direction pour le contrer.


Pour une vitesse d’oscillation donnée, l’amortisseur de lacet envoie à la gouverne de direction un signal inversement proportionnel à la vitesse, puisque plus la vitesse augmente, moins il est nécessaire de braquer la gouverne de direction pour obtenir l’effet aérodynamique souhaité. L’action de l’amortisseur de lacet a lieu en série et en aval des palonniers sans retour au pilote. Certains avions comportent donc un indicateur Yaw Damper. Il indique les ordres de braquage du système qui s’additionnent aux commandes pilote au palonnier.

Indicateur Yaw Damper

AF

T

Il est composé d’une aiguille verticale se déplaçant par rapport à une ligne centrale de référence.

Le yaw damper ne comprend aucune protection du domaine de vol de l’avion, donc il est incapable de rattraper des actions incorrectes du pilote aux palonniers.

R

Il est actif à partir du moment où le pilote l’engage et ce, de manière indépendante du pilote automatique. Eléments de réalisation

Indicateur de charge ou d’effort (Fokker 27 – Boeing 707)

D

1)

L’indicateur charge ou d’effort permet d’indiquer la valeur de l’intensité absorbée par les servomoteurs, de visualiser le signal électrique envoyé aux servomoteurs.

L’affichage se fait au moyen de galvanomètres à zéro central.

60

06


2)

Trim automatique a)

Avion classique Le compensateur de profondeur peut être commandé de 3 manières différentes : Commande électrique

Le pilote dispose d’une commande située sur le manche et composée de deux inverseurs à actionner conjointement (sécurité) pour commander à distance une compensation à cabrer ou à piquer.

T

Inverseurs de commande



AF

05

Commande manuelle

R

Utilisée par le pilote humain quand le pilote automatique est coupé, elle est généralement située sur le pylône central ; c’est un secours mécanique (câbles) au Trim Électrique.

D




Calage PHR sélectionné (ici 0°)

Volants de trim manuel

61

06


Sur tous les avions, un réglage manuel du calage du PHR (Plan Horizontal Réglable) est requis avant le décollage. Souvent, pour aider le pilote à réaliser cette tâche, les volants de trim sont gradués en angles de calage PHR et en centrage avion : par exemple ici, l’indication CG 30 signifie que cette position du PHR est correcte pour un centrage de l’avion de 30% (centre de gravité de l’avion situé à 30% de la corde aérodynamique moyenne).




Commande automatique

Elle est active dès que le pilote automatique est engagé : en effet, comme le pilote humain, le pilote automatique compense l’avion en profondeur. Ceci permet de restituer au pilote un avion correctement compensé à la déconnexion du pilote automatique.

T

De plus, cette fonction TRIM AUTO permet de réduire le moment de charnière appliqué à la gouverne qui ne serait pas dans le prolongement du PHR ; l’effet de « masque aérodynamique » appliqué à la gouverne par le plan horizontal fixe qui diminue son efficacité est, de fait réduit.

AF

D’autre part, des gouvernes braquées en permanence génèrent de la traînée. Compenser leur braquage par un braquage du PHR permet de réduire la traînée en permettant à la gouverne de profondeur d’être dans l’alignement du stabilisateur en vol établi.

D

R

Attention, ceci ne signifie pas que le pilote automatique pilote uniquement au compensateur : les évolutions commandées en tangage sont réalisées par les gouvernes de profondeur, puis, la compensation intervient en vol stabilisé.

Sans Trim Automatique

Avec Trim Automatique

Attention : Une panne du trim automatique, ou une impossibilité pour le PA de compenser l’avion en profondeur, implique une déconnection automatique du pilote automatique. b)

Avion moderne (commandes de vol électriques)

La fonction trim automatique est active dès que l’avion est en vol, que le pilote automatique soit engagé ou pas. Il n’y a donc pas compensateur au manche.

de

nécessité

d’installer

une

commande

électrique

du

Une commande mécanique du PHR subsiste afin de le caler pour le décollage et de contrôler l’avion en profondeur en cas de panne électrique totale.

62

06


3)

Mach Trim La réglementation impose au constructeur de l’avion qu’il soit constamment nécessaire de pousser plus sur le manche pour voler plus vite en vol horizontal.

Un moment piqueur apparaît à partir d’un certain Mach. Or, cela est contraire à la réglementation, car il serait alors nécessaire de pousser moins sur le manche pour voler plus vite en vol horizontal. Le remède consiste à contrer la tendance à piquer par un braquage supplémentaire du PHR (moment cabreur) ; c’est le rôle du Mach trim. Le calage du PHR devient fonction du nombre de Mach à partir d’un certain nombre de Mach.

Trim d’incidence (α Trim)

T

4)

A Mach élevé et forte incidence, l’avion est soumis à un couple cabreur. La fonction trim d’incidence, assurée par des calculateurs et des sondes d’incidence, commande automatiquement le PHR à piquer, en fonction de l’incidence et du nombre de Mach.

AF

05

R

Remarque : Cette fonction est inhibée lorsque les volets / becs sont sortis ou au sol. Ceci est une sécurité qui empêche tout déclenchement intempestif du système, suite à une panne du machmètre, par exemple, en phase de décollage / approche / atterrissage.

VI. Contrôle et protection du domaine de vol

D


Le problème réside dans le fait qu’aux Mach de croisière pratiqués par les avions subsoniques actuels, les manifestations de la compressibilité de l’air provoquent un recul du centre de poussée de l’aile (on tend vers un régime instable).

Note : ce chapitre couvre également l’item 022 12 04 Protection Décrochage (Stall Protection)

A. Avions sans protection du domaine de vol Ces avions possèdent des commandes de vol traditionnelles : A UNE POSITION COMMANDE CORRESPOND TOUJOURS LA MÊME POSITION GOUVERNE à l’exception de la gouverne de direction pour laquelle les systèmes RUDDER RATIO, YAW DAMPER et de coordination en virage automatique agissent en aval du palonnier sans retour au pilote. Ces avions peuvent avoir des commandes à transmission MECANIQUE ou ELECTRIQUE. Sur ces avions, le pilote a une liberté totale de braquage des gouvernes quels que soient les paramètres de vol. Il est donc tout à fait possible de sortir des limitations de l’avion (Facteur de charge, Vitesse, Incidence, Inclinaison, Assiette) et c’est donc au pilote de s’assurer qu’il les respecte. Néanmoins, des systèmes d’alarme sont présents pour signaler à l’équipage qu’il dépasse une limitation (Vitesse, Incidence, Inclinaison, Assiette) mais il n’est pas informé en cas de dépassement des facteurs de charge limites !

63

06


1)

Alarmes basse et haute vitesse Voici, ci-contre, le ruban de vitesse d’un PFD (B747-400). Le FMS calcule et affiche le domaine de vol dans lequel l’avion peut évoluer :


Vmax : La plus faible de VMO (Vitesse maximale opérationnelle certifiée), MMO (Vitesse correspondant au Mach maximal opérationnel certifié), VLE (Vitesse maximale train sorti) et VFE (Vitesse maximale avec le calage de volets actuel). Vitesse de manœuvre maximale : Assure une marge par rapport au buffeting haute vitesse lors d’évolutions.

T

Vitesse minimale d’évolution : Permet d’avoir une marge de 1,3 par rapport à la vitesse d’activation du Stick Shaker (Vibreur de manche) ou par rapport au buffeting basse vitesse.

AF

Vmin : Vitesse de déclenchement du Stick Shaker ou de buffeting basse vitesse. Cette vitesse se déplace vers le haut avec l’augmentation de l’inclinaison et du facteur de charge.

L’entrée dans la zone de vitesse ambre déclenche une alarme Master Caution « AIRSPEED LOW » ambre.

R

L’entrée dans la zone de vitesse rouge déclenche une alarme Master Warning rouge associée au message OVERSPEED ou au vibreur de manche.

2)

D

Ces zones de vitesse sont élaborées par le FMS (Base de données parformances), le SWC (Stall Warning Computer) et bien sûr l’ADC (Air Data Computer).

Limitation d’assiette

PLI : Pitch Limit Indicator Cette indication présente l’assiette de déclenchement du vibreur de manche pour la configuration actuelle. Au sol, cette indication montre l’assiette de toucher de la queue de l’avion. Les crochets du PLI sont élaborés par le SWC (stall warning computer). 64

06


Stick pusher : Certains avions à commandes de vol traditionnelles et qui présentent des caractéristiques potentiellement dangereuses une fois décrochés sont équipés d’un système actif de protection du domaine de vol : le pousseur de manche. Ce dispositif équipé d’une servocommande pousse le manche vers l’avant à partir d’une certaine incidence pour une configuration avion donnée afin d’éviter le décrochage.

3)

Limitation d’inclinaison

L’index d’inclinaison devient ambre à partir d’une certaine inclinaison. L’alarme « BANK ANGLE » l’accompagne.

T

La génération de ces alarmes provient souvent du GPWS qui utilise des informations d’attitude primaire en provenance des IRS.

AF

05

R

B. Avions avec protection du domaine de vol

Ces avions possèdent des commandes de vol à transmission électrique. Le pilote dispose le plus souvent d’un minimanche (sidestick) pour le pilotage manuel (certains avions comme le B777 restent toutefois fidèles au manche traditionnel malgré le fait qu’ils aient des commandes électriques et des protections domaine de vol). Ce minimanche envoie des ordres à des calculateurs qui, eux, bougent les gouvernes.

D


Les signaux d’entrée de ce système sont donc au moins : incidence et position des volets car en fonction de la position de ces derniers, l’incidence de décrochage change.

1)

Principe

Minimanche AIRBUS

Les gouvernes sont toutes : - commandées électriquement, et - actionnées hydrauliquement. Le plan horizontal réglable (THS : Trimmable Horizontal Stabilizer) et la gouverne de direction (RUDDER) peuvent être commandés mécaniquement afin de permettre un contrôle minimal de l’avion en cas de panne électrique totale. Les minimanches sont utilisés pour piloter l’avion en Tangage (PITCH) et Roulis (ROLL) et indirectement en lacet (YAW) par la coordination en virage. Les ordres pilote sont pris en compte par les calculateurs qui commandent le braquage des gouvernes comme nécessaire pour obtenir la trajectoire désirée.

65

06


Cependant, indépendamment des ordres pilote, les calculateurs évitent, en loi normale, sur les axes de tangage et de roulis : - les manœuvres excessives, et - de sortir du domaine de vol. Toutefois, comme pour les avions conventionnels, ces protections n’existent pas pour la direction.

AF

T


Schéma de principe

R

En entrée de chaîne, le pilote humain ou le pilote automatique donnent des ordres d’assiette et de roulis.

D

Les calculateurs commandes de vol reçoivent ces ordres, les traitent à l’aide de lois de pilotage (normale, alternate ou directe) et les envoient aux servocommandes électro hydrauliques qui actionnent les gouvernes. La réponse au mouvement des gouvernes est renvoyée au calculateur, il s’agit du retour d’asservissement. Commandes pilote : -

Deux manches latéraux, mécaniquement indépendants : chaque manche envoie des signaux électriques aux calculateurs de commandes de vol.

-

Deux palonniers, liés mécaniquement, assurent la commande de la gouverne de direction.

-

Des commandes groupées sur le pylône central :  

la manette des aérofreins, les deux volants de trim de profondeur qui permettent de commander mécaniquement le THS,



un sélecteur de trim de direction,



la manette de commande des becs/volets.

Il n’existe pas de sélecteur de trim aileron. 66

06


T D

R

AF

05


2) Architecture type du système de commandes d’un avion à commandes de vol électriques :

67

06


Légende du schéma ci-avant : LGCIU : Landing Gear Control and Interface Unit : Calculateur de gestion du train d’atterrissage. SFCC : Slat / Flap Control Computer : Calculateur de commande des becs / volets. FCDC : Flight Control Data Concentrator


Sept calculateurs de commandes de vol traitent les ordres du pilote et du pilote automatique selon différentes lois de pilotage : normale, alternate ou directe : - 2 ELAC (Elevator Aileron Computer) Assurant :  . la commande normale de la profondeur et du plan horizontal réglable,  . la commande des ailerons. - 3 SEC (Spoilers Elevator Computer)  . la commande des spoilers,

T

Assurant :  . la commande en secours de la profondeur et du plan horizontal réglable.

AF

- 2 FAC : (Flight Augmentation Computer) Assurant :

 . la commande électrique de la direction,

 . les fonctions YAW DAMPER, RUDDER TRIM, RUDDER TRAVEL LIMIT

R

 . et la protection du domaine de vol.

D

- De plus 2 FCDC (Flight Control Data Concentrator) sont chargés d’acquérir des données venant des ELAC et des SEC pour les envoyer aux écrans de pilotage.

Fonctionnement du système en loi normale : Un déplacement latéral du minimanche commande un TAUX DE ROULIS (Vitesse de variation d’inclinaison) et un déplacement longitudinal commande un FACTEUR DE CHARGE et un TAUX DE TANGAGE (Vitesse de variation de l’assiette). Le rôle des calculateurs consiste à braquer plus ou moins les gouvernes en fonction de la vitesse (la sensibilité des gouvernes augmente avec la vitesse) pour obtenir les éléments (Taux de roulis / Facteur de charge) demandés par le pilote. Si le manche est au neutre, un taux de roulis NUL est commandé donc l’inclinaison reste constante et un facteur de charge = 1 est commandé donc l’assiette reste constante. Le manche est rappelé au neutre par des ressorts et il n’y a pas de retour d’asservissement vers le manche. Il n’y a donc pas de lien direct entre le manche et les gouvernes et les gouvernes peuvent être braquées sans que le pilote ne le demande afin de maintenir l’attitude avion. Le pilote dispose de plus d’une compensation en profondeur automatique même en pilotage manuel. 68

06


3)

Protections du domaine de vol disponibles en loi normale :

a)

Limitation du facteur de charge

Les facteurs de charge limite définis par les règles de certification CS25 (remplaçant du JAR25) sont ainsi toujours respectés quelle que soit la vitesse ! Il est donc toujours possible de déplacer les commandes en butée sans risque pour la structure de l’avion (utile en cas de manœuvre d’évitement brutale).

b) Limitation d’assiette et d’inclinaison

T

Ce type de protection n’est possible que sur avion à commandes électriques.

05

Limitation d’inclinaison

R

AF

Le FAC limite l’inclinaison et l’assiette à des valeurs prédéfinies et repérées sur le PFD par des doubles barres vertes :

Limitation d’assiette

D


Le minimanche commandant directement le facteur de charge, le FAC définit un ordre n = +2,5 (+2,0 volets sortis) pour la butée arrière du minimanche et un ordre n = – 1 (0 volets sortis) pour la butée avant du minimanche.

Il n’est pas possible, même manche en butée, de dépasser ces valeurs limites. Exemples de valeurs limites : A320 : Inclinaison ± 67° (Inclinaison donnant n = +2,5 g) et Assiette -15° à +30° (pouvant se réduire à +20° à basse vitesse et volets sortis). Ce type de protection n’est possible que sur avion à commandes électriques.

69

06


c) Protection grande incidence

Le FAC affiche des informations sur le ruban de vitesse du PFD :

AF

T

VLS (Lowest Selectable) : Vitesse la plus faible sélectable au FCU. Permet d’avoir une marge suffisante par rapport au décrochage. Cette vitesse tient compte du facteur de charge actuel et de la configuration avion (notamment des spoilers). V PROT : Vitesse de déclenchement de la protection d’incidence. Manche au neutre, l’avion ne descendra jamais en dessous de cette vitesse. V MAX : Vitesse d’incidence maximale autorisée. Vitesse à laquelle l’avion se stabilise manche en butée à cabrer.

Mode Alpha Floor de l’autopoussée

70

R

Pour une certaine incidence  FLOOR située entre  PROT et  MAX, l’autopoussée commande une poussée fixe TOGA (poussée maxi décollage / remise de gaz en fonction des conditions du jour) quelle que soit la position manette.

D


Cette protection permet d’empêcher l’avion de décrocher et d’optimiser son comportement dans des manœuvres extrêmes telles que la réponse pilote à des alarmes Windshear (Cisaillement de vent), GPWS et TCAS.

06


Annonce Alpha Floor à l’E/WD Poussée actuelle

T

Poussée commandée par l’autopoussée

D

R

AF

05


Position manette

On visualise sur le graphique ci-dessus que même à  MAX, il y a encore une marge par rapport au décrochage à 1g. Note : Certains avions à commandes mécaniques traditionnelles ont un mode de protection décrochage à l’automanette uniquement équivalent à l’Alpha Floor Airbus. Mais attention, seuls les avions à commandes électriques équipés de protections actives du domaine de vol sont vraiment protégés du décrochage, et encore, uniquement en loi normale. Les avions conventionnels ne sont équipés que d’une alarme décrochage développée dans le chapitre alarmes de cet ouvrage.

71

06


d)

Protection haute vitesse

Le FAC détermine Vmax qui est la plus faible de VMO / MMO. Il autorise un léger dépassement (VMO + 6kt ou MMO + 0,01) mais empêche la vitesse d’aller au-delà en agissant sur les gouvernes de profondeur. VMO + 6kt ou MMO + 0,01 © Institut Aéronautique JEAN MERMOZ La photocopie non autorisée est un délit

VMO/MMO

Réversions de mode pilote automatique / directeur de vol

Vitesse verticale ou pente sélectionnée en montée excessive

D

R



AF

e)

T

Ce type de protection n’est possible que sur avion à commandes électriques.

Si la vitesse verticale (ou la pente) sélectée est excessive, le PA/DV maintient la cible de vitesse verticale (ou de pente), mais l’avion décélère et la vitesse diminue. En atteignant VLS (ou VLS-5 si la vitesse cible est VLS), l’AP abandonne temporairement la cible de vitesse verticale (ou de pente), et diminue automatiquement la vitesse verticale pour maintenir VLS. Le mode est alors encadré en ambre clignotant. Il existe l’équivalent en descente dans le cas où l’équipage sélectionne une vitesse verticale (ou une pente) excessive. Ces réversions de mode peuvent être rencontrées sur des avions dont les commandes sont mécaniques.

72

06


4)

Fonctionnement en cas de panne

Pour des pannes plus sérieuses, on passe en loi alternate. Certaines protections sont perdues : limitation en inclinaison, en assiette et éventuellement basse et haute vitesse. En cas de problème plus grave, la loi directe s’engage. Dans cette loi, on se ramène à un pilotage traditionnel : à une position manche correspond toujours la même position gouverne. La compensation automatique est perdue, il faut manuellement actionner les volants de trim manuels.

T

Enfin en cas de panne électrique totale, on est en secours mécanique : le pilotage se fait uniquement via le compensateur de profondeur et les palonniers. Ceci le temps de déployer l’éolienne de secours, la RAT (Ram Air Turbine) qui restore une alimentation électrique et hydraulique minimale.

D

R

AF

05


Les redondances permettent de conserver la loi normale dans le cas de la panne d’un voire de deux calculateurs.

73

Communications systems

07


Introduction A.

Historique

L'échange d'informations entre aéronefs, aéronefs et contrôle aérien, aéronefs et compagnie exploitante est source de sécurité et de rentabilité (optimisation du vol, optimisation du ramp service et de la maintenance, optimisation commerciale). On peut considérer que la première liaison radio est effectuée en 1896 par Marconi. La première communication France – Angleterre a eu lieu en 1899. On sait alors communiquer sur de courte distance en radiotélégraphie (code morse). En 1909 Blériot traverse la Manche mais il n'y a pas encore de radio embarquée.

La radiotéléphonie est née.

T

C'est aussi l'année de la première expérience réussit de transport de la voix par une onde hertzienne.

AF

On ne sait utiliser alors que les ondes courtes (HF).

La VHF (Very Hight Fréquency) viendra bien plus tard. Le 1er mai 1926, la station du Bourget s'équipe d'un radiogoniomètre. C'est le début de la radionavigation.

R

La radiotéléphonie subit alors rapidement au fil du temps des améliorations considérables : Les antennes ne sont plus pendantes. La Bande Latérale Unique (BLU) fait son entrée. La VHF est utilisée.

D

On peut alors communiquer à grande distance en HF ou courte et moyenne distance en VHF avec le contrôle aérien, parfois entre aéronefs et avec les services de sa compagnie. Le nombre d'aéronefs équipés fait que rapidement les fréquences sont saturées. Le réseau des stations sol (radiocommunication ou radionavigation) est alors impressionnant. On diminue la largeur des canaux utilisés (on passe en VHF de 25 KHz à 8,33 KHz), on utilise d'autres types de modulation, mais c'est l'avènement du numérique qui apporte un embryon de solution avec l'ACARS. ACARS :

Aircraft Communications Addressing and Reporting System

Néanmoins subsistent des zones ou les télécommunications sont très difficiles voire souvent impossible à réaliser (Atlantique, Pacifique, Afrique). On déplace alors le moyen radio sol vers l'espace en l'implantant sur des satellites vers 1990. La tendance actuelle est à regrouper tous les moyens de radiocommunication du bord, au sein d'une seule entité, une sorte d'ordinateur dialoguant avec les moyens embarqués et les moyens au sol.

73

07


Les moyens aux sols sont interconnectés entre eux par un réseau mondial. C'est la mise en œuvre des Futurs Systèmes de Navigation Aérienne (FANS) avec communication contrôleur pilote par transmission de données (CPDLC) et surveillance automatique (ADS) s'appuyant sur un réseau informatique au sol (ATN). CPDLC :

Controller Pilot Data Link Communications

ADS :

Automatic Dependent Surveillance

ATN :

Aeronautical Telecommunication Network

Afin de baigner sereinement dans ce nouvel environnement nous allons donc aborder les concepts de cette nouvelle ère. Mais il nous faut commencer par … le commencement. B.

Transmission de l'information : L'information à transmettre est de deux sortes: -

la voix (signal analogique)

-

les données (signal numérique, pour faire court)

T

Une information est forcément une variation d'un élément. Une lampe éclairée (ou éteinte) en permanence ne donne aucune information.

AF

Une lampe alternativement allumée ou éteinte selon un code (code morse par exemple) fournira une information (allumée brièvement : un point, allumée plus longuement : un trait) L'information est la variation de lumière et le support de transport (le médium) est la lumière. Notre lumière est modulée par l'information.

R

Dans le cas où un opérateur envoie un message morse à l'aide de sa lampe vers un observateur qui se contente de décoder le message nous venons de créer un canal d'information. Ce canal est dit simplex.

Il n'y a pas de dialogue (c'est la cas de la diffusion de l'ATIS par exemple).

D

Le dialogue repose sur un protocole d'échange. Chacun transmet à son tour et quand il a fini, il envoie (par exemple) la lettre K invitant l'autre à transmettre. Ce canal fonctionnant alternativement dans un sens puis l'autre (chacun étant à son tour émetteur puis récepteur) est appelé half duplex. Lorsque nous dialoguons avec le contrôle en VHF, c'est du half duplex. On pourrait imaginer ce canal équipé de deux lampes de chaque côté (une blanche, une rouge) et deux opérateurs de chaque coté (l'un manipulant la lampe blanche et l'autre la rouge). La liaison serait alors réalisable dans les deux sens simultanément. Nous aurions alors un canal full duplex. Lorsque vous téléphonez vous pouvez parler en écoutant votre interlocuteur et lui couper la parole. C'est une liaison full duplex. On pourrait imaginer la même liaison avec un seul opérateur de chaque côté et une lampe équipée de filtre blanc et rouge. Si les opérateurs sont assez habiles, on pourra passer les deux messages sur le même support en respectant un protocole (exemple : je transmet un mot blanc, tu réponds en blanc puis tu envoies un mot de ton message rouge etc ..

74

07


Les informations seront multiplexées et le protocole devra être élaboré afin d'éviter les collisions des trames de message. L'échange d'information repose donc sur un médium (le support de transport), un codage de l'information et un protocole d'échange. Ces notions nous intéresserons plus particulièrement lorsque nous parlerons des communications numériques.

Génération de signaux radio A.

Signaux radio :

R

AF

T

En général les milieux de transmission ne laissent pas passer les signaux constants (les signaux qui ne changent pas au cours du temps). Un signal dont les variations sont très lentes (fréquences basses) ne se propagera pas à grande distance, il faudrait l'émettre avec une puissance très grande. De plus, il n'est pas rentable économiquement de réserver un milieu de transmission pour un signal. On est donc amené à mettre en forme les signaux pour que ces signaux présentent des fluctuations suffisamment rapides et pour pouvoir transmettre simultanément plusieurs signaux dans le même milieu. La voix humaine est de fréquence basse (300 à 3000 Hz) et l'émission d'une telle fréquence ne permet pas de grande portée. On utilisera comme support de transmission (médium) une onde hertzienne à haute fréquence. Ce signal transportant l'information sera appelée signal porteur (ou onde porteuse) L’information (codée ou non) sera superposée (modulera) le signal HF (la porteuse). Les ondes hertziennes sont de fréquences différentes selon les applications envisagées. Les différentes catégories d’ondes (HF,VHF) et leurs caractéristiques font maintenant partie du certificat 062 et sont développées au chapitre I du livret radionavigation. Le rayonnement dans l’espace des ondes s’effectue au moyen d’une antenne chargée de convertir le signal électrique généré dans un émetteur en énergie électromagnétique rayonnée dans l’espace. Les principes de l’antenne, les différents types d’antennes utilisées selon la fréquence, sont développés au chapitre I du livret radionavigation. On suppose que les connaissances concernant, les impédances et la résonance, développées au chapitre IX du livret électricité, sont acquises. En électricité nous avons étudié les paramètres (amplitude, fréquence, phase) de signaux alternatifs purs ce qui n'est plus le cas en radio, mais l'artifice mathématique ci-dessous(que nous nous contentons de citer) permet de travailler sur des signaux sinusoïdaux. Un signal périodique quelconque se décompose en une somme de signaux sinusoïdaux de fréquences et d'amplitudes différentes, c'est une propriété remarquable. La décomposition se fait par une méthode mathématique dite de Fourier sortant largement du cadre simpliste de ce livre.

D

I.

75

07


Un signal quelconque peut toujours se décomposer en un signal appelé la fondamentale et d'autres signaux appelés harmoniques. (on dit un harmonique)

Fondamentale Harmonique 1

Signal complexe

Harmonique 2

1

T

Les différentes fréquences de la décomposition en série de Fourier sont représentées par un diagramme appelé spectre fréquentiel : Ce spectre fréquentiel est une manière de représenter un signal périodique, et cela reste valable dans le cas général d'un signal non périodique (d'énergie finie), ce que l'on peut démontrer avec la transformée de Fourier. Cette représentation fréquentielle est essentielle en traitement de signal.

T

AF

2

F

Je regarde le diagramme fréquentiel comme ceci.

D

R

Il existe donc deux manières d'analyser un signal. Analyse dans le domaine temporel (1) Analyse dans le domaine fréquentiel (2) Le spectre fréquentiel contient : * Le niveau continu : valeur moyenne du signal. * La composante fondamentale, de la fréquence du signal. * Les harmoniques, de fréquence multiple de celle de la fondamentale. Nota : Il contient aussi des fréquences négatives, qui n'ont pas de signification physique directe; on doit mathématiquement leur présence, au développement de la fonction réelle en série complexe. Ces fréquences négatives disparaissent avec l'utilisation de séries de Fourier réelles.

76

07


Diagramme fréquentiel d'un signal complexe émis sur une fréquence F0 :

Amplitude

Fréquence harmoniques

F0

harmoniques

Domaine des fréquences occupées

T

Un signal généré de fréquence F occupera donc un domaine de fréquence plus ou moins large selon la forme des signaux. Les harmoniques générées peuvent perturber des systèmes travaillant sur des fréquences adjacentes.

AF

Les harmoniques sont en général de niveau décroissant selon leur rang et audelà d'un certain niveau on considère qu'elles ne sont plus gênantes. Caractéristique statique d'un circuit :

D

R

Si cette caractéristique est linéaire, le système répond à une sinusoïde par une sinusoïde, sinon il introduit une distorsion et le signal de sortie n'est plus sinusoïdal mais a acquis des harmoniques. Les signaux radio traversent toujours des éléments non linéaires. Nous avons par exemple étudié la caractéristique de la diode I = f(V) et donc vu que cette caractéristique n’est linéaire que sur une partie. Un signal alternatif F traversant un élément non linéaire donne en sortie un signal distordu constitué d’une fréquence fondamentale F et de nombreux harmoniques. La création de ces harmoniques peut être néfaste et on cherchera à les éliminer aux moyens de filtres ou bien utile (nous verrons cela avec les multiplicateurs de fréquences) et alors on cherchera à les récupérer et à les amplifier. En radio nous sommes souvent amener à mélanger plusieurs signaux. Par exemple, superposer une information à un signal porteur de fréquence plus élevée (modulation). Tout circuit non linéaire auquel on applique deux signaux sinusoïdaux F1 et F2 (par exemple un signal porteur F1 et l'information modulante F2) fournit en sortie le spectre suivant : F1, 2F1, 3F1,... nF1 F2, 2F2, 3F2,... nF2 F1 + F2 F1 - F2 On rappelle juste : sin a x sin b = 1/2 (cos (a -b ) - cos (a + b)) ou cos a x cos b = 1/2 (cos (a - b) + cos (a + b))

77

07


et une combinaison de produits d'intermodulation comme 2F1 - F2 et 2F2 - F1 pour le 3ème ordre 3F1 - 2F2 et 3F2 - 2F1 pour le 5ème ordre, etc.

B.

T

Ceci nous permet de conclure que chaque système radio, selon sa technologie, le type de signal à transmettre ainsi que sa fréquence aura un encombrement spectral déterminé. Il nous faut parmi toutes ces composantes ne garder que celle qui nous intéresse. On peut obtenir cela au moyen de filtres.

Filtres

R

AF

Nous savons depuis le cours électricité que : Une inductance présente une impédance d'autant plus élevée que la fréquence du signal à ses bornes est élevée Une capacité présente une impédance d'autant plus faible que la fréquence du signal à ses bornes est élevée. Ainsi en agençant astucieusement inductance et capacité on peut faire en sorte qu'un signal traverse ou ne traverse pas cet agencement. Le filtre aura donc pour rôle de supprimer ou du moins d'atténuer fortement les signaux sur une partie du spectre (cette partie étant déterminée et par la nature et par les valeurs des constituants du filtre), et de laisser transiter avec le minimum d'atténuation possible les autres parties spectrales.

D

Le filtre est une fenêtre à spectre. Fondamentalement il existe quatre types de filtres.

0dB

-XdB Passe bas F1 et F2 passent F3 est atténuée

Coupe bande F1 et F3 passent F2 est atténuée

F

F

F

F

Passe bande Seule F2 passe F1 et F3 atténuées

Passe haut Seule F3 passe F1 et F2 atténuées

Un condensateur est un filtre passe haut élémentaire car sa réactance décroît quand F croît.

78

07


Une inductance est un filtre passe bas élémentaire car sa réactance croît quand F croît.

ZL  Zc

Variation de l'impédance d'une inductance L et d'une capacité C pour F de 10 à 100 MHz

F haute

Vs

D

R

AF

Ve

Prenons le cas du filtre illustré à gauche. Quand la fréquence sera basse, la réactance de l'inductance L sera très faible tandis que la réactance du condensateur C sera très élevée, le signal Ve que l'on va appliquer à l'entrée verra une impédance quasi infinie vers la masse tandis qu'il verra une impédance très faible dans le sens du passage du filtre. Faisons croître la fréquence. La réactance de L augmente, celle de C diminue. Ceci se traduit par un passage plus difficile entre l'entrée et la sortie, une partie de la tension est dérivée à la masse via C. Augmentons encore la fréquence, L bloque la quasi-totalité du signal qui va alors à la masse via C, peu de signal Ve est présent en sortie. Nous avons affaire à un filtre passe bas.

T

F basse

Le calcul des filtres fait appel à des notions mathématiques complexes qui n'ont pas place ici. Il existe d'autres types de filtres que les filtres LC, citons les filtres céramiques et les filtres à quartz permettant la réalisation de filtres très sélectifs (Bande passante très étroite et flancs raides). La finalité est la même, la mise en œuvre et la technologie sont différentes.

C.

Amplificateurs :

Les signaux utilisés en radio sont souvent de très faible amplitude. Une antenne capte un signal très faible, un microphone délivre un petit signal. Nous aurons donc souvent besoin de relever le niveau de ces faibles signaux avant utilisation. Nous utiliserons pour cela un ou plusieurs étages amplificateurs. Un étage amplificateur est basiquement réalisé à partir de transistors. Les transistors sont étudiés en chapitre 4 du livre d'électricité (semi conducteurs).

79

07


On rappelle ici simplement qu'un transistor délivre un courant collecteur Ic important pour un petit courant de base Ib. Ces deux courants sont reliés par la relation Ic=  Ib, le paramètre  caractérisant le gain en courant du transistor. Un amplificateur est caractérisé par (entre autres paramètres) : *

La grandeur amplifiée (tension, courant, puissance)

*

La fréquence des signaux qu'il peut amplifier (Basse Fréquence ou Haute Fréquence, on parlera d'ampli BF ou HF)

*

Le gain :

Le gain s'exprime en général en décibel. Le décibel n'est pas une unité mais le rapport de deux grandeurs. Le gain en puissance avec, Pe puissance d'entrée et, Ps puissance de sortie, exprimé en dB est :

GdB  10 log

U2 P R

et que log(a.b) = log(a) + log(b) le gain en tension devient :

T

Comme

Us Ue

AF

GdB  20 log

*

Ps Pe

Bande passante :

D. 1.

D

R

Comme pour les filtres, un étage amplificateur en fonction de ses composants laisse passer une plus ou moins grande plage de fréquences. Il existe des amplificateurs à large bande passante, appelés apériodiques, dont on trouve l'usage en BF (votre chaîne HiFi par exemple) et des amplificateurs à bande passante très étroite (comportant des circuits LC accordés) dits sélectifs.

Oscillateurs Généralités

Afin de générer un signal sinusoïdal de haute fréquence, on utilise un oscillateur. Un oscillateur est un générateur de signaux périodiques sinusoïdaux ou non. Seuls les signaux sinusoïdaux nous intéressent ici. Un oscillateur est un étage amplificateur comportant une boucle de réaction. Une partie du signal de sortie est réinjectée en phase sur l’entrée. Le montage oscille à la condition que G =1. (G, gain de l’ampli - , gain de la boucle)

Ve

.Vs

80

G 

Vs = G.Ve

HP

AMPLI

MICRO

07


Un exemple simple : Vous avez tous entendu une fois le phénomène de larsen. Il se produit lorsqu’une fraction de signal délivré par les hauts parleurs d’un amplificateur est captée par le micro et est réintroduite en phase (condition de distance entre micro et HP) à l’entrée de l’amplificateur. Pour générer un signal sur une fréquence précise, il faut que la boucle inclue un réservoir d'énergie sélectif qui définit la fréquence de fonctionnement. Notre réservoir d’énergie est constitué par la capacité d’un circuit LC.

I L

E

C

F = 2

1 LC

Valim L1

C

R

L2

AF

T

La capacité chargée se décharge dans L qui emmagasine une énergie magnétique puis la restitue à C à un rythme dépendant de la valeur LC. Ce circuit LC incorporé dans la boucle de réaction permet la génération d’un signal alternatif à la fréquence F (fréquence de résonance du circuit) tant que l’étage amplificateur est alimenté.

Oscillations

D

T

Le circuit L1C1 est sélectif. L'ensemble L1 L2 constitue un transformateur permettant de réinjecter une fraction du signal de sortie dans le circuit d'entrée via L2 induite par L1

Schéma d’un oscillateur LC

La fréquence d’un tel oscillateur est donc fixe. Comme nous ne travaillons pas toujours sur la même fréquence, il faut pouvoir générer des oscillations de fréquences différentes. La solution la plus simple (mais pas la meilleure) est de créer un circuit LC de valeur variable. On utilisera pour cela une capacité variable.

Oscillateur

81

07


Ou mieux encore, une diode varicap (livret électricité chapitre 4-4). Cette diode présente la caractéristique de se comporter comme une capacité dont la valeur dépend de la tension appliquée aux bornes de la diode (qui doit être polarisée en inverse).

Oscillateur

U1 U2 U3

F1 F2 F3

On pourra disposer de fréquences préréglées en mémorisant des tensions de commande de la diode. Un tel oscillateur est appelé VCO (Voltage Controlled Oscillator) L’inconvénient de ce type d’oscillateur est son instabilité en fréquence. Or nous avons besoin de fréquences stables. Un oscillateur beaucoup plus stable peut être réalisé à partir d’un quartz. 2.

Quartz :

R

AF

T

Le quartz est composé de silice Si O2, qui est une matière minérale très dure extrêmement répandue dans la nature.

Quartz à l'état naturel

D

Une fois taillé convenablement, ce cristal de silice est enfermé dans un boîtier métallique muni de deux surfaces de connexions enserrant la lamelle de quartz. Notons que ces deux surfaces de connexions vont se comporter comme une capacité.

A B Le quartz présente la particularité d'être piézo-électrique, en d'autres termes cela signifie que si nous lui appliquons une force de compression sur ses faces, nous constatons l'apparition de charges électriques.

82

07


Si maintenant nous inversons l'effort que nous appliquons sur la lamelle de quartz et qu'au lieu de compresser celui-ci nous exercions une traction, nous constatons que le signe des charges s'inverse. Plus l'effort mécanique est important, plus il y a de charges qui apparaissent. Mais l'effet piézo-électrique est réversible. En appliquant une tension électrique sur la lamelle de quartz, on observe une déformation mécanique. Le quartz est un matériau élastique (relativement) et il retrouve sa forme originelle dès que cesse la tension. Un courant alternatif, fourni à ses électrodes, fait vibrer (ou osciller) le quartz à une fréquence particulière, la fréquence propre de résonance qui est liée, entres autres, aux dimensions physiques de la lamelle de quartz et de la manière dont il est taillé. Plus la lamelle est mince plus la fréquence croît, ceci limite forcément la fréquence maximale atteignable. Pour des fréquences allant jusqu'à 30 MHz, le quartz oscille sur sa fréquence fondamentale. Pour générer des fréquences supérieures il existe des astuces (fonctionnement sur harmonique appelé overtone et multiplicateur de fréquence).

Précision

*

Stabilité

AF

*

T

Un quartz présente des caractéristiques de :

Il dérive en fréquence selon la température et au cours du temps à cause du vieillissement.

R

Q

D

Ca

Exemple d’un oscillateur à quartz permettant de choisir trois fréquences différentes, légèrement ajustables par les capacités Ca rajoutées. Afin d’éviter une dérive en fréquence selon la température, le quartz peut être enfermé dans une enceinte régulée en température. Nous avons donc maintenant une oscillation précise et stable mais malheureusement très peu réglable car on ne peut faire varier la fréquence du quartz que sur une plage très étroite. En associant un oscillateur à quartz (oscillateur de référence) avec un VCO nous aurons la possibilité d’afficher la fréquence désirée sur une large plage tout en bénéficiant de la précision et de la stabilité du quartz, c’est la synthèse de fréquence.

83

07


3.

Synthèse de fréquence

Sortie

PLL

Cde de n

T

Un oscillateur à quartz de fréquence f alimente à travers un diviseur de fréquence un comparateur. L’autre entrée du comparateur est alimentée par le signal d’un VCO à travers un diviseur par n.

AF

Tout écart du VCO par rapport à l’oscillateur à quartz crée une tension d’erreur qui, appliquée au VCO, le ramène à sa fréquence initiale. La fréquence f de sortie de l’oscillateur est donc liée à celle du quartz par un coefficient (dans cet exemple) n/100. En faisant varier n on obtient une nouvelle fréquence et ce pour une grande gamme de fréquences.

R

L’ensemble VCO, comparateur de phase, filtre est appelé boucle à verrouillage de phase (PLL pour Phase Locked Loop).

4.

D

Nous sommes restés pour l’instant dans le domaine analogique mais la synthèse de fréquence est maintenant sur de nombreux ensembles numériques. Synthèse numérique

La dernière technologie de synthèse de fréquence repose sur l'utilisation de techniques numériques directes. Le principe est d'exploiter le principe d’un convertisseur numérique analogique piloté par un programme. Si l'on envoie à l'entrée d'un CNA une information digitale suivant dans le temps une évolution de type sinusoïdale la sortie du CNA va fournir un signal analogique sensiblement sinusoïdal (en fait en marche d'escalier dont l'enveloppe serait une sinusoïde) qu'il suffira de faire transiter par un filtre relativement simple pour lisser le signal et obtenir une sinusoïde presque parfaite La fréquence maximale possible est un peu inférieure à la moitié de la fréquence d'horloge (théorème de Shannon).

84

07


Horloge d’échantillonnage Microprocesseur Générateur de la fonction sinus à la fréquence F

CNA

Filtre Passe bas

Mise à niveau

Choix Fréquence Bien, nous disposons maintenant d’un signal alternatif de haute fréquence, ajustable en fréquence, stable et précis qui va nous servir à générer la fréquence porteuse de notre message (voix ou datas).

AF

T

Les oscillateurs que nous venons d'étudier fournissent des fréquences assez faibles (de l'ordre de quelques dizaines de mégahertz) car il est plus facile de réaliser un oscillateur stable en fréquence (de plus les quartz n'oscillent pas sur des fréquences élevées). Il existe d'autres formes d'oscillateurs réservés à des usages très hautes fréquences émettant des signaux ne transportant aucune information. C'est le cas des radars qui se contentent d'émettre des salves de signaux SHF (modulation d'impulsion).

E.

R

On utilise alors des oscillateurs spéciaux tel le klystron ou le magnétron.

Multiplicateur de fréquence :

D

Nous disposons maintenant d'un générateur de fréquence stable, réglable. La fréquence obtenue est souvent loin de la fréquence sur laquelle nous désirons émettre. Il suffira alors de faire passer notre signal dans un (ou plusieurs) amplificateurs sélectifs accordés sur un harmonique du signal délivré par l'oscillateur. On utilise les harmoniques 3 ou 5 au maximum. Un tel étage amplificateur accordé sur un harmonique du signal d'entrée est appelé multiplicateur de fréquence.

OSC Quartz 8 MHz

Filtre 24 MHz

Ampli

Filtre 120 MHz

PA

Un oscillateur 8 MHz délivre un signal contenant des harmoniques (H3 = 24 MHz).

85

07


Un filtre permet de ne laisser passer que l'harmonique 3 soit 24 MHz laquelle est amplifiée par un circuit non linéaire. Un deuxième filtre accordé sur l'harmonique 5 du signal 24 MHz amplifié permet de délivrer au PA (Power Amplifier) une fréquence de 120 MHz, avec la stabilité du quartz, qui sera rayonné dans l'espace par une antenne accordée sur 120 MHz. Nous venons de créer notre premier émetteur.

II.

Modulations A.

But

Ce premier émetteur nous permettra d'envoyer dans l'espace une onde à la fréquence de 120 MHz mais ne contenant aucune information (porteuse pure).

T

Ce type d'onde est appelé signal A0 ou N0N (voir chapitre onde du livret radionavigation).

AF

Il est cependant possible de bloquer ou non le PA et donc d'émettre ou de ne pas émettre. Nous disposons alors d'un moyen de communication. J'émets un temps bref (cela représentera un point) ou un temps long (cela représentera un trait). Connaissant le code morse, je suis capable d'émettre un message.

D

R

Le type d'onde émise dans ce cas est appelé A1A.

Nous verrons plus tard que ce signal n'est pas directement audible à la réception et que cela demande une astuce pour le décoder (BFO chapitre ADF livret radionavigation). Ce moyen d'émission rudimentaire délivre un signal très robuste (l'information sera détectable dans un milieu très brouillé par d'autre émission) mais le débit d'information est très faible. Pour émettre un signal de type voix ou données (datas) nous devons faire appel à des techniques de modulation.

REMARQUE Le chapitre modulation est en partie développé au chapitre 1 du livre de radionavigation.

86

07


Techniques de modulation: Afin de transporter une information (pour l'instant, la voix), il faut moduler un signal (la porteuse) transportant cette voix. Outre les raisons développées en chapitre1-Radionavigation, on comprend bien que si par exemple 3 stations pouvait émettre la voix directement à grande distance, on recevrait un mélange incompréhensible de ces 3 voix (toutes situées dans la même bande de fréquence). Si tout le monde me parle en même temps je ne comprends rien. Par contre si je module une fréquence F1 par la voix 1 puis F2 par la voix 2, etc. je peux à la réception accorder mon récepteur sur F1, et après démodulation en retirer la voix 1 et n'entendre que cette voix. J'ai réparti mes voix sur des canaux de transmission. Le but de la modulation est de translater le spectre d'un signal Basse Fréquence (sons, musique, parole) vers les Hautes Fréquences pour pouvoir le transmettre facilement par voie hertzienne. La radio, la télévision, les lignes téléphoniques (modem) utilisent le procédé de modulation.

T

Le signal H.F est appelé PORTEUSE (il ne contient aucune information). Le signal B.F est appelé SIGNAL MODULATEUR. (C’est l’information).

AF

On sait qu'une sinusoïde est définie par trois paramètres : son amplitude, sa fréquence, sa phase. Nous avons cité que la fonction sinusoïdale avait pour équation : A (sin  t + ) = A (sin 2  F t + )

Chacun des trois paramètres de la porteuse peut être séparément rendu proportionnel au signal à transmettre.

R

Ce qui donne lieu aux trois types fondamentaux de modulation :  Modulation d'Amplitude  Modulation de Fréquence

D

 Modulation de Phase

On peut aussi combiner des types différents (exemple phase et amplitude).

B

Modulations

1. Modulation d’amplitude (AM – Amplitude Modulation) On n'étudiera que des signaux sinusoïdaux, sachant qu'un signal quelconque est décomposable en une somme de signaux sinusoïdaux (série de Fourier). Le signal modulateur est de la forme u( t) = Um . cos (ω.t) . La porteuse est de la forme v( t) = Vm . cos (Ω . t ) . Le signal modulé est s( t ) = u ( t ) . v( t )

87

07


La modulation d'amplitude consiste donc en une multiplication .

Porteuse pure

s( t) Porteuse modulée

v( t)

u( t) Information En modulation d’amplitude, l’information est contenue dans la variation d’amplitude de la porteuse.

La porteuse

T

v( t) = Vm . cos (Ω . t )

AF

F élevée Le signal modulant

u( t) = Um . cos (ω.t)

V(t) modulée par U(t)

D

R

F basse

Le signal en noir sur la dernière figure représentant la porteuse modulée n’apparaît pas dans la réalité. Il n’est tracé ici que pour montrer que le signal HF (la porteuse – carrier, en anglais) varie en amplitude au rythme du signal BF (signal modulant). Ce trait noir est appelé enveloppe de modulation. Le signal modulant peut (en fonction du circuit de modulation électronique réalisant la multiplication des deux signaux) faire varier le signal porteur dans des proportions plus ou moins grandes. Ce rapport entre valeur maxi et valeur mini de la porteuse modulée est appelé taux de modulation m, il s’exprime en pourcentage.

Porteuse modulée à 50% 88

Porteuse modulée à 100%

07


a)

Spectre d’une onde modulée en amplitude.

On peut transformer la multiplication s( t ) = u ( t ) . v( t ) des deux fonctions sinusoïdales en une somme car : Cos ( a) . cos ( b) = ½ . [ cos ( a+b) + cos ( a- b) ]. On aura donc, en reprenant l’équation de notre signal porteur et du signal modulant : s( t ) = A . cos (Ω . t ) + ½ A . m . cos [(Ω + ω ) . t ] + ½ . A .m . cos [(Ω - ω ) .t] Avec m = taux de modulation, Ω =2Fp et ω=2fm nous constatons que dans ce signal on aura la superposition de trois fréquences Fp- fm , Fp , Fp+ fm . (Fp : Fréquence l'information)

porteuse

et

fm

:

Fréquence

modulante,

c'est-à-dire

Ce qui donne le spectre de fréquence suivant :

A.m/2

A.m/2

T

A

Fp-fm

AF

Fp = Fréquence porteuse

Fp

Fp+fm

Fm = Fréquence modulante

Spectre de fréquence

R

Lorsque le signal à transmettre est un signal non sinusoïdal (par exemple la voix), il est toujours possible de décomposer ce signal en série de Fourier (suite de signaux sinusoïdaux allant de Fb à Fh exemple 300 à 3000 Hz). Le signal émis est alors composé de la fréquence porteuse (Fp) et deux bandes latérales de modulation.

D

Fb

Fp

Fh

Fp - Fb

Fp + Fb

Fp - Fh

Fp + Fh BLI

BLS

Valeurs extrêmes du signal BF (Fb à Fh) Spectre de largeur 2 Fh Le canal de transmission centré sur Fp occupe donc deux fois la fréquence maximale Fh du signal modulant à transmettre.

89

07


Ainsi plus le signal à transmettre a une gamme de fréquence étendue, plus l’encombrement spectral est important (c'est le cas de signaux carrés qui en théorie se décomposent en une fondamentale et une infinité d'harmoniques). Des émetteurs proches devront donc émettrent sur des Fp suffisamment espacées de manière à ne pas se gêner mutuellement. Ceci déterminera l'espacement minimum des canaux utilisables et donc le nombre de canaux disponibles dans une bande de fréquence allouée à un service (ex: bande VHF COM).

Espacement des canaux correct

T

Espacement des canaux insuffisant

AF

Dans ce type d’émission (DSB - Double Side Band) on voit (voir s(t) précédemment) que pour un émetteur de puissance P, une partie de la puissance est consacrée au rayonnement de Fp (50% de P) et le reste aux raies (ou bandes) latérales de modulation (25% pour chaque raie).

b)

R

Or Fp ne contient aucune information et chacune des raies (ou bandes) latérales de modulation contient Fp et fm donc deux fois la même information. Bande latérale unique (B.L.U.)

D

On a donc eu l’idée, dans un premier temps de ne rayonner que les deux bandes latérales de modulation (en supprimant la porteuse par un circuit spécial, modulateur équilibré) et dans un deuxième temps de supprimer une des bandes latérales de modulation par un filtre adéquat très sélectif. Lorsque seule la porteuse est supprimée on émet en DSB-SC (Double Side Band – Suppresed Carrier). Lorsque la porteuse et une bande latérale sont supprimées on émet en SSB (Single Side Band) connu en français sous le terme BLU (Bande Latérale Unique). Selon que l’on conserve la bande supérieure ou inférieure, on travaille en BLS (USB en anglais) ou BLI (LSB en anglais) (Bande Latérale Supérieure ou Inférieure, Upper or Lower Side Band). Ce procédé permet de consacrer toute la puissance au rayonnement de la seule bande restante. Ainsi un émetteur de 100 Watts en BLU correspond à un émetteur de 400 W en AM (Amplitude Modulation) classique (DSB). De plus le spectre de fréquence occupé est moindre et évite de gêner les émissions faites sur des fréquences adjacentes à Fp. On peut même envoyer sur la même Fp les signaux de deux émetteurs différents, l’un en BLI et l’autre en BLS.

90

07


Rayonné dans l'espace

Emetteur 2

Emetteur 1

Un filtre permet de sélectionner la BLI ou la BLS

Reçu par l'antenne du récepteur

Le schéma ci-dessus conserve un embryon de porteuse afin de matérialiser où se situent les bandes latérales mais dans la réalité elle a disparue.

Les communications effectuées en HF en aéronautique ou la diffusion des Volmets utilisent ce principe d’émission en BLU (l'aéronautique civile utilise la BLS et les militaires la BLI).

T

2. Modulation de fréquence (FM – Frequency Modulation)

AF

En modulation de fréquence, la fréquence de la porteuse (Fp en l'absence de signal) varie en fréquence de ±f en fonction de l'amplitude du signal Bf modulant qui peut, comme en AM, être analogique de forme quelconque ou numérique. En modulation de fréquence, l'information est contenue dans la variation de fréquence de la porteuse. Un modulateur de fréquence dans sa forme basique est un VCO piloté par le signal modulant.

Fp-f

Fp

Fp+f

D

R

Dans le schéma (très basique) suivant la fréquence du VCO varie suivant la tension BF du signal modulant qui est l'information à transmettre.

F modulée

Oscillateur Fp

F modulante

fBF

Nous retrouverons ce type de modulation avec l'étude de la radio sonde basse altitude.

91

07


Ceci n'est qu'un exemple de spectre FM

Fp

-f

+f

Largeur du canal de transmission La transmission d'un message radiotéléphonique en FM occupe une bande passante supérieure à la modulation d'amplitude. On peut donc sur la même bande fréquence loger moins de stations qu'en AM.

T

Il existe plusieurs formes de modulation de fréquence (trop complexe et inutile à développer) selon le résultat à atteindre.

NFM (Narrow radiotéléphonique

FM)

:

AF

WFM (Wide Frequency Modulation) : large spectre, utilisé en radiodiffusion de qualité spectre

plus

étroit,

application

en

communication

FSK (Frequency Shift Keying) : modulation de fréquence utilisée en numérique

R

MSK (Minimum Shift Keying) : amélioration de la FSK, permet en numérique (un 1 correspond à une fréquence, un zéro à une autre) un débit maximal avec un encombrement minimum.

3

D

GMSK(Gaussian Minimum Shift Keying) MSK avec les bits transitant par un flitre Gaussien de manière à arrondir les coins (impulsions moins carrés) et donc limiter encore le spectre occupé.

Modulation de phase

Cette fois c'est la phase du signal porteur qui est modifiée au rythme du signal modulant. Amplitude et fréquence restent constantes.

S

P

92

1

0

0

1

0

1

1

07


On démontre mathématiquement que la modulation de phase est équivalente à une modulation de fréquence par la dérivée du signal. Tout ce qui a été dit pour la FM est donc valable. On regroupe d'ailleurs souvent ces modulations sous le qualificatif unique de modulations angulaires. Ce type de modulation est maintenant très utilisé pour les communications numériques mais sous une forme beaucoup plus complexe. Dans la forme basique ci-dessus l'inversion de phase est de 180° lors du passage d'un bit à zéro mais l'intérêt de la modulation de phase est de transmettre plusieurs bits simultanément. On utilise un Codage Différentiel ce qui signifie que les informations sont codées par des sauts de phase et non par un déphasage par rapport à une référence (DPSK pour Differential Phase Shift Keying). Les sauts de phase peuvent se faire de valeur quelconque et l'on peut ainsi transmettre plusieurs bits à chaque temps de modulation. Par exemple 2 bits si 4 sauts, 3 bits si 8 sauts.

AF

T

On représente le codage dans le plan complexe comme ci dessous:

Pour information

Ce type de modulation est appelé D8-PSK

D

Ce type de modulation est appelé QPSK

R

Pour information

La Modulation de Phase est souvent combinée avec la Modulation d'Amplitude ce qui conduit à des "constellations" plus complexes:

Pour information

Ce type de modulation est appelé 16-QAM

codage de 4 bits (16 états) avec 2 amplitudes et 8 phases Dans le cas d'informations numériques, le codage et la modulation (codage de canal) augmentent l'efficacité de la transmission, optimisent la bande passante du support, augmentent l'immunité aux erreurs et facilitent la synchronisation à la réception.

93

07


Le codage de canal est souvent précédé d'un transcodage dit "codage de source". Terminologie des télécommunications: 

Codage source : L'opération de codage de source consiste a transformer, par une suite d'opérations plus ou moins réversibles, le média en bits. Elle contient deux étapes : la numérisation et la compression. La numérisation transforme un média (image, vidéo, son, etc.) en une suite de bits. La compression enlève de la redondance à l'information



Codage canal : adapter le codage au canal de transmission pour minimiser la probabilité d’erreur. Le codage de canal ajoute de la redondance

Exemple (simpliste): Codage :

T

0 est codé par le mot 00 et 1 est codé par le mot 11. • Réception du mot 01.

Le mot 01 est différent de 00 et 11, donc détection d’erreur.

-

Mais comment corriger?, en 00 ou en 11 ?

AF

Codage :

0 est codé par 000 et 1 est codé par 111. • Réception du mots 001.

- Le mot 001 est différent de 000 et 111, donc détection d’erreur.

R

- Correction en 000 car le mot de code 000 est le plus proche du mot reçu.

Modulateur en quadrature (appelé modulateur I/Q) :

D

Il sert à générer les états décrits ci-dessus (sauts de phase). Une porteuse sinusoïdale d’amplitude E et de phase  repérée par rapport à une référence de phase donnée a pour expression : e(t) = Ecos( t +  )

Si nous développons cette expression, nous obtenons : e(t) = Ecos(  )cos( t ) – Esin( φ ) sin( t ) = i(t).cos( t ) + q(t).cos( t +/2) Une porteuse d'amplitude et de phase quelconque peut donc se décomposer en deux signaux qui seraient des porteuses en quadrature de phase.

E cos( t +  )

E sin 

E cos

94

Le vecteur d'amplitude E tourne à la vitesse  A l'instant t sa valeur réelle est E cos( t +  )

07


Ces porteuses sont ensuite modulées en amplitude, puis additionnées l’une avec l’autre. Ce type de modulation est appelé QPSK (Quadrature Phase Shift Keying). La notation des axes est : * I (In phase) pour l’axe représentant l’origine. * Q (quadrature) pour l’axe déphasé de 90°, en avance par rapport à l’axe I. D'où le nom de modulateur I/Q. Ci-dessous pour information uniquement le principe du modulateur. i(t).cos( t )

i(t)

Pair CNA

cost

Train binaire

i(t).cos( t ) + q(t).cos( t +/2)

T

cost cos( t +/2)

CNA

AF

q(t)

Impair

q(t).cos( t +/2)

Ce type de modulateur appelé I/Q permet d'élaborer différents types de modulation tels : DSB-SC



BLU



Et en particulier les modulations complexes étudiées ci avant (QPSK, D8PSK).

D

R



Si on mélange deux fréquences f1 et f2, on obtiendra idéalement en sortie f1+f2 et f1-f2. Le terme f1+f2 représente la bande latérale supérieure (USB), le terme f1-f2 représente la bande latérale inférieure (LSB). Nous ne voulons qu'une des bandes latérales commutable au choix en fonction de la bande de fréquences utilisée. On produit donc deux fois f1+f2 et f1-f2 et on introduit des déphasages tels que dans le second signal une des bandes latérales soit en opposition de phase. En additionnant l'ensemble, les signaux en opposition s'annulent et les signaux en phase s'additionnent.

Obtention de la BLU par modulateur I/Q (Phasing method)

95

07


C

RECEPTEUR

Il s'agit d'un ensemble électronique qui, relié à une antenne (conversion d'une énergie électromagnétique en signal électrique), permet de sélectionner, parmi toutes les fréquences présentes dans l'espace, la fréquence qui nous intéresse puis, de l'amplifier et de la traiter jusqu'à la délivrance de l'information utile à l'utilisateur final (homme ou machine).

D

DEMODULATION

C'est un procédé permettant à partir du signal porteur modulé de récupérer l'information initiale. Les démodulateurs (circuits électroniques effectuant la démodulation) sont la dernière partie du récepteur avant amplification finale de l'information récupérée. Il existe des démodulateurs d'amplitude, de fréquence et de phase.

T

Les communications en datas link utilisent la modulation de phase donc, juste un mot sur les démodulateurs de phase. Démodulateur de phase :

AF

Le principe (complexe) consiste à récupérer la porteuse modulée, de détecter les sauts de phase, de convertir ces sauts de phase (signal analogique) en un signal numérique au moyen d'un CAN (Convertisseur Analogique Numérique) puis à travers un ensemble logique de décodage de récupérer l'information. Notons que le temps de propagation émetteur récepteur apporte un déphasage supplémentaire à l'onde reçue.

R

Le récepteur devra pouvoir détecter ce déphasage supplémentaire afin d'en tenir compte.

III.

D

C'est le rôle du circuit de synchronisation, élément essentiel dans ce genre de communication.

Radio de bord A.

AFFICHAGE DE FREQUENCE :

Les stations embarquées sont des ensembles émetteur-récepteur (transceiver en anglais). Chaque ensemble regroupe un émetteur et un récepteur utilisant la même antenne pour l'émission et la réception. On dispose à bord, en général, de plusieurs ensembles VHF (2 ou 3) et HF (2). Les ensembles numérotés 1 ou L sont en général utilisés de la place CPT, et les numéros 2 ou R de la place FO. Ces ensembles utilisent pour les réglages des boites de commandes appelées RCP (Radio Control Panel) répartis en RCP VHF et RCP HF ou bien RCP commun. On peut sur le RCP régler deux fréquences, l'une active est celle utilisée à l'instant T et une seconde (Standby) la fréquence à utiliser ultérieurement. On affiche toujours la future fréquence (ou le canal) dans la fenêtre en stanby ce qui permet de revenir instantanément à la fréquence précédente.

96

07


Une commande (Transfert ou Standby) permet de basculer soit d'une fréquence à l'autre soit de transférer la fréquence standby dans la fenêtre active.

TFR

FRQ SEL COMM TEST

Un seul bouton pour la fréquence,la fréquence active est toujours à gauche (transfert de stanby à active. Le même ensemble permet de régler VHF et HF.

Deux boutons, deux fréquences et un sélecteur (TFR) pour passer de l'une à l'autre. La fréquence active est tantôt à gauche, tantôt à droite selon la position du sélecteur.

AF

Vous pouvez trouver à la place de RCP, le terme RTP pour Radio Tuning Pannel

Autre RCP ancien:

T

RCP sur B777

D

R

En VHF il existe un bruit de fond radioélectrique constant (souffle Chhhh) fatiguant. Afin de ne pas subir ce bruit constant, les radios sont équipées d'un circuit squelch. Ce circuit est chargé de bloquer l'amplificateur BF en l'absence de signaux modulés ; ainsi on n'entend rien. Notez la présence d'un bouton poussoir COMM TEST sur le RCP. Lorsque l'on soupçonne un problème de réception, on peut, par appui sur ce bouton, débloquer le squelch et si l'on entend alors le bruit de fond on peut dire que l'on a testé toute la chaîne réception. RCP en HF :

Ancien modèle (fig gauche ci-dessous): On règle la fréquence par quatre boutons (Mégahertz, Kilohertz etc.) Un sélecteur permet de travailler en DSB ou BLU avec choix de la BLS ou BLI. Nouveau modèle : (fig droite ci-dessous) Commun à VHF et HF. Comme en aéronautique on travaille toujours en BLS, le sélecteur a bien souvent disparu. Notez la présence d'un bouton rotatif libellé RF SENS (ou HF SENS). Ce bouton permet de régler la sensibilité du récepteur. Si une station voisine est gênante on peut essayer de diminuer la sensibilité afin d'atténuer la station gênante et n'entendre que celle qui arrive le plus fort (la nôtre espérons le). Si nous sommes en contact avec une seule station qui arrive faiblement on peut augmenter la sensibilité afin d'avoir un signal plus fort (mais on amplifie aussi le bruit et les parasites). Ce bouton sensibilité joue sur le gain des amplificateurs HF (circuit antenne pour faire simple) permettant de détecter des signaux plus faibles arrivant à

97

07


l'antenne et non pas comme le bouton de volume de l'ACP (Audio Control Panel) sur le gain des amplificateurs BF situés après le démodulateur permettant de régler le niveau d'écoute du signal décodé. FREQ

LSB AM USB OFF HF SENS

Emission et réception

T

B

AF

Comme on ne dispose pour tous ces ensembles que d'un seul micro et d'un seul casque ou haut-parleur par siège PNT, les signaux BF (la parole) transitent (en émission ou en réception) tous par une boite de sélection (ACP Audio Control Panel) permettant d'envoyer le signal du micro à main (ou du masque à oxygène) vers n'importe quel ensemble (un seul à la fois) et la modulation reçue par n'importe quel ensemble (plusieurs simultanément si on veut) vers le haut-parleur ou le casque. Antenne VHF

R

Micro ou masque (INT)

D

Récepteur Emetteur

V.H.F

RCP V.H.F

Récepteur Emetteur

H.F

RCP H.F

98

ACP

Antenne HF

Haut-parleur ou casque

07


Sélection micro Témoin d'écoute Volume (appui pour écoute) DUBUIS

Ici PA signifie Public Adress, système permettant de passer des annonces en cabine passagers. FLT signifie Flight Interphone

AF

T

ACP sur B777, la VHF 1 (L VHF) est sélectée pour le trafic radio (Voyant MIC allumé si appui sur la touche concernée). La VHF 2 (R VHF), la HF R et le Flight Interphone sont en écoute seulement (voyants verts allumés). Chaque écoute peut être réglée individuellement par un bouton de volume (appui = sélection, rotation = réglage volume). Encadrées en noir, des commandes relatives à l'écoute des stations de radionavigation (VOR,ADF,MKR).

R

Lorsque ces stations émettent de la voix (ATIS) et leur indicatif en code morse, il peut être gênant d'entendre les deux simultanément.

D

Une commande de filtre (VBR) permet de favoriser la voix seule (V) ou l'indicatif (R) ou bien d'entendre les deux (Both) Notez aussi la présence de clés d'écoute notées SAT, pour satellite, dont nous parlerons plus loin.

99

07


D

R

AF

T

Les diverses boites sont regroupées à portée de main sur le pylône du poste de pilotage. Les ensembles émetteur-récepteur sont situés en soute électronique.

Encadrés en blanc, de gauche à droite et du haut vers le bas:  RCP VHF1  RCP VHF 2  ACP 1  ACP 2  RCP HF

100

07


C

ANTENNES

Encadrées, les antennes communications

AF

T

La VHF 1 est sur un aéronef toujours alimentée par la bus essentielle. En cas d'amerrissage ou d'atterrissage sur le ventre, l'antenne VHF située sous le ventre est, soit immergée, soit détruite. C'est ainsi que l'antenne VHF 1 est toujours située au-dessus (alimentation privilégiée et protection en cas de problème.) En utilisation au sol, les conditions de propagation des signaux issus de l'antenne VHF 2 (mal dégagée, située sous le ventre de l'avion) sont loin d'être idéales, on utilisera donc la VHF 1 pour une meilleure liaison.

D

R

L'antenne HF est noyée dans la dérive. L'antenne doit être adaptée à la longueur d'onde du signal émis ce qui est impossible physiquement avec une antenne noyée dans la dérive (donc forcément de longueur fixe). Sur aéronef on intercale donc entre l'émetteur-récepteur HF et son antenne une boite d'accord antenne chargée de modifier électriquement (c'est à dire artificiellement) la longueur de l'antenne. Une fois la fréquence HF réglée, un appui bref sur l'alternat du micro lance l'accord de la boite (modification de la longueur artificielle de l'antenne). Un bip constant est entendu dans le haut-parleur durant l'accord. On ne doit transmettre qu'à l'issue de l'accord (fin du bip).

101

07


D

FREQUENCES UTILISEES : 1.

La bande HF:

Utilisée pour les liaisons à grande distance (avec le contrôle aérien, la compagnie via Stockholm Radio par exemple ou la réception des Volmets), on utilise des fréquences de 3 à 30 MHz avec des canaux espacés de 100 kHz. L'aéronautique civile utilise la modulation BLU en USB. 2

La bande VHF:

On utilise une modulation d'amplitude classique (DSB) Les fréquences utilisées vont de 118 MHz à 137 MHz. Les canaux sont espacés de 8,33 kHz dans certains espaces aériens en phonie (en Europe en particulier) et de 25 kHz en transmissions de données (ou en phonie pour certains états).

AF

T

8.33 kHz channel spacing has been introduced to alleviate VHF congestion. The carriage and operation of 8.33 kHz capable equipment has been effective above FL245 since 1999 and is mandatory above FL195 in ICAO EUR Region from 15 March 2007. Source: European Air Traffic Management Program www.eurocontrol.int/vhf833

D

R

Dans une bande 25 Kz on peut loger 3 canaux au pas 8.33 kHz.

Pas de 25 kHz Pas de 8.33 kHz

132.000 132.005

132.025 132.010

132.015

132.025

Dans le cas d'utilisation de canaux 8.33, l’affichage 6 chiffres du RCP n’est pas celui de la fréquence réelle émise, mais celui du canal. Fréquence réelle 132.000.000 MHz 132.000.000 MHz 132.008.333 MHz 132.016.666 MHz 132.025.000 MHz

102

Canal 132.000 132.005 132.010 132.015 132.025

Espacement 25 KHz 8,333 KHz 8,333 KHz 8,333 KHz 25 KHz

07


Le rapprochement des canaux oblige à un plan de fréquence contraignant. Les stations couvrent un secteur de rayon égal à la portée quasi-optique, lesquels secteurs doivent être séparés d'une certaine distance D selon qu'ils travaillent sur des canaux adjacents en 8.33 ou qu'il existe un canal 25 kHz dans l'autre secteur afin d'éviter les interférences.

T

D

AF

Le VHF Data link est un mode de liaison de données entre air-sol et sol-air ou entre avions dans le cas de l'ADS-B (étudié plus loin).

R

L'échange de données peut être basé sur les VHF analogiques étudiées précédemment ou bien sur des radios VHF entièrement numériques. (VDR : VHF Data Radio ou Digital Radio). Les trames numériques sont soit des datas, soit de la voix digitalisée (selon le mode VDL). Ces VHF utilisent en mode DATAS des canaux espacés de 25 kHz. existe plusieurs type de VDL (Vhf Data Link): VDL mode 0 VDL mode A VDL mode 1 VDL mode 2 VDL mode 3 VDL mode 4

D

Il      

Les modes se différentient par le format du message, le type de modulation utilisée et le protocole de liaison. Certains de ces modes sont morts dans l'œuf (VDL mode 1) et d'autres n'en sont qu'au stade de l'étude (mode 3 et 4). D'autres systèmes sont à l'étude, le VDL mode E qui utilisera des canaux espacés de 8.33 kHz (mais aura un débit en bits/seconde inférieur) et le protocole VDL mode 3. Il est fort probable que la généralisation de ce mode de communication se fera à terme sur une autre bande de fréquence que la VHF.

103

07 IV.


Data link A.

VDL mode 0

C'est le mode utilisé par l'ACARS (chap 12) ancienne version. Il utilise un format de message appelé POA (Plain Old Acars) émis par une radio analogique. Les bits de données reçus des systèmes avion (FMGC, CFDS, AIDS, etc.) sont transformés en variation de tonalité (1200 et 2400 Hz) par un calculateur de gestion ACARS (MU : Management Unit) puis module la porteuse VHF d'une manière classique comme en phonie (AM-DSB). La porteuse VHF est donc modulée par deux fréquences : 1200 et 2400 Hz. Un bit à l'état 1 est représenté par une alternance négative du signal de modulation à 1200 Hz, un bit à l'état 0 par une alternance positive de ce signal. S’il n’y a pas de changement d’état, le bit suivant est représenté par une alternance complète à 2400 Hz.

0

1

0

1200 Hz

1200 Hz

1200 Hz

1

1

1

0

2400 Hz

1200 Hz

AF

T

0

2400 Hz

1200 Hz

2400 Hz

D

R

Ce système est orienté caractère, ce qui signifie que chaque donnée est convertie en son équivalent ASCII (American Standard Code for Information Interchange). Pour les spécialistes codage 7 bits plus un de parité donc 128 possibilités différentes. Ce jeu de caractère est aussi appelé jeu d'alphabet codé numéro 5 de l'OSI. Un A par exemple possède le code ASCII 65 soit 1000001 auquel on rajoute un bit de parité. Tous ces bits sont regroupés en trame permettant de transmettre 272 caractères au maximum dont 220 caractères de texte ( le reste étant lié à la gestion du protocole d'échange). La transmission est faite à 2400 baups, c'est à dire très lentement (d'un point de vue informatique). C'est un peu ce qui se passait lorsque votre PC était connecté à un modem luimême relié à une ligne téléphonique RTC avant l'ADSL. Nota : Le baud (symbole Bd) est une mesure du nombre de symboles transmis par seconde par un signal modulé, soit la rapidité de modulation. Il est nommé d'après Émile Baudot, l'inventeur du code Baudot utilisé en télégraphie. Si les bits sont transmis un par un la rapidité de modulation est égale au débit binaire mais s'exprime en baud. Si les bits sont regroupés en mots de 2, 3, …, n bits avant d'être transmis la rapidité de modulation sera divisée par n (modulation différentielle de phase vue précédemment). Dans ce cas le débit binaire (en bits/seconde) sera supérieur au nombre de bauds.

104

07


B.

VDL mode A

C'est un système un peu plus évolué qui évite de passer par une transformation des bits en signal analogique 1200 ou 2400 Hz. Les datas sont transmises directement par une ligne ARINC 429 à un VDR . Un modulateur interne au VDR convertit les bits en signal MSK (Minimum Shift Keying) . Le débit n'est pas meilleur (2400 baups). Du point de vue liaison radio entre sol et bord ou vice versa il n'y a pas de différence entre mode 0 ou mode A (porteuse modulée en amplitude par du 1200 ou 2400 Hz en MSK) C'est un premier pas vers le tout digital. C.

VDL mode 1

D.

T

Il utilise les principes de l'ACARS POA et a servi à développer surtout la couche physique du mode 2 et les standards du data link. Il est maintenant obsolète et l'OACI l'a retiré de l'annexe 10. VDL mode 2

AF

Le VDL mode 2 utilise une liaison tout digital permettant l'échange de données (pas la voix). Il utilise une modulation D8PSK (voir 8.3) permettant un débit de 31.5 kbps (31500 bits par seconde) soit plus de 10 fois les modes précédents. Le VDL mode 2 est en cours d'introduction en Europe pour l'application CPDLC et devrait devenir obligatoire en 2009.

D

R

Modulation : Le VDL mode 2 utilise la modulation D8PSK (Differentially 8-Phase Shift Keying) qui permet un débit binaire de 31.5 kbps. 8 états de phase représentent chacun 3 bits de données. Ainsi la capacité de 10500 bauds se traduit par un débit binaire 3 fois supérieur, soit 31.5 kbps.

E

VDL mode 3

Le mode 3 est un tout digital permettant l'échange de donnée et la transmission de la voie digitalisée. De type communication internet la voix digitalisée est traitée en paquets de 30 ms. Il utilise une modulation D8PSK comme le mode 2. Débit identique au mode 3 (31.5 kbps)

105

07


F.

VDL mode 4

Le mode 4 est un tout digital permettant l'échange de données uniquement. Il utilise une modulation appelée GFSK (Gausian Filtered Frequency Shift Keying). Le débit binaire est inférieur (19,2 kps) mais il présente des avantages liés à son protocole. Les VDL mode 3 et 4 n'en sont qu'au développement mais lors de la ONZIÈME CONFÉRENCE DE NAVIGATION AÉRIENNE Montréal, 22 septembre – 3 octobre 2003 Airbus et Boeing ont tous deux annoncé qu’ils n’envisageaient pas d’aller plus avant dans le VDL mode 4. Ils ont souligné que cette décision repose sur des études techniques et des considérations économiques. L’OACI a autorisé trois modes VDL différents pour les transmissions numériques de voix et de données. G.

Protocoles de communication

H.

de

AF

T

Il existe selon les modes VDL, trois ou plutôt quatre protocoles communication mais l'un d'entre eux n'est que l'amélioration de l'un des trois.  CSMA  CSMA amélioré (appelé p-persistent, notion hors cours)  TDMA  STDMA CSMA (Carrier Sense Multiple Access)

D

R

C'est un protocole qui permet l'accès à un réseau sur lequel les temps d'émission des stations ne sont pas régis. Il permet de vérifier qu'aucune station n'émet au même moment et essaie d'éviter les collisions. La méthode d'accès au réseau est aléatoire et repose sur le principe du "Premier arrivé, Premier Servi". C'est ce que nous faisons tous les jours en trafic VHF; on attend que personne ne parle pour placer notre appel mais ce faisant, bien souvent on est plusieurs à appeler en même temps car on était plusieurs à attendre un blanc sans le savoir. Il se passe la même chose en CSMA d'où collisions de données. Il existe des formes plus élaborées de CSMA. Ex : CSMA/CD Carrier Sense Multiple Access / Collision Detect Selon ce mode "Collision Detect", chaque station de travail vérifie périodiquement que les données qu'elle envoie ne sont pas entrées en collision avec les données émises par une autre station. Si c'est le cas elle procède à la ré-émission ultérieure des données altérées. I.

TDMA (Temporal-Division Multiple Access)

Dispositif permettant de grouper plusieurs communications sur une même liaison. C'est un protocole de multiplexage temporel. Le multiplexage est la technique permettant de faire passer plusieurs canaux de communication sur un même circuit, un même câble ou une même fréquence hertzienne.

106

07


Le multiplexage temporel consiste à diviser le temps, par exemple chaque seconde, en petits intervalles (slots), et à attribuer un slot à chaque canal. L'unité de temps est divisée en 4 slots, chaque slot pouvant être utilisé par une station pour faire transiter des datas ou de la voix digitalisée (voix digitalisée : le mp3 vous connaissez ?). Il est prévu de réserver 2 slots pour les datas et 2 slots pour la voix. Ainsi avec cette méthode, 4 contrôleurs peuvent être en liaison avec 4 aéronefs en utilisant la même fréquence. J.

STDMA (Self-organising Time Division Multiple Access)

T

Cela consiste à diviser la fréquence de communication en une multitude de créneaux, correspondant à une opportunité, pour un utilisateur, équipé d'émettre. L'ensemble est synchronisé par une référence de temps (GPS par exemple) et chaque utilisateur transmet dans des créneaux qu'il a réservés lors d'une précédente transmission. Afin d'éviter des transmissions simultanées, chaque utilisateur a accès au planning des réservations. Afin d'améliorer les performances, une station sol peut coordonner l'ensemble, voire l'optimiser, par exemple en cas de surcharge, en supprimant des créneaux pour des utilisateurs éloignés.

En résumé

VDL mode 3

VDL mode 4

D8PSK MFD

D8PSK

GMSK

Protocole

CSMA

TDMA

STDMA

Transport

Datas seulement

Voix et datas

Datas seulement

25 kHz

25 kHz

AF

VDL mode 2

V.

ACARS A.

25 kHz

D

Largeur de bande

R

Modulation

Présentation

Il est utilisé par les compagnies aériennes vers la fin des années 1980. Le terme ACARS (Aircraft Communication Addressing and Reporting System) désigne un système de communication complet entre le bord et le sol. Un message du bord vers le sol est appelé "downlink". Un message du sol vers le bord est appelé "uplink". Les messages ACARS peuvent maintenant être transmis par trois moyens possibles :   

Réseaux VHF HF (HF datalink) Satellite

Pour accéder au service ACARS via satellite, les avions doivent être équipés d'un SDU (Satellite Data Unit) dont le rôle est de se comporter comme une station sol Inmarsat (AES pour Inmarsat Aircraft Earth Station) utilisant les services Aero-H, Aero-H+ or Aero-I.(bande 1,5-1,6 Ghz pour la liaison avion-satellite, bande 4-6 Ghz pour la liaison satellite-sol).

107

07


L'ACARS utilise un protocole de communication orienté caractères (comme un telex, donc à faible débit) puis il évolue dans le cadre de l'ATN vers un protocole digital (VDL2). Protocole orienté caractères : les octets sont transmis un par un, les erreurs sont détectées par un bit de parité et corrigées par retransmission. B.

Système

Le système de bord consiste en une console dédiée (CDU – Control Display Unit) et un MU (Management Unit). Le MU traite les messages reçus du sol ou expédiés vers le sol au moyen d'un système radio sur une fréquence fixe variable selon les régions. Ces fréquences sont actuellement les suivantes :  Europe, Moyen-Orient, Afrique, Amérique du Sud : 131.725 Mhz  Extrême-Orient, Australie, Pacifique : 131.550 Mhz  Japon : 131.450 Mhz  USA : 131.550 Mhz Il existe d'autres fréquences secondaires

T

 Canada : 131.475 Mhz

AF

Le système (en auto) où le pilote choisit le bon support (VHF, HF ou SAT) .

D

R

Le pilote doit pour cela positionner ici, la VHF 3 (VHF C) sur DATA.

Nota : Cette VHF peut être utilisée en secours en phonie. Le MU-ACARS formate les données reçues des périphériques en messages ACARS et les dirige soit automatiquement, soit après confirmation ou demande équipage vers la VHF 3 (ou HF ou SAT) . Il écoute le trafic ACARS et sélectionne la meilleure station sol utilisable en fonction des messages reçus ou du trafic entendu. Il décode les messages ACARS reçus et les dirige vers le périphérique concerné (un écran, une imprimante ou directement vers un calculateur de bord). Il assure la fiabilité de la transmission des messages par un processus d'accusé réception et d'adressage aux stations sol. Le message ACARS est formaté de telle sorte qu'il contient outre les données, l'identification de l'émetteur, l'adresse du destinataire et le type de message.

108

07


Système de bord ACARS

AF

T

MU

R

Le Management Unit (MU) du bord fonctionne en coordination avec le réseau sol suivant deux modes : Le mode « demande » (demand mode) Le mode « interrogatif » (polled mode) Le mode de fonctionnement normal du MU est le mode demande. Il passe et reste en mode interrogatif sur injonction du calculateur central du réseau (ASP).

D

Le mode « demande » est utilisé dans un environnement où le volume de communications ACARS est suffisamment faible pour ne pas saturer la fréquence. Lorsque le MU a un message à envoyer il se met en écoute sur la fréquence du réseau. Si celle-ci est libre, le MU transmet le message. Si la fréquence est occupée, il attend le moment opportun pour émettre. Lorsque deux ou plusieurs avions émettent au même instant, les transmissions sont brouillées et les MU ne reçoivent pas d'accusé de réception du sol. Dans ce cas, chaque MU réémet son message 15 à 25 secondes plus tard. Après avoir reçu l'accusé de réception (ACK) venant de la station sol, le MU efface de sa mémoire le message envoyé et réarme le système pour l'émission du message suivant. Si, après six tentatives d'émission le MU n'a pas reçu d'accusé de réception, le système prévient l'équipage et passe en « NO COMM ». Dans le mode « interrogatif », c'est l'ASP (voir : 4- réseaux) qui gère la transmission de tous les messages partant des avions. Pour ce faire, il va autoriser ou non le MU à émettre son message. Le mode interrogatif sera donc utilisé dans un environnement où le nombre des communications est si important que seul calculateur central peut éviter les conflits. Le MU va passer automatiquement en mode interrogatif dès la réception d'un message spécifique envoyé par l'ASP. Celui-ci va maintenir le MU dans ce mode en transmettant ensuite régulièrement des messages dans un intervalle compris entre 2 s et 1,5 min.

109

07


Le MU repasse en mode demande après sollicitation du sol ou automatiquement, soit après l'atterrissage, soit si l'intervalle entre 2 messages spécifiques demandant de rester en mode interrogatif est supérieur à 2 minutes.

C.

Applications

Une des applications initiale de l'ACARS était de détecter automatiquement et de reporter les changements majeurs des phases de vol.    

Départ (Out of the gate) Décollage (Out of the ground) Atterrissage (On the ground) Arrivée (Into the Gate)

Ces changements était détectés par des senseurs avions (porte, trains,frein de parc) qui envoyait un signal au MU. A chaque changement de phase, un algorithme du MU générait un message OOOI minimaliste destiné à la gestion compagnie contenant la phase, l'heure et autres éléments tel que le carburant à bord, l'escale de départ ou d'arrivée.

AF

T

Le système a rapidement évolué vers un interfaçage avec le FMS. Cet interfaçage permet de recevoir du sol un nouveau plan de vol ou des informations météorologiques pour une meilleure gestion du vol et d'envoyer des messages libres (free text). Le MU est maintenant couplé avec le CDU du FMS lequel devient le MCDU, console regroupant les deux fonctions (FMS ou ACARS) auxquelles peut accéder l'équipage. Certains avions disposent d'un CMU (Communication Management Unit) nouvelle version du MU. MU(ou CMU) sont des routeurs de l'information.

D

R

Un MCDU dispose de 7 ports et peut donc dialoguer avec 7 systèmes. La fonction ACARS est logé pour le B777 dans l'AIMS (Aircraft Information Management System) et pour AIRBUS dans l'ATSU (Air Traffic Service Unit). L'ACARS utilisait la norme ARINC 597 puis l'ARINC 724B prévu pour les avions équipés de bus digitales. Devant un besoin d'homogénéité la nouvelle norme de communication entre les systèmes devient l'ARINC 758. Le système est devenu plus performant, on parle maintenant d'ACARS AOA (ACARS Over Avlc) alors qu'avant l'ACARS était POA (voir Data link - VDL mode 0). L'échange d'informations peut se faire automatiquement (c'est à dire sans intervention de l'équipage) ou sur demande de l'équipage. L'interface est réalisée de telle sorte que le pilote peut appeler des messages pré-formatés et il ne lui reste alors qu'à remplir les champs de données du message ou bien envoyer un message libre (free text). ACARS Over AVLC : applique le format du message ACARS à un VDL mode 2. Cette combinaison réduit les problème de congestion de traffic que rencontrait l'’ACARS. Cependant l'AOA est toujours orienté caractère et n'apporte pas tous les bénéfices du mode digital VDL mode 2, néanmoins la vitesse est 10 fois supérieure à l'ancien mode. AVLC (Aviation VHF Link Control) est le nom donné à un interfaçage entre l'ACARS et les radios VDL. L'ACARS évoluera encore vers un protocole purement ATN (notion ATN développée plus loin).

110

07


L'interfaçage se poursuit avec d'autres systèmes de bord tel l'enregistreur de paramètres de vol (FDAMS/ACMS). Ceci permet, par exemple, d'envoyer en temps réel des informations de performance avion à la maintenance. Une panne en vol est connue en temps réel augmentant les gains de productivité. Le logiciel ACARS est propre à chaque compagnie ainsi que les applications. On peut donc trouver des aéronefs avec peu ou beaucoup de pages ACARS dans le menu. En résumé l'ACARS permet actuellement de traiter les domaines suivants (non exhaustif) : Opérations aériennes (AOC : Airline Operations Control) :

    

T



Informations météo envoyées à l’avion sur demande de l’équipage ou automatiquement en fonction du plan de vol entré dans le FMS. Régulation de l’exploitation : transmission automatique des heures de départ, décollage, atterrissage, arrivée. Paramètres opérationnels : envoi à l’avion du plan de vol, de l’état de charge, des limitations. Gestion du personnel navigant (Heure blocs) Informations opérationnelles : NOTAMS, infrastructure. Suivi du vol par le dispatch, notamment pour les vols ETOPS. Échange de messages libres entre sol et bord.

Maintenance :  

Monitoring moteur. Suivi des pannes.

AF



 

R

Commercial ( AAC : Airline Administrative Communications) : Passagers en correspondance. Problèmes de bagages.

  

D.

D

Les services du contrôle aérien (ATS : Air Traffic Services) : Clairance de départ (PDC pour Pré Departure Clearance) Clairance océanique. Délivrance des ATIS.

Réseaux

Au sol, un réseau de VHF est relié à un réseau de ré-émetteurs (Remote Ground Stations ou RGS) et d'un système de routage de l'information vers la compagnie ou l'ATS. D'une façon générale, les stations VHF du réseau sol sont installées près des aéroports de telle sorte que la couverture soit suffisante pour que tous les avions au sol sur l'aéroport puissent utiliser l'ACARS. Il existe principalement deux réseaux sol : L'ARINC américain et le SITA Europe. Citons également : Le réseau AIR CANADA au CANADA couvrant la partie Sud du territoire. Le réseau AVICOM au JAPON.

111

07


LE RESEAU ACARS SAT AUTRES RGS GES

ASP

VHF format ACARS

RGS

SAT format ACARS

Concentrateur ARINC

format ACARS

ASP Concentrateur SITA

format ACARS

GES

T

format télégraphique

compagnie

AAC

AF

AOC

Service 2

R

Service 1

ATS

PDC, D-ATIS …

ATC

D

Le calculateur sol (ASP) agit comme un concentrateur pour : - Transcoder le format du message. Afin d'éviter aux compagnies de développer un système utilisant le protocole ARINC 724 pour dialoguer avec les avions, c'est l'ASP qui va effectuer le traitement pour transcoder le format ACARS type A en format télex type B et réciproquement. Vis-à-vis de la compagnie, le dialogue avec ses avions se fait donc avec le même format de message que celui utilisé pour dialoguer avec un abonné quelconque du réseau des télécommunications sol. Par ailleurs, la longueur des messages ACARS type A est limitée à 220 caractères. Si le message est plus long, il doit être découpé en plusieurs blocs. Le calculateur ASP va fusionner les blocs du message ACARS type A pour constituer le message télex (sens air/sol), et effectuer l'opération inverse dans le sens sol/air (voir plus loin la structure des messages ACARS). - Contrôler l'adressage du message. - Assurer le routage, c'est-à-dire le faire transiter par le chemin adéquat jusqu’à destination (préambule du message. - Suivre l'avion afin de pouvoir lui acheminer les messages uplink (fonction tracking). - Autoriser ou non le MU à émettre des messages en fonction du taux d'occupation de la fréquence. S'il y a encombrement de la fréquence du réseau, aux abords des aéroports notamment, l'ASP du réseau émet un message vers le MU lui demandant de passer sur la fréquence secondaire. Le MU accuse réception, et commande l'E/R VHF sur cette nouvelle fréquence de travail.

112

07


CPDLC A.

Définition

Le CPDLC (Controller Pilot Data Link Communications) est un moyen de communication contrôleur-pilote (ATC) qui utilise une liaison numérique à la place de la phonie et permet des échanges en mode texte aussi diversifiés qu'en radiotéléphonie.

B.

Services

L'application CPDLC fournit les services "data link " incluant la délivrance des clairances, les comptes-rendus, l'information. Le service de clairance départ ( DCL pour Departure Clearance) permet à un pilote d'obtenir toutes les informations qui lui sont nécessaires avant de quitter le parking.



Le service clairance ( ACL pour Atc CLearances and information) permet à un contrôleur d'envoyer à un avion par liaison de données des clairances de tous types (cap, niveau, vitesse, directe) et de recevoir la réponse du pilote (acceptation / refus) ou à un pilote d'envoyer une requête de clairance au contrôleur qui est en charge de l'avion. Ce service permet également l'envoi et la réception de messages d'information.



Le service de transfert ( ACM pour Atc Communication Management) permet à un contrôleur de transférer un avion d'un secteur à l'autre. Un mécanisme particulier appelé handoff, permet de passer le lien avion-sol de station en station afin d’assurer la continuité de la connexion entre l’avion et le sol tout au long de son trajet dans la couverture du réseau.

AF

T



Ces services sont indépendants.

R

Expédier un message par CPDLC consiste à déterminer l'adresse souhaitée, puis à choisir le message approprié d'un menu déroulant à travers une interface et à l'émettre. La lecture des messages reçus s'effectue sur écran ou sur imprimante.

C.

D

VI.

Structure du message

Les messages CPDLC sont constitués d'éléments de message pré-formatés seuls, de textes libres seuls ou d'une combinaison des deux. Les messages pré-formatés sont soit du texte ou une combinaison de texte et de variables. Exemple : CLIMB TO AND MAINTAIN

330

L'appui sur une touche de l'interface affiche le message pré-formaté CLIMB TO .. qui présente le champ "level" vide. Ce champ est rempli par le pilote. Le principe des messages pré-formaté est que l'on n'envoie pas le texte (ici CLIMB TO ...) mais une trame définie par le numéro unique de l'élément du message, la variable (si elle existe) plus un attribut du message (d'urgence ou de réponse développé plus loin) ainsi que des numéro servant à la gestion des messages.

113

07


Un message CPDLC peut rassembler plusieurs éléments (5 au maximum). Les trames sont soit des trames UL n° xx (pour UpLink) soit des trames DL n° xx (pour DownLink) selon que la trame est Air-Sol ou Sol-Air. Il existe pour l'instant plus de 80 trames DL et presque 180 trames UL constituant tous les messages standards définis par l'ADS Panel de l'OACI. Ainsi le pilote choisit sur l'interface homme machine (MCDU par exemple) le type de message à envoyer (exemple REQUEST) puis dans la rubrique REQUEST le type de demande (exemple REQUEST CLIMB TO) puis remplit le champ de la variable (ex : 330) et enfin envoie sa demande (SEND). L'avionique génère alors une trame DL contenant le numéro unique de l'élément du message (DL n°9 ) accompagné de la variable plus attribut et numéro du message. Arrivée au contrôle, la trame est détectée et le numéro (ici 9) affiche en clair sur la console ATC le texte de l'élément du message "REQUEST CLIMB TO" et la variable.

Attribut des messages

AF

1.

T

Le texte n'a donc jamais voyagé sur les ondes (gain d'efficacité, pas de perte de caractères etc..). Les messages CPDLC ne nécessitent pas de read back comme en phonie (Excepté ce qui est expliqué au chapitre FANS2).

Chaque élément du message comporte un attribut caractérisant le caractère d'urgence ou d'alerte et le type de réponse nécessaire à la clôture du dialogue. L'attribut d'urgence est soit normal, soit de détresse qui fera que ce message sera délivré avant les autres. L'attribut d'alerte est assigné à quelques message (ex : DL n°56 = MAYDAY).

R

L'attribut est transparent pour pilotes et contrôleurs qui ne le voient donc pas.

D

Les attributs de réponse sont par exemple pour les messages Uplink du type W (Wilco), U (Unable), Y (Yes si une réponse est exigée), N( No si ne nécessite pas de réponse), R (Roger) ou NE si aucune réponse n'est exigée (dans ce cas le message est considéré comme clôturé dès l'envoi). Pour les messages Downlink l'attribut est Y ou N. 2.

Suivis des messages

Les messages contiennent le numéro d'identification du message (NIM). Ce numéro est attribué par le système et permet de vérifier que les messages UL et DL appartenant au même dialogue sont appariés correctement et clos. Tout message ayant un attribut de réponse possède un numéro de référence du message (NRM) permettant de relier le message initial et la réponse. Le MRM est le NIM du message précédent demandant une réponse. Pas de panique, la figure ci-après va vous éclairer. Exemple d'un dialogue : Pilote vers Contrôle (Downlink) : « REQUEST CLIMB TO 330 » (message pré-formaté + variable) Le système de bord génère la trame DL 9 qui demande une réponse (attribut Y). Le message se voit attribuer le MIN 8 (par exemple).

114

07


Contrôle vers Pilote (Uplink) : « CLIMB TO AND MAINTAIN 330 » Le système sol génère la trame UL 20 qui demande une réponse (attribut W/U) La trame se voit attribuer un MIN 23 et le MRN est celui du MIN downlink (ici 8). Pilote vers Contrôle (Downlink) : Le système décode le message et présente la clairance au pilote via l'interface Homme Machine (HMI). Un prompt Wilco ou Unable est automatiquement activé, le pilote choisit et appuie sur Wilco. Une trame DL 10 est générée. Cette trame ne demande pas de réponse (Attribut N)

T

Le dialogue est clos.

3

1

DL#0 WILCO NRM # 23 N

AF

DL#9 REQUEST CLIMB TO 330 MIN # 8 Y

2

D

R

UL#20 CLIMB AND MAINTAIN 330 MIN # 23 MRN # 8 W/U

Afin d'éviter les incompréhensions il est recommandé de n'utiliser les messages en free text que s'il n'existe pas de message pré-formaté correspondant à la situation. Généralement, quand un avion équipé CPDLC volera dans une région de contrôle équipée de CPDLC, hors de portée VHF, les moyens CPDLC seront les moyens primaires de communication et la phonie sera utilisée comme moyen de secours (cas de l'Atlantique Nord).

115

07


3.

Messages automatiques Il est possible pour le pilote, après réception d'une clairance contenant un report obligatoire de :  position  d'altitude d'armer le système pour qu'il expédie automatiquement un message downlink dès que la condition est réalisée. Exemple de clairance : CLIMB TO AND MAINTAIN FL340 REPORT LEVEL FL340 Après acceptation de la clairance et avoir armé le système, le message sera envoyé automatiquement sans action de l'équipage dès que le niveau 340 sera atteint.    

PASSING "position" REACHING "altitude" LEAVING "altitude" LEVEL "altitude"

D

AFN

AF

Messages téléchargeables Certains messages uplink concernant l'altitude ou la route présentent à l'équipage, après réception, un prompt "LOAD" qui, s'il est activé par le pilote, transfère les informations au FMS. Cette fonctionnalité évite les erreurs possibles lors d'une entrée manuelle des éléments de la clearance dans le FMS via le CDU.

R

4.

REPORT REPORT REPORT REPORT

T

Les messages entraînant (après armement) un envoi automatique sont :

D

AFN : ATS Facilities Notification De la même façon que vous devez vous connecter à votre provider avant de bénéficier des services Internet, les aéronefs doivent se connecter pour pouvoir établir une connexion CPDLC (ou ADS-C étudié plus loin). La connexion fournit aux systèmes au sol l’information sur l’aéronef,     

Applications data link utilisables par l'aéronef Numéro des versions Adresse associée (adresse ACARS) Flight ident Immatriculation de l'aéronef

afin de permettre les échanges de messages entre l'avion et les centres ATS et pour identifier avec certitude les aéronefs par corrélation entre les paramètres du vol en cours de d'inscription et ceux que possède le système ATS. La connexion est initialisée par l'envoi d'un message "demande de connexion" ou LOGON effectué par l'avion et elle est établie (active) lors de la réception d'un "message de confirmation", AFN Acknowledgement, renvoyé par le sol. Le LOGON peut être un LOGON initial manuel ou un LOGON automatique déclenché par message d'avis.

116

07


1.

LOGON initial

Le pilote réalise manuellement le LOGON initial par envoi d'un message contenant, le code OACI du centre ATS (LOGON TO xxxx), le flight number (FLIGHT NUMBER: AFRxxx), l'immatriculation avion (TAIL NUMBER: xxxxx) et l'identifiant compagnie (AIR LINE: AF). Ces données doivent être exactement celles portées sur le plan de vol ATC. Cette procédure est exécutée chaque fois que l'avion n'est pas déjà en contact CPDLC:   

Avion au sol en préparation départ Pénétration dans une zone CPDLC en provenance d'une zone non CPDLC Ou sur demande de l'ATC lorsque le transfert par message d'avis a échoué.

T

Si le LOGON est réussi, la connexion devient active et le centre ATS concerné est défini comme étant le "Current Data Authority, CDA".

AF

CDU du FMS d'un B747-400. La page LOGON est appelée par appui sur la touche ATC (encadrée en blanc)

D

R

Sur l'exemple ci contre, l'accusé réception n'est pas encore reçu et il n'y a pour l'instant pas d'Active Center (ACT CTR)

2.

LOGON par message d'avis

Lors du passage d'un centre ATS à un autre en cours de vol, la CDA (le sol) en charge de la connexion active envoie un message "AVIS DE LOGON" contenant le code OACI du prochain centre à l'avionique de l'avion (Next Data Authority, NDA). Ce message déclenche un LOGON automatique vers le prochain centre ATS. Ce procédé est transparent pour l'équipage qui reçoit à l'issue d'un transfert réussi un avis de changement de centre ATS. Le CPDLC peut donc avoir deux connexions avec le sol.

117

07


T

Une présentée comme active avec le CDA notée ici ACT CTR et une présentée comme inactive avec le NDA notée ici NEXT CTR.

3.

Clôture de service

AF

Ce service de connexion est parfois appelé service DLIC (Data-link Initiation Capability) dans le monde ATN

DFDR

D

4.

R

La CDA initialise la séquence de déconnexion (message uplink de clôture de service). L'avionique envoie alors un message downlink de déconnexion. Le transfert avec le prochain centre (qui devient la CDA) doit être réussi avant la déconnexion sinon un nouveau LOGON initial sera nécessaire.

Les échanges CPDLC ne se faisant plus en phonie, certains éléments de clearance (niveau autorisé, vitesse, route etc.) sont enregistrés par le DFDR (Digital Flight Datas Recorder) et non plus par le CVR (Cockpit Voice Recorder).

VII.

ADS A.

Définition

L'ADS (Automatique Dependant Surveillance) est un système est un système de Surveillance ne demandant aucune action équipage (Automatique) mais Dépendant de données calculées et transmises par l'avion. B.

BUT

Ce système permet le suivi du trafic dans des zones dépourvues de radar (océaniques ou désertiques par exemple). Il consiste à envoyer et recevoir des messages de compte-rendu en datalink.

118

07


Cette application est prévue pour remplacer, en route, les comptes-rendus de position en HF ou CPDLC dans des zones ou les séparations non-radar sont en vigueur afin de réduire les espacements. Les comptes-rendus peuvent être :   

De position (WPR : Waypoint Position Reporting) Météorologique (MET) De détresse (EMG : Emergency)

Ils contiennent au minimum l'identifiant de l'avion et la position en quatre dimensions et des informations additionnelles (Vp, Vs, Mach, Route, Cap, prochain point de report, ETO, Vw, Ts, etc.). C'est le sol qui fixe à l'avionique par un protocole (ou contrat) le contenu et la périodicité des messages de compte-rendu de position ou météorologique. Nous parlerons ainsi d'ADS-C (comme contract) afin de le différencier d'une autre forme d'ADS, l'ADS-B (comme broadcasting). C.

Protocoles Il existe trois types de protocoles de comptes-rendus:

1.

T

Périodique Conditionnel Ponctuel Chacun fonctionne de manière indépendante.

AF

  

Compte-rendu périodique

2.

R

Le centre ATS fixe la périodicité des comptes-rendus, les infos additionnelles désirées à ajouter et la fréquence de ces ajouts. Le contrôleur peut changer les paramètres du protocole qui devient un nouveau protocole applicable jusqu'à nouvelle modification ou annulation. Compte-rendu conditionnel

D

Le sol fixe la teneur du protocole conditionnel qui restera en vigueur jusqu'à ce que les conditions soient remplies ou le protocole annulé par le sol. Conditions de :    

Modification de vitesse verticale Ecart de route latérale Modification d'altitude Modification de waypoint

3.

Compte-rendu ponctuel Le protocole définit une demande ponctuelle du sol vers le FMS. Cette demande peut-être effectuée n'importe quand. Elle ne modifie en rien les protocoles en cours précédents.

D.

Mode Emergency

Ce mode est activé par l'équipage seulement. Le mode emergency ADS est activé par l'envoi d'un message EMER par CPDLC. Les centres ATC ayant un protocole en cours avec l'aéronef sont aussitôt informés. Les comptes-rendus automatiques sont interrompus. C'est le pilote qui annule normalement l'emergency mais quelques centre ATC (rares) peuvent aussi l'annuler.

119

07


E.

Connexions

Les avions équipés FANS1/A peuvent gérer simultanément cinq connexions ADS, quatre pour des centres ATC et une pour la compagnie. Bien que l'ADS ne connaisse pas de Data Authority (n'importe qui dans le monde ayant l'adresse ACARS et l'immatriculation avion peut se connecter), les connexions sont hiérarchisées et contrôlées par le procédé message d'avis vu précédemment avec le CPDLC. L'ordre est :     

Data Authority (du monde CPDLC) Next Authority (du monde CPDLC) Un autre centre ATS proche des limites de la trajectoire La compagnie Autre centre

Le contrôle visualise les données mises en forme sur une console spécialisée.

F.

ADS-B

T

L'ADS-C permet l'établissement d'un contrat entre un avion et l'ATC afin d'effectuer une certaine application. Il existe une autre forme d'ADS, l'ADS-B comme broadcasting.

AF

Les principales différences entre ces deux services de l'ADS résident dans le fait que le message ADS-B est envoyé systématiquement (sans commande du pilote) à un rythme dépendant de la phase du vol, avec un contenu non figé et sans destinataire identifié (tout véhicule, avion, ou centre ATC équipé pour la réception) tandis que l'envoi du message ADS-C se fait uniquement dans le cadre d'un contrat avec un destinataire identifié.

R

De ce fait, l'ADS-B est un moyen de réaliser une surveillance temps réel car il permet de connaître, à intervalle régulier (dépendent de l'application et de la phase de vol), la position exacte d'un avion identifié par son adresse OACI.

D

Une application compagnie permet également de savoir, en récupérant les informations par le réseau sol, où se trouve chaque avion de la flotte. Les moyens de diffuser ces informations sont l'utilisation d'un transpondeur de bord spécial appelé 1090 ES (Transpondeur émettant sur 1090 MHz des Extended Squitters) que vous trouverez dans le livret radionavigation au chapitre Radar secondaire, ou le VDL mode 4 en évaluation par Eurocontrol. Ce système présente l'inconvénient de ne reposer que sur des informations élaborées par les senseurs à bord d'un aéronef. Un autre système est en cours de développement, le TIS-B (ci-dessous pour info).

G.

TIS-B

(Traffic Information Service - Broadcast) Le principe du TIS-B consiste à retransmettre depuis le sol, les informations radar utilisées par l'ATC, via data-link, vers tous les avions équipés ADS-B. Les aéronefs ont ainsi une connaissance complète de l'environnement, en terme de trafic et cohérente avec celle de l'ATC. (une information des avions non ADS-B vus par l'ATC serait disponible)

120

07


A ce jour deux types de TIS-B sont envisagés :  Un TIS-B retransmettant une image complète de la situation aérienne actuelle.  Un TIS-B retransmettant uniquement les informations relatives dans les cas suivants: - L'information de position fournie par l'ADS-B paraît incorrecte. - Il existe un trou dans la couverture ADS-B - Le taux de rafraîchissement des données ADS-B n'est pas suffisant pour l'application considérée. Cependant, ce service TIS-B pose divers problèmes relatifs à la corrélation des informations reçues des différentes sources et à la fusion de ces différentes données pour affichage à bord. Les informations de trafic ADS-B ou TIS seront affichées à bord sur un CDTI (Cockpit Display Traffic Informations)

A.

FANS : Futur Air Navigation Système

T

FANS

AF

Futur si l'on peut dire car, dès 1983 l'OACI fait des recommandations pour améliorer les systèmes de Communication, de Surveillance et de Navigation (concept CNS). Vient ensuite le concept ATM, nouveau système de gestion de l'espace aérien devant permettre, à terme, aux utilisateurs de voler où et quand ils le veulent, l'ATC n'intervenant que pour résoudre les conflits et gérer le trafic en zone terminale.

R

L'objectif des FANS (CNS/ATM) reposant sur l'application des nouvelles technologies (CPDLC, ADS) est d'augmenter la capacité de l'espace aérien, éviter la saturation des fréquences et de donner de la flexibilité sans dégradation de la sécurité (donc d'utiliser l'espace aérien plus efficacement en allant vers le concept du free flight) et d'apporter un gain opérationnel aux compagnies. Par exemple ? avec le CPDLC, les transferts entre centres de contrôle se faisant d'une manière plus automatisée, le contrôle est plus disponible pour la gestion du trafic actif, les clearances, DCL (Departure CLearance), OCL (Oceanic CLearance), les services d'information de vol ou la transmission d'ATIS (D-ATIS) digitalisés sont un gain d'énergie pour d'autres tâches de contrôle, diminuent l'encombrement des fréquences, permettent au pilote de disposer de temps pendant la réception de ces paramètres, d'en garder une trace écrite réutilisable sans erreurs, ni de mémoire, ni de compréhension, etc. L'ADS permettra de réduire les espacements et l'ADS-B avec affichage sur CDTI de choisir sa route en toute autonomie.

D

VIII.

1.

FANS 1/A

FANS 1 : Futur Air Navigation System (package 1), concept Boeing. Ensemble d'applications datas link utilisant le CPDLC et ou l'ADS sur une structure ACARS améliorée (ACARS Over Avlc voir chap ACARS) en zone océanique ou désertique. FANS A : même application chez Airbus FANS 1/A : première étape vers un système CNS/ATM (Communication Navigation Surveillance / Air Traffic Management) basé sur les nouvelles technologies de communication (CPDLC), de navigation (GPS,FMS et Airnav), de surveillance (ADS) et un réseau sol chargé de l'acheminement et du suivi des informations permettant une nouvelle gestion de l'espace aérien (embryon d'ATM).

121

07


L'ATM regroupant :    

Les Air Traffic Services L'Air Traffic Control L'air Space Management (ASM) L'air Traffic Flow management (ATFM)

2.

FANS 2/B

FANS 2 : Futur Air Navigation System (package 2), concept Boeing. Evolution du FANS 1 allant vers une utilisation CPDLC et ADS soit dans une version FANS 1 ou une version CNS/ ATM-1 en route dans les espaces à haute densité de trafic sous surveillance radar et ce dans une totale transparence pour le pilote.

T

Les améliorations portent sur les communications et la surveillance en datalink VDL 2 (c'est-à-dire bit orienté) à haut débit (31,5Kbps), sur une navigation ultra précise (GNSS remplaçant le GPS simple) basé sur une avionique améliorée et un réseau sol global permettant à n'importe quel avion de contacter le service voulu même s'il est dans une zone où il n'a pas accès à son fournisseur de service (interconnexion des fournisseurs de services tel SITA et ARINC et des services ATC et AOC au sein d'un réseau data link unique, l'ATN pour Aeronautical Télécommunications Network).

AF

Les données relatives au contrôle ne seront pleinement opérationnelles que par la mise en place de l’ATN (Aeronautical Traffic Network), qui remplacera à terme le RSFTA (Réseau des Stations Fixes des Télécommunications Aéronautiques) ainsi que le réseau des stations d’aéronef.

FANS B : application Airbus, ci-dessous un exemple d'architecture FANS B.

R

NavStar

Galileo

Glonass

ATSU

SatCom Ground Station

VDL Mode A

VDL Mode 2 AOA

Protocol ATN bit orienté

VDL Mode 2

HFDL

ACARS NETWORK AOC

A terme

La couverture VDL mode 2 se caractérise par la présence d’une fréquence de signalisation commune (CSC) Au minimum, toute station sol doit se signaler sur cette fréquence en émettant régulièrement une trame d’identification.

D

SatCom

ATN NETWORK AFN

ADS

CPDL C

CMA

Dans le cadre de cette application et de son utilisation en zone de trafic à haute densité, un readback en radiotéléphonie est demandé (pour l'instant) pour tout

122

07


message concernant un changement dans la trajectoire de l'aéronef. (European Organization for Civil Aviation Equipment (Eurocae) standard ED 110B). Un service CPDLC, l'AMC (ATC Microphone Check) permet d'envoyer un message à tous les aéronefs de la CDA au cas où un microphone de bord resterait bloqué en position émission. Les opérations FANS B en zone à haute densité de trafic sont soumises à conditions :

B.



Un contrat avec un Data Service Provider (DSP ARINC ou SITA ) est signé



L'avion est déclaré au data link service provider



L'aéronef et ses capacités FANS sont déclarés au centre ATC



L'avionique est correctement configurée



Un agrément opérationnel a été accordé

AFN

HF DATA LINK

C.

AVIONIQUE ATSU

R

1.

AF

T

Il est prévu un réseau d'une quinzaine de stations sol HFDL pour une couverture mondiale. Les stations interconnectées partagent en temps réel une quarantaine de fréquences de façon à éviter les interférences. Chaque station émet périodiquement un court signal sur un minimum de trois fréquences. L'avionique scanne en permanence les fréquences afin de trouver la meilleure fréquence de sa zone géographique et établir la liaison numérique.

Air Traffic Service Unit

D

L'ATSU est un nouveau système d'avionique modulaire (AIM pour Airbus Interoperable Modular) (IMA Integrated Modular Avionics pour d'autres) remplaçant, entre autres, le MU ACARS. Il peut communiquer avec le réseau ACARS ou ATN par simple configuration logiciel au rythme de l'évolution data link. L'ATSU a pour objet de gérer les liaisons entre certains équipements avions, FMS, l'ordinateur de maintenance central (CMC), le système d'alarmes de vol (FWS) et les moyens de communication sol/bord (CPDLC, ACARS par exemple). C'est également le routeur des applications de bord (adressage des messages) vers l'application sol (AOC ou ATM) à travers le réseau sol (ATN ou ACARS). Il gère l'interfaçage homme – machine (HMI) de manière à présenter à l'équipage un moyen de communication ergonomique. Il est conçu comme un calculateur classique avec un système d'exploitation, sur lequel s'exécutent des applications. Le système d'exploitation gère les entrées/sorties, l'utilisation des ressources logicielles et matérielles, l'enchaînement et le cadencement des applications. Les ressources logicielles sont l'équivalent de sous-programmes utilisables par les applications et/ou le système d'exploitation (gestions des communications, bibliothèques). Les ressources matérielles comprennent mémoires, bus, registres, processeur, co-processeur.

123

07


Les applications sont des programmes réalisant chacun une fonctionnalité du système avion, par exemple la communication de liaison données contrôleur/pilote (CPDLC). La mission de l'ATSU est d'augmenter les capacités opérationnelles de l'avion en automatisant les échanges pilotes/ contrôleurs via l'utilisation de réseaux de communication de données. Il supporte la base des activités communication et surveillance incluses dans le concept général FANS - CNS/ATM. Ce calculateur s’interface avec une interface Homme/Machine (MCDU Multi Control display Unit et/ou DCDU Dedicated Control Display Unit pour Airbus). Un équipement semblable est appelé CMU : Communication Management Unit chez Boeing

L'ATSU met les messages en forme (ACARS ou ATN), assure le routage sol – air et gère l'interfaçage HMI

Navigation

AF

ATSU

T

ROUTEUR ATN

APPLICATIONS ATC

VDR HFDR SATCOM

ATC FIS AOC

ROUTEUR ACARS

R

APPLICATIONS AOC

D

HMI

Navigation

124

HMI

Radios

07


2.

Interface Homme Machine

Touche ATC COMM du MCDU Fig suivante

D

R

AF

T

HMI : Human Machine Interface L'équipement présent au cockpit permettant l'échange de communications data link est constitué :  Du MCDU (Multipurpose Control Display Unit) pour gérer les communications data link (accès au menu ATC)  De deux DCDU (Data Communication Display Unit) affichant les messages reçus du sol  De l'ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitor) affichant les alertes messages ou système (FWC).  Deux voyants d'alerte ATC situés sur l'auvent. (alerte visuelle et sonore)  Une imprimante

Sur l'auvent un voyant ATC MSG signalant l'arrivé d'un uplink.

Sur le pylône, deux MCDU avec une touche ATC COMM (Figure suivante)

Sur le panneau central deux DCDU (Digital Communication Display Unit) permettant de lire le message et d'accepter la clairance (WILCO) par appui sur la touche latérale. Les touches MSG+ et MSG- permettent de naviguer dans les messages reçus comme vous le faites dans votre boite Email. Une touche PRINT permet d'imprimer les messages.

125

07

Sur le pylône, les MCDU.

R

AF

La touche ATC COMM (parfois notée FMC COMM sur d'autre système) appuyée affiche la page ATC menu permettant d'accéder au sous menu REQUEST pour les messages préformatés ou à la page free text (TEXT).

T


D

Les informations ATSU DLK et CONNECTION apparaissent permettant de voir qu'on est bien en data link et qu'une connexion est établie avec le service ATS du LOGON (KZAK CTL) que l'on peut voir sur le DCDU de la figure précédente.

126

07


Nous terminerons ce livret en images comme si nous mettions en pratique sur B777 quelques uns des principes étudiés.

MFD

Voyant alerte MSG ATC situé sur l'auvent

MFD

A disposition de l'équipage : MFD MCDU ACP RCP voyants alerte MSG ATC

MCDU

MCDU

MFD

CCD

CCD

On utilise prioritairement le MFD central pour les liaisons data link

MFD

MCDU : Multipurpose Control Display Application navigation ou communication (FMS ou ACARS)

ACP

MCDU

D

R

AF

ACP

MFD

T

3 3 3 3 2

MFD (Lower Center) Multi Function Display CCD Cursor Control Device

127

07


Le CCD est une sorte de track pad ergonomique permettant de naviguer dans les pages affichées sur le Multi Functions Display (déplacement du curseur magenta ici positionné sur le menu ACARS). Nous sommes ici dans la page MANAGER (sélectionnée en vert) les autres pages accessibles sont entre autres ATC et COMPANY. La fenêtre FLIGHT INFORMATION n'est pas disponible (matérialisée par la couleur cyan) La fenêtre NEW MESSAGES est en cyan jusqu'à l'arrivée d'un nouveau message.

Déplacement du curseur avec le doigt Clic souris

D

R

AF

T

MDF lower center sélectionné pour l'affichage

Page MANAGER sous menu VHF. La VHF center est utilisée par défaut en mode DATA 128

07

AF

T


D

R

Page MANAGER sous menu ADS. Le mode ADS est armé et une connexion est établie

Appel de la page LOGON du MENU ATC en vue de procéder à une AFN 129

07


T

KOAK

D

R

AF

Préparation du LOGON avec KOAK et envoi (SEND)

KOAK

Le LOGON a été envoyé (SENT)

KOAK

L'ATC a reçu la demande de LOGON (CONNECTING)

Il n'y a pas pour l'instant de connexion établie entre le bord et le sol (ATC CONNECTION NOT ESTABLISHED). Le contrôleur doit, après avoir vérifié que les renseignements de la demande de LOGON correspondent bien au plan de vol établi, envoyer un message uplink de connexion.

130

07


T

ATC COMM ESTABLISHED WITH KOAK 1342z CANCEL

AF

A la réception du message uplink, une alerte ATC prévient l'équipage d'un message entrant. La connexion est établie avec KOAK. Pilote et contrôleur peuvent désormais échanger à travers le CPDLC. KOAK est la current authority.

D

R

ATC

Appel de la page ALTITUDE REQUEST du MENU ATC (position curseur et clic)

131

07


Scratch pad MCDU

AF

T

Ascenseur pages

D

R

La page ALTITUDE REQUEST et les champs de données à remplir. Nous sommes ici en page 1 (voir ascenseur des pages à droite) La valeur demandée, ici FL 430 est entrée au moyen du MCDU

page ALTITUDE REQUEST numéro 2 avec message pré formaté et éventuellement free text et activation de la commande SEND.

Il est recommandé d'éviter de mélanger pré formaté et free text 132

07

AF

T


D

R

Réception de la clearance sur EICAS avec alerte auditive et visuelle réception message ATC. Le pilote accepte ou rejette la clearance.

ATC

Le pilote accepte la clearance. Le message est visible également sur la page NEW MESSAGE du MFD. Après acceptation les items de la clearance passent verts. Si le pilote arme le système, un report sera envoyé par l'avionique lorsque établi au FL 430

133

Flight Management System (FMS) Le FMS est un système informatique de gestion globale du vol en 3 dimensions embarqué apparu au milieu des années 80. Il a pour rôle de faciliter le suivi du vol dans les plans latéral et vertical en s’appuyant sur l’insertion du plan de vol et d’autres paramètres par l’équipage. Pour ce faire, il dispose de bases de données de navigation régulièrement mises à jour.

08 Flight Management System (FMS)

Il élabore une information de position avion à l’aide de nombreuses sources.

AF

Composants et relations

Le FMS (Flight Management System) est composé de :

 Un ou deux FMC (Flight Management Computer) – Il s’agit du calculateur situé en soute électronique, généralement derrière ou sous le cockpit.  Un, deux ou trois MCDU (Multipurpose Control and Display Unit). Ce sont les interfaces entre le pilote et l’ordinateur : le MCDU comprend un écran et un clavier.

R

1.

T

Les plus performants sont mêmes qualifiés de FMS 4 dimensions puisqu’ils sont également capables de gérer la dimension temporelle en respectant une contrainte de temps imposée par le pilote. Par exemple, dans le cadre de la fonction RTA (Required Time of Arrival), le pilote peut imposer une heure d’arrivée à un point. Le FMS calcule alors la vitesse et le nombre de Mach adaptés pour respecter cette contrainte.

Point réglementaire : L’utilisation du FMS doit réglementairement être décrite dans le manuel d’opérations de l’avion (AOM : Aircraft Operating Manual) ou dans le manuel d’exploitation de la compagnie approuvé par l’Autorité.

D


Il permet une gestion et une optimisation du vol grâce à une base de données des performances de l’avion et à de nombreux signaux d’entrée provenant des différents systèmes de l’avion.

Signaux d’entrée principaux du FMS :  Air Data Computer  IRS  Pilote automatique / Directeur de vol / Automanette  Radios de navigation  Paramètres moteurs  EFIS  MCDU Destinataires principaux des signaux du FMS :  FADEC (Full Authority Digital Engine Control) ou EEC (Electronic Engine Control)  Pilote automatique / Directeur de vol / Automanette  Radios de navigation  EFIS  MCDU

08

Flight Management System (FMS) 2.

Interface homme-machine (MCDU – Multipurpose Control and Display Unit)

Le MCDU comprend un écran CRT ou LCD et un clavier. Il tient son nom du fait qu’il peut contrôler également d’autres systèmes que le FMC tels que l’ACARS (voir chapitre systèmes de communication), les EFIS/EICAS en secours en cas de panne de leur panneau de commande et les calculateurs de maintenance.  Description du MCDU – Exemple du B777 Ecran CRT ou LCD Titre de la page

SAMPLE PAGE FLAP / ACCEL HT

10 / 1500

FT

LEG DIST

10

D

Touches page précédente et page suivante

R

Touches d’accès rapide aux pages Touche MENU permettant de sélectionner le système à commander par le MCDU

ROUTE

T

INDEX - 123.4 / ABCDEF

 

NM

AF

Zone brouillon « scratchpad » où s’affichent les caractères tapés par le pilote et des messages FMS2



ALT / OAT

- - - - - - - - °C

Touche de sélection de ligne (LSK : Line Select Key)1

Accès à l’index des pages

2 / 4 FLT LVL

Numéro de la page affichée et nombre de pages affichables.

Clavier alphanumérique

Accès à la page route Rhéostat de luminosité de l’écran (Brightness) Touche d’exécution permettant de valider une insertion importante. Quand la touche doit être pressée, un voyant lumineux s’allume au-dessus. La zone  matérialisée par des boites nécessite une insertion de l’équipage pour le bon fonctionnement du FMS. La zone  matérialisée par des tirets est une zone d’insertion facultative.

1 : Ces touches permettent de sélectionner une ligne, d’insérer des données préalablement tapées dans le scratchpad, de descendre les données de la ligne sélectionnée dans le scratchpad, de sélectionner une fonction indiquée en regard de la touche ou d’accéder à une autre page. 2 : Le FMC génère des messages qui apparaissent dans le scratchpad. Ils sont de 2 niveaux : alerte et notification (advisory). 3.

Calculateur (FMC – Flight Management Computer)

En fonction des avions, on trouve un ou deux FMC en soute avionique. Ce sont les unités de calcul du système, au même titre que l’unité centrale (tour) d’un ordinateur personnel. Sur un avion équipé de deux FMC, ceux-ci dialoguent entre eux via une bus de communication (crosstalk bus) et il doit y avoir une sélection manuelle (via un sélecteur) ou automatique (en fonction du premier PA/DV engagé) du FMC « maître » servant de référence et du FMC « esclave ».

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Flight Management System (FMS)  Modes de fonctionnement du FMS 1) Mode DUAL – fonctionnement normal

T AF R

Crosstalk Bus

Panne d’un MCDU : Le MCDU restant permet de contrôler les deux FMC grâce à la crosstalk bus. 2) Mode INDEPENDANT – fonctionnement anormal

D


Chaque MCDU est l’interface de son FMC associé. Les deux FMC dialoguent via une bus de dialogue (crosstalk bus) permettant une synchronisation et une comparaison des calculs ainsi que la transmission des entrées pilote aux deux FMC. L’un des deux FMC est le maître et donc la référence, l’autre est l’esclave. Ceci est déterminé par la position d’un sélecteur ou la première sélection d’un PA/DV.

Chaque MCDU est l’interface de son FMC associé. La crosstalk bus est perdue donc chaque FMC effectue ses calculs de son côté et il faut faire toutes les entrées 2 fois : une fois sur chaque MCDU ! Il est important de comparer les éléments affichés par chaque FMC car il n’y a plus de comparaison automatique.

08

Flight Management System (FMS) 3) Mode SINGLE – fonctionnement anormal

T

Un FMC est en panne. Les deux MCDU contrôlent le FMC restant. C’est cette configuration que l’on trouve sur un avion équipé d’un seul FMC et deux MCDU (B737 par exemple).

AF

Crosstalk Bus

R

4) Mode BACKUP – navigation de secours

D

Les deux FMC sont en panne. Les deux MCDU ont quand même conservé la route active en mémoire et celle-ci reste affichée sur les ND. Chaque MCDU est relié à une IRS et des fonctions de navigation de base restent disponibles. La modification de la route est possible mais il faut définir chaque nouveau waypoint par ses coordonnées. Les modes LNAV/VNAV du PA/DV sont perdus.

08

Flight Management System (FMS) Sur un avion équipé de 2 FMC, un sélecteur de transfert permet en position ALTN (Alternate) de connecter le MCDU et les EFIS d’une place pilote au FMC de la place pilote opposée en cas de panne. 4.

Relations entre le FMS et les automatismes de conduite

 Modes managés Le pilote peut laisser le FMS gérer un paramètre, on dit alors que le paramètre est MANAGÉ.

T AF

Vitesse Mach

Latéral

FCU A320

Vertical

R

Sur le FCU Airbus ci-dessus, un point blanc s’affiche dans la case du paramètre si ce paramètre est managé et la valeur cible est présentée en magenta sur le PFD.

D


Dans ce cas, le FCU / MCP ne présente souvent pas les valeurs cibles puisqu’elles n’y ont pas été affichées par le pilote.

Vitesse cible managée

Ce type de gestion est appelée « stratégique », on fait en effet de la gestion à long terme. Sur certains avions, il est possible de sélecter des cibles de vitesse/altitude au MCDU (modifications à long terme).

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Flight Management System (FMS) Le travail en mode managé PA/DV, c'est-à-dire le cas du couplage du FMS avec le PA/DV, se traduit au FMA par l’affichage des modes suivants : Mode latéral managé affiché : NAV ou LNAV Le PA/DV guide l’avion pour suivre le plan de vol latéral inséré dans le FMS. Pour ce faire, le FMS fournit au PA/DV des informations d’inclinaison et de cap à adopter. Entre deux points d’une route insérée dans un FMS, la route calculée est orthodromique, c'est-à-dire que le FMS calcule le plus court chemin à la surface de la Terre pour aller du point A au point B, via un arc de circonférence de la Terre. Rappelons les différents éléments intervenant dans le cadre du suivi par le PA/DV du plan de vol latéral inséré dans le FMS :

Nord vrai DSRTK/DTK Route FMS XTK

Waypoint 2

AF

T

Waypoint 1

R

TKE

D

Rappelons que basiquement, les IRS (Inertial Reference System) fournissent au FMS des informations de cap VRAI. Elles fournissent également le cap magnétique grâce à une base de données des déclinaisons magnétiques et un algorithme permettant de prendre en compte la variation des déclinaisons. L’angle entre le Nord au point 1 et la direction du point 2 est appelé route désirée (DSRTK – Desired Track). C’est la route suivie par l’avion une fois qu’il est établi. La distance latérale de l’avion à la route est appelée écart de route latéral (XTK – Cross Track Error). L’automatisme cherche à ramener cette distance à zéro. On a sur le schéma ci-dessus un XTK droite. L’angle entre la DSRTK et la route actuelle de l’avion est appelé erreur de route (TKE – Track Error). L’automatisme cherche à ramener cet angle à zéro. On a sur le schéma cidessus un TKE gauche. Modes verticaux managés affichés : En montée : VNAV SPD ou FMC SPD ou CLB En montée managée, le FMS fournit au PA/DV une vitesse ou un Mach cible à maintenir. Nous verrons plus loin comment celle-ci est définie. Le PA/DV ajuste l’assiette pour maintenir cette vitesse cible. En même temps, l’automanette ajuste la poussée vers une poussée fixe de référence pour la montée : modes THR REF, N1, EPR ou THR CLB affichés au FMA dans la colonne des modes automanette. On obtient ainsi une montée au mieux de ce que l’avion peut faire mais par contre, la vitesse verticale et la trajectoire sont subies.

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Flight Management System (FMS) En palier à une contrainte d’altitude associée à un point de la route : VNAV PTH (Path = Trajectoire) ou ALT CST L’avion se met en palier pour respecter le profil vertical de vol notamment conditionné par les contraintes d’altitude associées aux points de la route. L’automanette ajuste la poussée pour maintenir une vitesse ou un Mach cible. En palier à l’altitude de croisière insérée dans le FMS : VNAV PTH ou ALT CRZ L’altitude de croisière insérée au FMS est prise en compte par celui-ci comme une contrainte d’altitude ; on est donc dans le même cas que ci-dessus.

T

Le FMS calcule avant le début de la descente un point de début de descente idéal (Top of Descent) prévoyant une descente avec les moteurs au ralenti vol et prenant en compte le vent rencontré ou inséré, la masse de l’avion, la quantité de carburant à bord, les différentes contraintes de vitesse, d’altitude, de temps, l’utilisation prévue des antigivrages etc… Il est présenté sur le ND (voir chapitre Affichages Electroniques).

AF

Si l’avion est en descente managée sur le plan de descente idéal, le PA/DV est dans les modes indiqués ci-dessus. Il maintient l’avion sur une trajectoire bien définie donc l’automanette ajuste la poussée (en mode SPEED ou MACH), si possible au ralenti vol (mode IDLE), pour maintenir une vitesse ou un Mach cible. En résumé, en mode VNAV, le FMS donne au PA/DV des ordres d’assiette et de vitesse/Mach cibles pour rejoindre et suivre le profil de descente idéal à suivre.

R

De manière générale, la gestion de la navigation verticale par le FMS est basée sur l’altitude barométrique reçue des centrales aérodynamiques (ADC). L’écart au plan de descente idéal calculé par le FMS est présenté soit sur le PFD (Airbus) soit sur le ND (Boeing) :

D


En descente sur le plan de descente calculé par le FMS : VNAV PTH ou DES

A320 : V/DEV (vertical deviation indicator) : Le cercle en butée indique un écart d’au moins 500ft. B777 : VTK (vertical track error). Echelle : ±400ft

En descente au-dessus ou en-dessous du plan de descente calculé par le FMS : VNAV SPD ou DES Dans les cas où la descente est initiée en mode managé avant ou après le top of descent, l’avion n’est pas sur le plan de descente idéal calculé.

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Flight Management System (FMS) Si l’avion est au-dessus du plan, le FMS génère un message du type « DRAG REQUIRED » (traînée requise) demandant au pilote de déployer les spoilers afin d’augmenter le taux de descente et ainsi réintercepter le plan de descente idéal. Le PA/DV ajuste alors l’assiette pour maintenir la vitesse ou le Mach cible alors que l’automanette est en mode IDLE (ralenti vol). Si l’avion est en-dessous du plan, le FMS envoie au PA/DV un ordre de vitesse verticale faible à maintenir en descente (1000 ft/min environ) afin de réintercepter le plan de descente idéal. L’automanette ajuste alors la poussée afin de maintenir la vitesse ou le Mach cible. Les avions les plus récents analysent même l’écart de l’avion avec le plan de descente idéal et indiquent à l’équipage le point où l’avion devrait rejoindre le plan de descente idéal :

AF

Point d’interception du plan de descente idéal.

R

Point de réduction de vitesse vers 250kt en passant en-dessous du FL100

T

Mise en palier et poursuite de la descente à une contrainte d’altitude associée à un point de la route

D

Remarque : Dans le cas où le pilote automatique est en modes LNAV et VNAV (couplage horizontal et vertical au plan de vol défini dans le FMS) et que l’avion atteint le dernier point de la route active en dehors d’une approche : le PA/DV maintient le dernier cap sans changer de mode et un message du type « END OF ROUTE » (fin de la route) ou « DISCONTINUITY AHEAD » (discontinuité de route) s’affiche au MCDU.  Modes sélectés Le pilote peut aussi, souvent suite à une clairance du contrôle, spécifier une valeur cible pour un paramètre. Ce paramètre est alors dit SELECTÉ. Dans ce cas, le FCU / MCP présente les valeurs cibles puisqu’elles y ont été affichées par le pilote.

Vitesse Mach

Latéral

Vertical

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Flight Management System (FMS) Sur le FCU Airbus ci-avant, le point blanc s’efface alors et la valeur cible est présentée en cyan (bleu clair) sur le PFD.

AF

T

Cap cible sélecté

Ce type de gestion est appelée « tactique », on fait en effet de la gestion à court terme.

R

 Relations particulières entre le FMS et la gestion de la poussée des moteurs. Sur les avions modernes équipés de moteurs contrôlés par des calculateurs FADEC (Full Authority Digital Engine Control), une page FMS appelée THRUST LIMIT (limitation de la poussée) permet, en fonction de la phase de vol, de contrôler la limite de poussée de l’automanette.

D


Vitesse cible sélectée

Ceci est particulièrement utile dans le cadre de la réalisation d’un décollage avec procédure anti-bruit, procédure aujourd’hui systématiquement appliquée :

  3000 ft/sol



1500 ft/sol

A la phase , l’avion monte avec ses moteurs à la poussée de décollage choisie et vérifiée par l’équipage, la vitesse cible est V2 (vitesse de sécurité au décollage garantissant une pente de montée suffisante un moteur en panne) plus éventuellement une marge s’il n’y a pas de panne moteur.

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Flight Management System (FMS) La phase  commence à partir de 1500 ft/sol – hauteur de réduction de poussée (ou la hauteur spécifiée pour l’aérodrome concerné) : à cette hauteur, la poussée des moteurs est réduite à la poussée de montée choisie par l’équipage. La vitesse cible reste inchangée. La pente diminue donc légèrement alors que le bruit est fortement réduit. La phase  commence à partir de 3000 ft/sol – hauteur d’accélération (ou la hauteur spécifiée pour l’aérodrome concerné) : à cette hauteur, la vitesse cible devient généralement 250kt (limitation en-dessous du FL100). La pente est à nouveau diminuée mais l’augmentation de vitesse permet la rentrée des volets. L’enchaînement de ces phases peut être suivi sur la page THRUST LIMIT du FMS :

Température extérieure

Poussée sélectionnée pour le décollage

Possibilité d’insertion d’une température fictive

Sélection de la poussée de montée

AF

T

Sélection de la poussée de décollage

La colonne de gauche donne les différentes possibilités de sélection de la poussée de décollage. L’équipage peut choisir la pleine poussée de décollage (TO = Takeoff), des poussées forfaitairement réduites (TO1 = -5% de poussée et TO2 = -15% de poussée) ou une poussée réduite calculée par le FMS en insérant une température fictive dans le champ SEL (voir le chapitre automanette).

R

La poussée de décollage actuellement sélectionnée apparaît en haut de la colonne de droite.

D

L’équipage peut également armer la poussée de montée qui sera affichée par l’automanette au début de la phase . La pleine poussée de montée et deux poussées réduites sont disponibles. Les écarts entre ces trois poussées s’estompent progressivement pendant la montée jusqu’à s’annuler à 10000ft. 5.

Bases de données du FMS

Le calculateur FMC (Flight Management Computer) dispose d’une mémoire de stockage contenant :  Deux bases de données de navigation  Une base de données des performances de l’avion a. Bases de données de navigation La mémoire du FMC contient deux bases de données de navigation qui ne sont pas valides aux mêmes dates. Chaque base a une durée de validité de 28 jours (cycle AIRAC). Dans les deux bases de données contenues dans le FMC, une est à jour, l’autre est périmée ou pas encore à jour.

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Flight Management System (FMS) L’équipage, à la préparation du vol, doit vérifier que la base de données utilisée par le FMC est à jour en page IDENT ou AIRCRAFT STATUS du MCDU. Sur l’exemple de page IDENT ci-après, les légendes en rouge permettent de vérifier que les banques de données de navigation sont correctes.

MODEL

IDENT

747 – 400 Référence base de données navigation Référence système d’exploitation

NAV DATA

BO68904001 OP PROGRAM

ACTIVE

JUL29AUG25/10 AUG26SEP22/10

PS4052770 – 944 DRAG / FF

Base de données de navigation utilisée (active) Autre base de données de navigation

CO DATA

+1.1/–3.5

XY0001 POS INIT

Référence des données compagnie

T

INDEX

La page IDENT ci-dessus est normalement la première page affichée par le MCDU à la mise sous tension de l’avion.

AF

Elle affiche différents éléments primordiaux à vérifier par la maintenance et l’équipage avant le vol. Concernant les bases de données de navigation, les services de maintenance vérifient :  Le numéro de référence des bases de données  Les dates de validité des deux bases installées

R

L’équipage, avant le premier vol de la journée, vérifie les dates de validité des deux bases installées et que la base indiquée en première ligne (base active) est bien la bonne. Dans le cas où une mise à jour des bases de données de navigation est nécessaire, on connecte à l’avion un lecteur de disquettes ou de CD-ROM adapté.

D


ENGINES

– 80C2B1F

Sur un avion équipé de 2 FMC, on met à jour le premier FMC puis on recopie la base de données chargée dans le premier dans le deuxième afin d’être certain que les données présentes dans les 2 FMC sont identiques. A chaque phase du processus d’installation d’une nouvelle base de données de navigation FMS, de la réception de chaque disque de mise à jour du fournisseur jusqu’à la distribution et le chargement de la nouvelle base de données, des vérifications d’intégrité systématiques approuvées par l’Autorité sont effectuées par le personnel de maintenance. La mise sous tension du FMS le fait pourtant passer par une séquence d’autotest mais toutes les données qu’il contient ne sont pas vérifiées. Par ailleurs, le FMC dispose, au même titre que le Windows d’un ordinateur personnel, d’un système d’exploitation dont la maintenance doit vérifier la version à la ligne OPerator PROGRAM. Chaque compagnie peut choisir des options dans ce système d’exploitation et cet ensemble de choix d’options est référencé sous un code indiqué à la ligne COmpany DATA. Les bases de données de navigation chargées dans le FMC sont des données en lecture seule : l’équipage ne peut les modifier. Par contre, sur certains avions, l’équipage peut ajouter des données.

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Flight Management System (FMS)

Référence base de données de navigation Routes, Runways (pistes), Waypoints et Navaids (moyens de radionavigation) insérés par l’équipage

Base de données active Deuxième base de données

Effacement des données entrées par l’équipage MCDU A320 Page AIRCRAFT STATUS Contenu d’une base de données de navigation FMS :



T

Aéroports (Position, Altitude) Pistes (Longueur, Position, Altitude, ILS/DME) Postes de stationnement (Position) – Optionnel VOR (Position, Fréquence, Type, Altitude) NDB (Position, Fréquence, Type, Altitude) DME/TACAN (Position, Fréquence, Type, Altitude) Waypoints (Position) Airways (Noms et waypoints constitutifs) Company Routes1 (Airways, Waypoints, Niveau de croisière, cost index associé…) SID / STAR / Approches / Transitions2 (Pistes associées, Contraintes vitesse/altitude)

AF

        

D

R

Remarque: En toute rigueur, le calcul de la déclinaison magnétique se fait à partir d’une base de données mondiale et d’algorithmes de variation au sein des IRS. Mais celles-ci travaillant en étroite collaboration avec le FMS, on peut dire de manière plus simple que les informations de déclinaison sont stockées dans le FMS. Par ailleurs, les valeurs des déclinaisons à chaque aéroport, piste, balise ou waypoint sont, elles stockées dans la base de donnés de navigation du FMS. 1 : Une route compagnie ou company route est une route régulièrement opérée par l’exploitant et mémorisée dans la base de données de navigation de sorte que l’équipage n’a pas à la rentrer point par point. Elle comprend l’aéroport de départ, celui d’arrivée, l’ensemble des points survolés, les airways empruntés, le niveau de croisière et le cost index (vu plus loin) associé plus éventuellement d’autres informations. Par contre, cette route compagnie ne spécifie pas de trajectoire de l’aéroport de départ au premier point sur airway (SID : Standard Instrument Departure), ni de trajectoire du dernier point sur airway au début de l’approche (STAR : Standard Terminal ARrival) ni d’approche sur l’aéroport de destination, ces trajectoires dépendant des conditions du jour. 2 : La trajectoire reliant la piste de départ au premier point d’un airway, si elle est standardisée, est appelée SID : Standard Instrument Departure. La trajectoire reliant le dernier point d’un airway au premier point de l’approche appelé IAF (Initial Approach Fix), si elle est standardisée, est appelée STAR : Standard Terminal ARrival. L’ensemble de ces trajectoires est codé dans la base de données de navigation. Les approches le sont également de même que les trajectoires d’approche interrompue.

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Flight Management System (FMS) Par ailleurs, il existe des cas où des trajectoires sont publiées pour relier le dernier point d’une SID à un point d’un airway ou le dernier point d’une STAR au premier point d’une approche si ceux-ci ne sont pas confondus ou si une approche comporte plusieurs IAF. Ces trajectoires, également codées dans le FMS sont appelées Transitions. Pages MCDU associées à la navigation : Page Route Titre de la page

Aérodrome de destination non-encore inséré. Les boîtes indiquent que c’est une information à insérer obligatoirement.

Aérodrome de départ Insertion d’une route compagnie

T

Sélection de la piste de départ

R

AF

Touche d’accès rapide à la page route

D


Numéro de page et nombre de pages

CDU B737-300

Demande d’une route entre les deux aéroports sélectionnés par ACARS1. Accès rapide à la page initialisation des performances avion (vue plus loin) 1 : Le système ACARS, vu dans la partie systèmes de communication de cet ouvrage, permet un échange de données entre l’avion et le service opérations de l’exploitant. On peut notamment télécharger une route.

Page Départs / Arrivées Titre de la page Liste des SID disponibles

Numéro de page et nombre de pages Liste des pistes disponibles

Touche d’accès rapide à la page route Touche d’accès rapide à la page DEP/ARR

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Flight Management System (FMS) La page LEGS (Tronçons de la route, également appelée Flight Plan sur d’autres avions) est très utilisée : elle permet en effet de visualiser et modifier l’ensemble de la route en détail : liste des waypoints, routes entre points, distances, vitesses et altitudes estimées ou de contrainte. Page LEGS

Titre de la page : Tronçons de la route active

Distance au prochain point Vitesse / Altitude au point Les valeurs en petits caractères sont estimées par le FMS. Les valeurs en gros caractères sont des contraintes imposées au système. Une altitude suivie d’un A (above) signifie à l’altitude ou au-dessus alors que le B (below) signifie à l’altitude ou en-dessous.

Route vers le prochain point Waypoint TO : Prochain point de la route Route magnétique entre deux points Précision de navigation requise (RNP) et actuelle estimée (ANP) – point développé plus loin

AF

T

Touche d’accès rapide à la page LEGS

Accès à des informations supplémentaires : heures estimées de passage à chaque point et vent prévu.

Un point peut être inséré dans la route dans les formats suivants :



R



Nouveau point défini par ses coordonnées géographiques Nom d’un point connu de la banque de données de navigation Nouveau point défini par l’intersection d’une radiale et d’une distance d’un point connu (Place/Bearing/Distance) Nouveau point défini par l’intersection de deux radiales de deux points connus (Place/Bearing/Place/Bearing) Nouveau point situé le long de la route à une certaine distance d’un point de la route (waypoint along track)

D

  

Les points de la route sont de deux types : 

Les flyby waypoints (les plus courants) sont des points où le FMS calcule une anticipation de virage permettant de s’écarter le moins possible de la route. Par contre, l’avion ne passe pas à la verticale du point.

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Flight Management System (FMS) 

Les overfly waypoints sont des points dont le survol est obligatoire, le virage ne se faisant qu’après.

T

AF

Les points suivis d’un (exemple : PO061) sont des overfly waypoints. Le pilote peut modifier le type de chaque point si nécessaire. Le FMS permet l’insertion simple et rapide d’un circuit d’attente dans la route via une page adaptée. Il calcule éventuellement la trajectoire d’entrée standardisée adaptée.

     

R

Page HOLD (Circuit d’attente)

D


La page FLIGHT PLAN du MCDU de certains avions permet de voir si un point est flyby ou fly over :

     

Touche d’accès rapide à la page HOLD  Identification du point sur lequel le circuit d’attente est basé.  Quadrant et radiale d’entrée dans le circuit.  Axe de rapprochement et sens des virages.  Longueur de la branche d’éloignement en temps.  Longueur de la branche d’éloignement en distance.  Entrée d’un nouveau circuit d’attente  Vitesse et altitude actuelles (en petits caractères) ou contraintes de vitesse et d’altitude (comme ici en gros caractères)  Heure estimée du prochain passage à la verticale du repère d’attente  « Expect Further Clearance » : Le pilote peut rentrer l’heure assignée par le contrôle aérien à laquelle il sera autorisé à quitter l’attente. Ceci permet d’optimiser les calculs de performance du FMC.  Affichage du temps en heures + minutes pendant lequel l’avion peut rester dans l’attente en conservant les réserves de carburant prévues à l’arrivée.  Vitesse idéale d’attente (consommation horaire minimale).  Commande de sortie de l’avion du circuit d’attente.

08

Flight Management System (FMS) Le FMS offre également la possibilité de voler sur une route parallèle à la route définie, translatée d’une certaine distance définie par le pilote. Ceci est fait grâce à la fonction ROUTE OFFSET.

R

AF

La page FMS LATERAL OFFSET permet de définir l’écart latéral à la route principale souhaité, le point de début de l’OFFSET et le point de fin. La route translatée apparaît au ND en pointillés magenta.

T

Cette fonction est utile pour éviter un nuage dangereux qui serait sur la route, en vol en espace non-contrôlé afin de réduire le risque de collision entre deux avions évoluant sur le même airway ou éventuellement suite à une demande du contrôle…

b. Base de données des performances de l’avion

D

Cette base de données unique contient tous les éléments permettant d’effectuer les calculs:  Carburant  D’estimées en tenant compte du vent inséré ou téléchargé  De niveau optimal et maximal accrochable  Du point de fin de montée (T/C – Top of climb)  De croisière ascendante (placement de points « step climb » – S/C)  Du point de début de descente (T/D – Top of descent), de la trajectoire de descente et du calcul du point de fin de descente (E/D – End of descent)  De vitesse économique (basée sur un cost index inséré) / long range / de décollage (V1/VR/V2) / d’approche (V )) REF  De poussée appropriée

De même que pour les bases de données de navigation, la maintenance et l’équipage doivent s’assurer que la base de données performance est appropriée pour le vol. Ceci est fait en page IDENT ou AIRCRAFT STATUS.

08


MODEL

Type d’appareil géré par la banque de données installée

IDENT

ENGINES

747 – 400

– 80C2B1F

NAV DATA

ACTIVE

BO68904001 OP PROGRAM

JUL29AUG25/10

Type de moteur pris en charge par la banque de données installée

AUG26SEP22/10

PS4052770 – 944 DRAG / FF

CO DATA

+1.1/–3.5 INDEX

XY0001 POS INIT

T

Avant tout vol il est impératif de vérifier que le FMC contient bien une base de données appropriée pour le type d’appareil (ici 747-400) et le type de moteurs (ici CF680C2B1F) utilisés.

AF

Le modèle de performances est prévu pour un avion neuf. Or, avec le temps, les performances de l’avion évoluent et il est nécessaire de corriger ce modèle à l’aide d’un ou plusieurs CCM (coefficient correcteur de matricule) ou performance factors spécifiques à chaque appareil ou matricule.

R

Ici, sur le B747-400, deux coefficients sont ajustables par la maintenance afin de prendre en compte les écarts de traînée (drag) et de consommation (FF = Fuel Flow) dûs à l’usure normale de l’avion et/ou au vol dans le cas où un élément est manquant ou endommagé et toléré par la MEL (Minimum Equipment List) ou la CDL (Configuration Deviation List).

D


Coefficients correcteurs de matricule (performance factors) Voir ci-après

Index de coût – Cost Index

A la préparation du vol, l’équipage insère dans le MCDU un coefficient appelé cost index. Ce coefficient permet le calcul d’une vitesse ou d’un Mach économique (ECON) pour la montée, la croisière et la descente.

CI 

Cout heure de vol hors carburant Cout carburant

Le CI est compris entre 0 et 999 ou entre 0 et 9999. Le CI est défini pour chaque company route mais peut être modifié par l’équipage. Un CI = 0 correspond à la vitesse de rayon d’action maximum (Maxi Range). Un CI = 999 ou 9999 correspond à la vitesse de temps de vol minimum. Si on augmente le CI, l’ECON SPEED calculée augmente.

08

Flight Management System (FMS) Pages MCDU associées aux performances : Page PERF INIT



     

  



GROSS WEIGHT (Masse totale de l’avion) insérée par le pilote. L’indication dual est donnée par les jaugeurs de contrainte situés sur les trains d’atterrissage et qui mesurent la masse de l’avion (équipement optionnel). La quantité totale de carburant à bord est indiquée.

   

Le pilote entre dans cette ligne le cost index calculé pour le vol.

Masse sans carburant de l’avion.

T

  

R

Accès à l’index des pages.

AF

Le pilote entre dans cette ligne le carburant qu’il souhaite garder disponible une fois arrivé à destination. Si le carburant restant descend en-dessous de cette valeur, un message INSUFFICIENT FUEL apparait dans le scratchpad. La valeur entrée correspond généralement à la somme réserve dégagement (carburant permettant de rallier le terrain de dégagement) + réserve finale (30 minutes de vol en attente).

Le pilote entre dans cette ligne le niveau de vol de croisière prévu.



D

Le pilote entre dans cette ligne le centrage prévu pour la croisière. Ceci est utilisé avec l’information de masse avion par le FMS pour calculer l’altitude maximale affichée en page VNAV CRUISE (vue plus loin) ainsi que les marges par rapport aux buffetings. Le pilote entre dans cette ligne l’incrément d’altitude à utiliser pour la croisière ascendante. On a rentré ici 2000ft. Le FMS calcule donc dans combien de temps l’avion sera capable de monter de 2000ft afin de réduire sa consommation.



Accès à la page THRUST LIMIT vue dans la section relations particulières entre le FMS et la gestion de la poussée des moteurs ci-avant. Page TAKEOFF REF

     

     

08




FLAPS. Calage de volets sélectionné pour le décollage et hauteur d’accélération pour la rentrée des volets. Au passage de cette hauteur, on passe de la phase



à la

phase  vues dans la section relations particulières entre le FMS et la gestion de la poussée des moteurs ci-avant.



ENGINE OUT ACCELERATION HEIGHT : hauteur d’accélération en cas de panne moteur.



Hauteur de réduction de poussée de la poussée de décollage vers la poussée de montée. Au passage de cette hauteur, on passe de la phase  à la phase  vues dans la section relations particulières entre le FMS et la gestion de la poussée des moteurs ci-avant.



Insertion de la composante de vent de face/arrière et de la pente de la piste.



Insertion de l’état de la piste (DRY = Sèche, WET = Mouillée)




Affichage de V1 calculée par le FMS (petits caractères) ou insérée par l’équipage (gros caractères). Cette vitesse est appelée vitesse de sécurité au décollage. Jusqu’à cette vitesse, la longueur de piste restante permet de réaliser un arrêt-décollage. Au-delà, il faut poursuivre le décollage.



Affichage de VR calculée par le FMS (petits caractères) ou insérée par l’équipage (gros caractères). Cette vitesse est appelée vitesse de rotation. C’est à cette vitesse que le pilote tire sur le manche pour décoller l’avion.



Affichage de V2 calculée par le FMS (petits caractères) ou insérée par l’équipage (gros caractères). Cette vitesse est appelée vitesse de sécurité au décollage. Cette vitesse garantit une pente de montée suffisante avec un moteur en panne.



Insertion du centrage de l’avion au décollage. Le FMC calcule alors pour un centrage donné le réglage adéquat du plan horizontal réglable (PHR). Ici, pour un centrage de 22%, le trim de profondeur doit être réglé à l’index 5,4.

R

AF

T



D


Les 5 informations ci-dessus permettent de calculer les 3 vitesses de référence au décollage V1, VR et V2.



Insertion de la distance au seuil de piste à laquelle le décollage commence. Ceci est important si l’avion décolle d’une bretelle intermédiaire et non du seuil car quand le pilote engage l’automanette ou l’autopoussée en mode décollage, le FMS recale sa position sur le seuil de piste. Il faut donc décaler la position de recalage.



Accès à la page THRUST LIMIT vue ci-avant. Page APPROACH REF





 







08




Insertion de la masse totale avion à l’atterrissage. Ceci est nécessaire au calcul des vitesses de référence (VREF) en fonction des calages de volets possibles 25° ou 30°. VREF correspond à 1,3 VS en configuration atterrissage.



Sélection du type de calage altimétrique pour l’atterrissage QNH ou QFE.



Informations concernant la piste d’atterrissage : ici piste 24 à Orly (LFPO). Longueur 11975ft / 3657m. Ces informations sont contenues dans la banque de données de navigation du FMS.






VREF pour l’atterrissage volets sortis à 25°.



Insertion par le pilote du calage de volets retenu pour l’atterrissage et de la vitesse d’approche associée.



Accès à la page THRUST LIMIT vue ci-avant.

T

Page VNAV CLIMB

R

AF

   

    

Insertion du niveau de vol de croisière.



Affichage de la vitesse / du nombre de Mach de croisière économiques calculés par le FMS à partir du cost index inséré. Le pilote peut aussi insérer une vitesse ou un nombre de Mach cibles.



Restriction de vitesse à 250kts sous le FL100.



Possibilité pour le pilote d’insérer une autre restriction de vitesse sous un niveau de vol spécifié.



Prochaine contrainte d’altitude associée à un point de la route. Ici, l’avion doit passer le point EDO12 au FL100 ou en-dessous (FL100 or Below).



Altitude de transition connue de la banque données de navigation ou insérée par l’équipage. Ceci permet de rappeler à l’équipage de changer de calage altimétrique au passage de cette altitude en affichant le calage en ambre au PFD.



Vitesse de meilleure pente de montée calculée par le FMS (ici 250kts).



Accès à la page VNAV ENGINE OUT CLIMB qui est la même page que celle-ci mais adaptée au cas de la panne moteur.



CLIMB DIRECTLY : commande une montée directe sans tenir compte des contraintes d’altitude.

D



08

Flight Management System (FMS) Page VNAV CRUISE

    

    

Insertion du niveau de vol de croisière. Vol actuel à vitesse long range (LRC = Long Range Cruise)

T

 

 

N1 requis Voir page précédente

Active le profil de vol à traînée minimum en cas de panne moteur. Prochaine altitude de croisière ascendante

R

    

AF

La vitesse long range implique une consommation supérieure de 1% à la vitesse de rayon d’action maximal (maxi range obtenue avec un COST INDEX = 0) alors que le gain de vitesse est supérieur à 1%, le bilan est donc intéressant.

Distance et temps requis pour que l’avion s’allège suffisamment pour atteindre le prochain palier de croisière ascendante. Heure estimée d’arrivée à destination (KATL = Atlanta) et carburant restant.

D


Noter qu’il s’agit ici de la version ENGINE OUT (E/O) de cette page car le pilote a indiqué au FMS qu’une panne moteur est survenue. Des informations supplémentaires liés à la panne moteur sont présentées, les calculs carburant en tiennent compte de même que les vitesses économiques et les niveaux de vol optimal et maximal.

Niveaux de vol optimal et maximal.

Voler à l’altitude optimale minimise le coût du vol en volant à vitesse économique. Voler à l’altitude optimale minimise la consommation du vol en volant à vitesse long range ou sélectionnée par le pilote.



Repassage en calculs tous moteurs en fonctionnement. Page PROGRESS 1/3

Numéro de vol

     



 

08


     

Dernier point survolé, niveau de vol et heure de passage. Prochain point à survoler, distance et heure estimée de passage. Point suivant, distance et heure estimée de passage. Destination, distance et heure estimée d’arrivée. Vitesse / nombre de Mach cible actuel. Carburant restant au passage du dernier point de la route. Les autres indications carburant présentées en-dessous sont des estimations.



Distance et heure estimées avant la montée vers le prochain palier de croisière ascendante.



Accès à la page POS REF vue plus loin dans ce chapitre.

Calculs carburant du FMS : Les prédictions carburant du FMS tiennent compte :

T

 Du vent actuellement rencontré (ou du vent inséré par l’équipage ou téléchargé par ACARS – voir la partie systèmes de communication de cet ouvrage) Les prédictions carburant du FMS peuvent éventuellement tenir compte :

AF

 D’une éventuelle panne moteur mais le pilote doit en informer le FMS.  De l’utilisation des antigivrages si le pilote a entré le niveau de vol auquel il a prévu de commencer à les utiliser en descente.  Du cas où un élément est manquant ou endommagé et toléré par la MEL (Minimum Equipment List) ou la CDL (Configuration Deviation List). Pour cela, les services de maintenance doivent ajuster les coefficients correcteurs de matricule de l’avion (vus précédemment)

Du cas du vol train sorti Du cas du vol volets sortis De l’utilisation des spoilers

D

  

R

Les prédictions carburant du FMS ne tiennent pas compte :

Les calculs carburant effectués par le FMS pour chaque point de la route et à destination sont considérés comme une aide assez précise fournie à l’équipage pour estimer le carburant restant mais qui ne devrait pas être considérée comme le moyen primaire de gestion du carburant. En effet, le FMS ne reçoit pas toutes les informations qui sont à la disposition du pilote. De plus, il peut tomber en panne et le plan de vol d’exploitation papier doit permettre de continuer le vol sans FMS. Page PROGRESS 2/3

   

 





08


 Vent effectif (de face ou arrière), provenance, force du vent et vent traversier.  XTK – Cross Track Error : Ecart de route latéral.  TAS : Vitesse Vraie et Carburant total consommé depuis la mise en route.  Fuel Used – Carburant consommé par chaque moteur depuis la mise en route.  Quantité de carburant restante mesurée par les jaugeurs carburant.  Ecart vertical par rapport au plan de descente idéal calculé par le FMS.  Température extérieure statique.  Quantité de carburant restante calculée par le FMS à partir des débitmètres

des

moteurs. En comparant les quantités de carburant  et fuite de carburant et générer un message. 6.

,

le FMS peut déceler une éventuelle

Elaboration de la position FMS

IRS (Inertial Reference System) récepteurs GPS (si installés) récepteurs VOR/ILS émetteurs/récepteurs DME

T

Les Les Les Les

AF

   

Il utilise basiquement les IRS comme sources de positionnement et utilise les autres si elles sont disponibles et fournissent des informations cohérentes comme moyens de recalage afin d’améliorer la précision. a. Alignement initial des centrales à inertie

R

Voyons chronologiquement la séquence de préparation du FMS au vol d’un point de vue positionnement : les trois premières pages FMS renseignées par le pilote lors de la préparation du vol sont les pages IDENT, POS INIT et ROUTE (voir ci-avant et ciaprès).

D


Le FMS reçoit des informations de positionnement de nombreuses sources :

A la préparation du vol, l’équipage lance l’alignement des IRS. Il positionne les sélecteurs de mode des IRS sur NAV (voir chapitre IRS). Ensuite, il faut envoyer aux IRS une position initiale (position parking) via le MCDU en page POS INIT. On accède à cette page via la page IDENT ou via l’INDEX des pages d’initialisation. Page POS INIT

08

Flight Management System (FMS) Sur cette page, le FMS affiche en première ligne la LAST POSition : position FMS mémorisée à l’extinction des IRS à la fin du dernier vol. En deuxième ligne, l’équipage peut insérer sous REF AIRPORT le code en quatre lettres de l’aéroport où se trouve l’avion (ici LFPO = Paris Orly). Ceci affiche en face la position de l’aéroport connue de la banque de données de navigation. En troisième ligne (sur certains avions seulement), le pilote peut affiner l’initialisation de la position en entrant le nom du poste de stationnement (GATE) où l’avion se trouve (ici C12). L’ensemble des positions des postes de stationnement est contenu dans la base de données de navigation. En quatrième ligne, on trouve l’heure et la position actuelles reçues des GPS (si l’avion est équipé).

T

Le pilote choisit alors l’une des 4 positions précédentes comme référence pour aligner les IRS. Pour ce faire, il appuie sur la touche de ligne en regard de la position choisie (la position parking par exemple). Elle s’affiche alors dans le scratchpad. Il appuie ensuite sur la touche en regard de la ligne SET IRS POS afin d’insérer la position choisie. Notons que cette ligne comporte des boîtes indiquant que cette entrée est requise pour le bon fonctionnement du FMS. Nota : A l’insertion de la position dans les boîtes, le FMS la compare avec la LAST POS. Si une différence significative existe, un message d’alerte est généré.

AF

Cette position initialement commune aux 2 ou 3 IRS devient la position FMS. b. Recalage de la position FMS

R

En permanence, le FMC élabore à partir des positions fournies par les 2 ou 3 IRS une position appelée « mix IRS » correspondant à la position ayant la plus grande probabilité d’être la plus précise. Sur un avion à 2 IRS (B737 par exemple), la position mix IRS est au milieu du segment reliant les positions des deux centrales.



D

Sur un avion à 3 IRS (cas le plus courant sur les avions de ligne modernes), deux techniques existent : IRS 3 Solution BOEING

On obtient la position MIX IRS en prenant la latitude de la centrale située entre les deux autres et la longitude de la centrale située entre les deux autres.



IRS 1 Mix IRS

IRS 2

Solution AIRBUS

IRS 3

La position MIX IRS est la position de la centrale opposée au plus grand côté du triangle formé par les positions des 3 centrales.

IRS 1

IRS 2 Position MIX IRS

08


Quand on recale la position FMS, on crée une nouvelle position FMS (l’ancienne était le mix IRS) qui se décale progressivement vers la source de recalage (ici par exemple la position GPS). La distance entre la position MIX IRS et la position FMS est appelée BIAS.

IRS 3 Position GPS BIAS

IRS 1

Position FMS

T

IRS 2

AF

Quand la source de recalage disparaît, le BIAS est maintenu constant.

R

Tant qu’aucune source de recalage n’est disponible, on est en navigation à l’estime (dead reckoning en anglais) avec les seules IRS. Au bout d’un certain temps, le FMS en informe l’équipage par un message « IRS NAV ONLY » affiché au MCDU et éventuellement sur les ND. Les sources de recalage ont une hiérarchie en fonction de leur précision : 1. 2. 3. 4. 5.

Localizer + GPS (en approche uniquement) Localizer + DME (en approche uniquement) GPS DME/DME (on utilise deux balises DME judicieusement choisies) VOR/DME (on utilise une balise VOR/DME)

D


Mix IRS

Le FMS choisit automatiquement les meilleures sources de recalage et peut régler automatiquement les moyens radio de navigation pour le recalage de sa position. Attention, à aucun moment on ne recale la position des IRS. Elles sont initialement alignées au parking et délivrent ensuite leur information de position indépendamment de tout autre système. Par ailleurs, au moment du décollage, quand le pilote engage l’automanette à l’aide des TO/GA switches (avion équipé automanette) ou l’autopoussée en positionnant les manettes des gaz dans le cran décollage (avion équipé autopoussée), le FMS recale automatiquement sa position sur le seuil de la piste de décollage choisi par l’équipage (voir aussi le chapitre automatismes de conduite du présent ouvrage). Or, si le décollage ne se fait pas du seuil de piste mais d’une bretelle d’accès intermédiaire, le FMS doit en être renseigné en page TAKEOFF REF à la ligne POS SHIFT (voir ci-avant) : il faut entrer la distance au seuil à laquelle le décollage est initié.

08

Flight Management System (FMS) Visualisation des différentes positions sur le ND :

Balise reçue par le récepteur VOR R et placée sur la carte par le FMC. Le FMC peut utiliser ces informations pour recaler sa position

Position FMS Position GPS Position d’une IRS Moyen de recalage utilisé Nombre d’IRS utilisées pour élaborer la position FMS.

T

ND B747-400 avec la touche POS sélectionnée Visualisation des différentes positions sur le MCDU :

AF

Page POS REF 2/3

Position FMC Position MIX IRS

Remise à zéro du BIAS

D

Accès à l’index des pages

R

RNP / ANP *

Vitesse sol FMC Vitesse sol MIX IRS Balises radio réglées en page NAV RAD éventuellement utilisées pour le recalage. Inhibition des recalages GPS Affichage de la position MIX IRS sous la forme d’un relèvement et d’une distance à la position MIX IRS.

Nous avons vu plus haut la page POS INIT (page POS 1/3), initialisation de la position avion. Voici ci-dessus la page POS REF (page POS 2/3). Elle donne la position FMS, son moyen de recalage actuel (GPS L), la position MIX IRS, le nombre d’IRS utilisées pour la déterminer (3), les vitesses sol et les balises radio disponibles pour le recalage. * Nous reparlerons du RNP et de l’ANP dans le chapitre suivant. Page POS REF 3/3

Relèvements et distances des positions IRS L, IRS C, IRS R, GPS L et GPS R par rapport à la position FMS.

Vitesses sol calculées par les IRS L, IRS C, IRS R, GPS L et GPS R.

Affichage des positions élaborées par les 5 sources ci-contre.

08

Flight Management System (FMS) c. Gestion des moyens radio de navigation par le FMS. Sur les avions de ligne modernes, il n’y a plus de boîtiers de commande individuels des différentes radios de navigation. Une page dédiée du FMS permet d’afficher les différentes fréquences des moyens radio. Page NAV RAD

   



T AF

Touche d’accès rapide à la page NAV RAD

Fréquence réglée sur le VOR LEFT. L’indicatif morse de la balise est automatiquement décodé par le FMS : PPR. Les indicatifs décodés sont aussi affichés sur les PFD et ND.

R

Quand l’indicatif morse ne peut être décodé, la fréquence est affichée à la place de l’indicatif sur les PFD et ND. Si la fréquence a été affichée par le FMS pour qu’il recale sa position et que le code morse n’a pu être décodé, la balise est tout de même utilisée ! La lettre suivant la fréquence indique si elle a été entrée manuellement (M) ou si le FMS l’a réglée automatiquement.

D




Dans ce dernier cas, la lettre peut être P si la fréquence réglée par le FMS est liée à la réalisation d’une procédure d’approche ou de départ, R si la balise fait partie de la route active ou A si le FMS utilise cette balise pour recaler sa position.



Le champ COURSE, disponible quand une fréquence a été manuellement entrée, permet de tracer la radiale sélectionnée sur le ND en mode MAP ou PLAN. Cette entrée oriente le poignard du HSI sur le ND en mode VOR. Les radiales des balises reçues sur lesquelles l’avion se trouve sont indiquées sous RADIAL.



Fréquence du récepteur ADF LEFT uniquement réglée par le pilote : le FMC ne règle jamais automatiquement les fréquences ADF.



Fréquence et course des récepteurs ILS et MLS suivies de A si le FMC a automatiquement ajusté ces valeurs ou de M dans le cas d’un réglage manuel. L’indication PARK s’affiche quand l’ILS/MLS n’est pas reçu et/ou que la présentation des écarts sur le PFD n’est pas encore nécessaire. Le pilote peut forcer leur affichage en pressant la touche en regard de la ligne.



La zone preselect permet de préinsérer des données qui pourront rapidement être transférées vers une ligne de la page. Pour ce faire, le pilote presse la touche en regard de la ligne preselect, son contenu apparaît dans le scratchpad et il n’a plus qu’à presser la touche de ligne où il souhaite insérer les données.

08

Flight Management System (FMS) 7.

Utilisation du FMS en navigation de surface (RNAV)

Le FMS est un système de navigation RNAV (area navigation – navigation de surface). Il s’agit de plus d’un système multicapteurs ou multisenseurs car nous avons vu que l’élaboration de sa position se fait à partir de différentes sources : basiquement les IRS plus d’autres sources assurant un recalage de la position FMS : Localizer, GPS, DME/DME, VOR/DME. La navigation de surface (RNAV) est une méthode de navigation de plus en plus répandue, permettant le vol sur n'importe quelle trajectoire voulue et utilisant une position absolue de l'aéronef indépendante de l'emplacement des infrastructures sol. Dans le cadre de la navigation RNAV, des critères de performance de navigation sont spécifiés afin de garantir la précision du positionnement. La tolérance d’erreur de positionnement de l’avion doit être respectée pendant au moins 95% du temps de vol où cette tolérance est imposée. Il existe deux types de spécifications de navigation :

T

Spécification RNAV. Spécification de navigation qui ne comporte pas d’obligation de surveillance et d’alerte à bord. Exemple : RNAV 5 signifie que la tolérance de précision de navigation est de 5NM.

AF

Spécification RNP (Required Navigation Performance). Spécification de navigation qui comporte une obligation de surveillance et d’alerte à bord. La précision de navigation est exigée pendant 95% du temps. Exemple : RNP 1 signifie que la tolérance de précision de navigation est de 1NM.

R

 Exemples de spécifications RNAV en route

D

RNAV 5 – utilisée pour appuyer des opérations RNAV dans le cadre de certains segments d’arrivée et de départ. La navigation à l’aide des seules IRS est autorisée pendant 2 heures, tous les types de recalage sont autorisés. RNAV 1 – utilisée pour appuyer des opérations RNAV dans le cadre de SID, de STAR et d’approches jusqu’au FAF/FAP (point de mise en descente finale). Un recalage de la position FMS est requis (GPS – DME/DME ou VOR/DME). RNP 1 de base – utilisée pour appuyer des opérations RNAV dans le cadre de SID, de STAR et d’approches jusqu’au FAF/FAP sans surveillance du contrôle aérien (ATS) ou avec surveillance ATS limitée et en présence d’une circulation de densité moyenne à faible. Un recalage de la position FMS est requis (GPS – DME/DME ou VOR/DME). Espace océanique et proche RNP 10/4/2 IRS uniquement

Espace B-RNAV en Europe RNP 5 IRS pendant 2 heures ou recalage

Routes Q aux USA RNP 2 IRS + recalage

Trajectoires P-RNAV en Europe RNP 1 IRS + recalage

Espace Type A aux USA RNP 2 IRS + recalage

Espace Type B aux USA RNP 1 IRS + recalage

Remarque : L’Etat peut imposer un ou plusieurs types de recalage pour que l’avion soit autorisé à emprunter une trajectoire RNAV spécifiée (SID, airway, STAR…).

08

Flight Management System (FMS)  Exemples de spécifications RNAV en approche RNP APCH – utilisée pour appuyer des approches en RNAV avec segment d’approche finale à RNP 0,3, constituées de segments rectilignes uniquement. RNP (AR) APCH – utilisée pour appuyer des approches en RNAV avec segment d’approche finale à RNP 0,3 ou moins, constituées de segments rectilignes et/ou de segments à rayon fixe. Pour les deux types d’approche ci-dessus, la position FMS doit être recalée GPS ou éventuellement à l’aide de deux balises DME spécifiées.

Le guidage vertical du FMS sur les approches APV (comme sur n’importe quelle autre trajectoire) est basé sur l’altitude barométrique. Or, l’altitude vraie correspondante dépend de la température. Les FMS approuvés pour ces approches disposent donc d’une fonction de compensation de température permettant de suivre pratiquement le même plan quelle que soit la température. Par ailleurs, certaines de ces approches ne sont pas autorisées si la température descend en-dessous d’une valeur spécifiée.

T

Le FMS ne peut fournir un guidage sur une approche localizer seul que si sa position est recalée à l’aide du signal localizer.

AF

 La fonction RAIM

Cette fonction équipe les GPS des avions de ligne modernes (Receiver Autonomous Integrity Monitoring) et constitue l’ABAS (Air Based Augmentation System). Il s’agit d’un calcul de cohérence entre plusieurs positions établies à partir de satellites différents.

R

L’information d’altitude barométrique fournie par les ADC est également utilisée dans ce contrôle de cohérence. Un récepteur GPS équipé d’un ou plusieurs dispositifs d’augmentation d’intégrité et/ou de précision est appelé GNSS (Global Navigation Satellite System). C’est ce type d’équipement qui peut être approuvé comme système RNAV, notamment pour effectuer des approches.

D


Attention, le FMS ne peut être approuvé pour fournir un guidage que sur les approches de non-précision et éventuellement les approches APV (approches autres que des approches de précision et avec guidage vertical).

Le GPS a besoin de recevoir au moins 4 satellites pour effectuer un calcul de position. Il existe deux niveaux de fonction RAIM : 

Fonction RAIM FDI (Fault Detection Identification) :

L’utilisateur est informé sur l’intégrité du calcul. Il faut recevoir au moins 5 satellites pour assurer cette fonction. 

Fonction RAIM FDE (Fault Detection Exclusion)

Le système élimine le satellite défectueux du calcul. Il faut recevoir au moins 6 satellites pour assurer cette fonction. Si le GPS est aidé en recevant l'altitude barométrique et que cette altitude est prise en compte par le RAIM, on pourra avoir les mêmes fonctions avec un satellite en moins : Positionnement : 3 satellites, FDI : 4 satellites et FDE 5 satellites. Pour l’exploitant, il est intéressant de savoir si la fonction RAIM sera disponible sur la portion de trajectoire où le GPS est requis, c'est-à-dire si le GPS pourra recevoir suffisamment de satellites pour mettre en œuvre la fonction RAIM car cette dernière est

08

Flight Management System (FMS) requise sur les trajectoires où le recalage GPS est obligatoire (SID, STAR et surtout approches RNAV GNSS). Pour cela, l’équipage utilise :  l’outil de prévision du FMS (logiciel calculant la position des satellites).  les prévisions calculées par des logiciels ou outils disponibles sur Internet (site Augur).  les prévisions contenues dans les NOTAM RAIM élaborés par les Etats. Sur la page du MCDU de l’Airbus A320 cicontre, le pilote peut visualiser la disponibilité de la fonction RAIM à ± 15 minutes de l’heure estimée d’arrivée à destination comme l’exige la réglementation. Il peut modifier l’heure estimée d’arrivée (ici 10h55).

T

On peut également demander une prédiction de disponibilité à un point et à une heure de passage spécifiés (ici, le VOR BIG à 10h44). On voit qu’entre ± 5 minutes de l’heure insérée, le RAIM n’est pas disponible ; il peut donc ne pas être autorisé de suivre une trajectoire RNAV imposant un recalage GNSS.

AF

Au besoin, l’équipage peut désélectionner les satellites en panne ou non fiables signalés par NOTAM.

R

 Estimation de la précision de la position FMS : ANP (Actual Navigation Performance)

ECON Fl260
D

Crz

CRZ MERMOZ1 opt rec max fl280 FL390

BRG / DIST ---°/ ---PREDICTIVE

[ ] GPS PRIMARY ACCUR ESTIMATED HIGH 0.05NM TO

MCDU A320 – Page PROGRESS Le champ REQUIRED affiche le RNP actuel à respecter. La valeur affichée est insérée par le pilote ou mémorisée dans la banque de données de navigation pour la trajectoire suivie ou une valeur par défaut : Valeurs RNP par défaut EN ROUTE EN ZONE TERMINALE EN APPROCHE AUTRE QUE GPS EN APPROCHE GPS

2 NM 1 NM 0,3 NM 0,3 NM

Le champ ESTIMATED indique le rayon du cercle d’incertitude du positionnement FMS également appelé ANP (Actual Navigation Performance).

08

Flight Management System (FMS) L’ANP est calculé par le FMS des manières suivantes (ceci n’est pas à retenir pour l’examen). ANP

Remarques

Dépend du nombre et de la position des satellites utilisés.

Si l’ANP dépasse 0,28NM, la position GPS n’est plus utilisée pour le recalage.

IRS/DME/DME

Tend vers 0,28NM.

L’ANP initiale tend vers 0,28NM au cours du recalage.

IRS/VOR/DME

0,1NM + 0,05 x la distance DME et au moins 0,28NM.

L’ANP dépend de la distance entre l’avion et le VOR/DME.

IRS uniquement

Augmente de 8NM/h pendant les 30 premières minutes, reste constante pour les 60 minutes suivantes, augmente de 4NM/h pendant les 30 minutes suivantes, reste constante pour les 60 minutes suivantes et augmente ensuite régulièrement de 2NM/h.

Comme les IRS dérivent, augmente au cours du temps.

AF

T

l’ANP

Tant qu’on a RNP > ANP, le label ACCUR (accuracy = précision) est HIGH, c'est-à-dire que la précision de navigation requise est respectée.

R

Dès que RNP < ANP, le label ACCUR est LOW et le message NAV ACCUR DOWNGRAD apparait au ND et dans le scratchpad du MCDU. Les opérations RNAV ne sont plus possibles et il faut revenir aux moyens radio classiques. L’indication GPS PRIMARY informe l’équipage que le GPS est le moyen primaire de recalage du FMS. Ceci est le cas quand le label ACCUR est HIGH et que la fonction RAIM est disponible.

D


Sources de position FMS IRS/GPS

 Vérification de la position FMS à l’aide des moyens radio classiques

ECON Crz

Fl260

CRZ MERMOZ1 opt

rec max

fl280

FL390

2.00

TO

LMG

GPS PRIMARY ACCUR

ESTIMATED

HIGH

0.05NM

En cas de doute sur la position FMS, il peut être utile de confirmer la carte FMS à l’aide des moyens radio classiques. Sur l’exemple ci-dessus, le pilote a entré le VOR de Limoges (LMG) dans le champ BRG/DIST. Le FMS calcule alors à partir de sa position le relèvement et la distance à cette balise : 245° et 14,9NM.

08

Flight Management System (FMS) Le pilote règle le VOR de Limoges sur l’un des récepteurs VOR en page RAD NAV. Relèvement de la balise LMG provenant du FMS et distance horizontale FMS.

Relèvement de la balise LMG provenant du récepteur VOR : 245°

T

Distance oblique à la balise mesurée par le récepteur DME.

AF

Le pilote compare les deux relèvements FMS et VOR et les deux distances. Attention, il est normal qu’il y ait une différence entre la distance FMS qui est une distance horizontale mesurée de la projection au sol de l’avion à la balise et la distance DME qui est une distance oblique de l’avion à la balise.

D

R

Remarque : On appelle « raw data » (données brutes) les données fournies directement par les moyens radio telles que l’orientation de l’aiguille VOR ou la distance DME.

Systèmes d'alerte, avertisseurs de proximité

09

Systèmes d’alerte, avertisseur de proximité

I - Généralités - Alarme traduisant une situation d'urgence. Ce type d'alarme nécessite une action immédiate. Voyants ou messages de couleur ROUGE , accompagnés d'alarmes sonores ou messages vocaux. Exemple typique : le feu moteur Alerte traduisant une situation anormale Sans impact immédiat sur la sécurité et ne requérant pas une action immédiate. Voyants ou messages de couleur AMBRE et accompagnés d'alarmes sonores ou messages vocaux. Exemple typique : perte d'un circuit hydraulique, débrayage PA, déroulement de trim.

AF

Informations Voyants (ou message sur EFIS) bleus, blancs ou verts. Signalent le bon fonctionnement des systèmes. Aucun son n'est associé.

R

-

T

-

En anglais les Alarmes et Alertes sont classées en Warning, Caution et Advisorie ou en Level A alerts, Level B alerts, Level C alerts.

D


A - Classification des alarmes

B - Signalisation

Les alarmes sont donc sonores, auditives, voir tactiles (vibreur de manche). Les alarmes (alertes) sont signalées par des voyants, des drapeaux (flags), des sons (sirène, klaxon, carillon) et des messages vocaux (voix de synthèse). Un voyant double (WARNING rouge/CAUTION ambre) appelé MASTER WARNING est placé dans le champ visuel des pilotes afin de signaler toute anomalie. Ensuite, selon les cas (EFIS ou non), l'alarme est détaillée sur d'autres panneaux puis sur le système lui-même.

II - Flight Warning Systems Le but du FWS est de générer les alarmes et alertes et d’en gérer la priorité en fonction de la phase du vol.

173

09


Le FWS élabore les alertes et alarmes en cas de :  Disfonctionnement des moteurs ou des systèmes (hydrauliques, électriques, pneumatiques, etc.)  Dépassement des limites du domaine de vol  Mauvaises configuration au décollage ou à l’atterrissage  Dangers imminents extérieurs à l’aéronef (collision avec le relief ou autres aéronefs)


Le FWS est basé sur un calculateur d’alarme (FWC pour Flight Warning Computer) recevant les données de capteurs installés sur les moteurs, les circuits, les circuits aérodynamiques, le GPWS ou le TCAS détaillés ci-après. Ce calculateur gère les priorités, le déclenchement des alarmes ou alertes visuelles et auditives. Il génère les différents sons et messages. 1- Exemple sur avion non EFIS:

F W Master Warning C

D

R

Détection incendie Moteurs et systèmes Protection domaine de vol GPWS et TCAS

AF

T

Perte d’un générateur. (Cause du problème) Le voyant GEN1 s’allume sur le panneau de gestion de la génération électrique. (Non vu par l’équipage) Gong, Master Caution ambre s’illumine. (L’équipage est prévenu d’une alerte) Un voyant ELEC s’allume sur le panneau d’alarmes centralisées. (L’équipage sait qu’il y a un problème électrique) L’équipage regarde le panneau de gestion électrique, voit GEN1 ambre et traite le problème.

Volets et becs Trains Air/sol

Aérofreins

Warnin g Caution

Génération sons et messages

Configuration

Configuration

Aérofreins

Position manettes poussée Position stabilisateur

EICAS sur avion EFIS

OU

FIRE

ENG

HYDR

ELEC

PNEU

COND

Panneau d’alarme centralisé sur avion non EFIS

174

09


Une fois l’alarme identifiée, il est possible (en général) d’arrêter l’alarme sonore afin de traiter le problème dans le calme. L’arrêt se fait par appui sur un bouton ou directement sur les voyants Warning ou Caution. 2 - Avion EFIS Un FWC Flight Warning Computer (Calculateur d'alarmes) reçoit des données depuis les capteurs ou les systèmes avion pour la génération des messages d'alarme, des informations mémo, des alarmes sonores et des messages par voix synthétique. Les messages d'alerte élaborés par le FWC sont affichés sur les écrans ECAM (Electronic Centralised Aircraft Monitoring).

III - Avertisseur de décrochage

AF

T

Les écrans ECAM sont : E/WD (Engine/Warning Display) : écran central supérieur SD (System Display) : écran central inférieur

05

Détecteur d'incidence

R

L'avertisseur de décrochage prévient l'équipage par une alerte auditive (son ou message), visuelle, parfois tactile Les détecteurs d'incidence à languette, détecteurs d'incidence à palette, détecteurs d'incidence à fente sont développés au chapitre instruments aérodynamique. Sur avion de ligne, il est nécessaire d'anticiper le décrochage à cause des vitesses de rotation importante. Le système est donc réglé pour alerter l'équipage avant le décrochage (1,07 Vs).

D


Le master warning/caution existe toujours.

configuration Train Volets

Module avertisseur de décrochage

Poussée

Master WARNING

Indicateur incidence

EFIS

Sons Messages

Vitesse CADC Vibreur de manche

TEST

Protection Alpha floor

L'alarme dite tactile est le vibreur de manche.

175

09


Lors du déclenchement de l'alarme, un moteur électrique monté sur la colonne du manche fait vibrer celui ci (lorsqu'il existe bien sûr). Le module avertisseur de décrochage peut aussi envoyer ses informations à la protection Alpha Floor développée au chapitre auto manettes, auto poussée.


IV - Avertisseur de survitesse 1 - But

T

L'avertisseur de survitesse prévient l'équipage si l'avion atteint Vmo/Mmo. C'est une alarme. L'alarme ne cessera que lorsque l'on aura régressé en vitesse. Un appui sur le master warning (lorsque allumé) n'annulera pas l'alarme. 2 - Affichage

D

R

AF

L'alarme est sonore (claquettes, klaxon) et visuelle. Sur les indicateurs classiques, une aiguille hachurée blanc et rouge matérialise le Vmo/Mmo. En montant à IAS constante, l'aiguille Vmo tournera dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, se rapprochant de votre IAS. Si elle l'atteint, une alarme sonore et visuelle se déclenche.

Sur les avions EFIS, une zone hachurée rouge en haut de l'échelle des vitesses matérialise la zone d'alarme dont la valeur varie en fonction de la configuration avion. Lorsque l'alarme se déclenche, une alarme sonore résonne, le master Warning s'illumine, un message OVERSPEED apparaît sur le E/WD des ECAM.

176

09


V - Alarmes décollage et atterrissage A. Alarme décollage 

Le stabilisateur n’est pas correctement réglé (hors plage verte)



Les volets sont hors de la plage autorisée au décollage



Les becs de bord d’attaque ne sont pas en position correcte



Les aérofreins ne sont pas rentrés (manette hors du cran DOWN)



Le frein de parc est appliqué (sur certains types d’avion)

Attention : une absence d’alarme ne garantie pas que le stabilisateur est correctement réglé pour le centrage du vol en cours mais seulement qu’il est dans la plage verte.

B. Alarme atterrissage

AF

T

Attention : une absence d’alarme ne signifie pas que les volets sont correctement réglés en fonction des limitations décollage mais seulement qu’ils correspondent à une configuration décollage.

05

Prévient l’équipage qu’un des trains d’atterrissage n’est pas verrouillé sorti alors que les volets sont en configuration approche ou atterrissage et qu’une manette de poussée est amenée vers ralenti.

R

Selon la phase du vol, cette alarme peut être ou non arrêtée mais cela relève de la qualification machine.

D


Survient lorsque une manette de poussée est avancée vers la position T.O et que :

VI - Alerte Altitude A - Obligation

Le JAR OPS impose l'équipement des avions turbo-propulseurs (masse > 5,7 t ou plus de 9 pax) et à réacteurs. B - But L'alerte altitude prévient l'équipage (alerte visuelle et sonore) lorsqu'il approche une altitude sélectée (mode acquisition) ou lorsqu'il dévie de l'altitude sélectée après acquisition (mode déviation). C - Fonctionnement Un module alerte altitude compare l'altitude sélectée avec l'altitude barométrique de l'avion. En mode acquisition, une alerte est délivrée en approchant l'altitude sélectée (en moyenne 800 ft avant).

177

09


Une fois établi à l'altitude sélectée, si l'avion quitte cette altitude alors qu'aucune nouvelle valeur n'a été affichée dans le compteur "Alt Sel", une alerte se déclenche (en général à environ 400 ft de l'altitude). Les valeurs sont indicatives et dépendent des constructeurs ( Boeing ou Airbus).


Cette alerte se déclenchera si on commence à descendre alors que l'on a pas réactualisé "Alt Sel" ou bien, et c'est déjà arrivé, lorsqu'en Pilote Automatique, celui-ci quitte subrepticement son altitude. L'alarme est inhibée si l'avion est établi sur le glide ou bien lorsqu'il est en configuration atterrissage. En finale, on affiche au sélecteur d'altitude l'altitude mentionnée dans la procédure de remise de gaz. Alt Sel+800 Alt Sel + 400

T

Alt Sel

Alt Sel - 400

AF

Alt Sel-800

R

Acquisition

Alt.barométrique

D

CADC

3

1

0

0

0

Déviation

ALT ALERT

Module Alerte Altitude

Alt.Sel

Inhibitions G/S Trains/volet s

CAUTION

EFIS

Selon le type d'avion, le détail des alertes peut être très différent. Exemple : Indication d'altitude boxé blanc en acquisition et boxé ambre en déviation sur le PFD (737-400), voyant ambre sur l'altimètre électrique (767) allumage master caution ou pas, message EFIS ( sur EICAS). Tout cela relève de la qualification de type.

178

09


VII - Radio sonde basse altitude Le radioaltimètre basse altitude est une aide autonome à la navigation fournissant une indication de hauteur vraie en approche et à l’atterrissage. Il fonctionne dans la gamme SHF ( 4200 à 4400 MHz). La puissance émise est de faible puissance ( inférieure à 1 W). L’indication est disponible à partir de 2500 ft jusqu’au sol, bien que la gamme de mesure soit bien supérieure. B - Composition

T

L’ensemble de mesure radioaltimétrique se compose de : - 1 antenne émission, - 1 antenne réception, - 1 émetteur récepteur, - 1 (ou plusieurs) indicateur(s) . La plupart des avions de transport comportent 2 radioaltimètres

D

R

AF

05


A - But

Les antennes d’émission et de réception ont une forme d’assiette et sont placées sous le fuselage. C - Principe de fonctionnement Une onde est émise vers le sol puis réfléchie vers l'avion. On utilise donc une technique radar. A priori, on pourrait penser utiliser directement le temps aller-retour de l’onde émise pour en déduire la hauteur par la relation :

Cependant, on se heurte à des mesures de temps de plus en plus petites au fur et à mesure que h diminue. A 500 ft, le temps aller-retour est de 1μs. Afin que le retour n’interfère pas avec l’aller, il faudrait avoir des impulsions très brèves, difficiles à réaliser, et occupant une largeur de bande importante.

179

09


Rapprochez cela de la zone aveugle du chapitre Généralités radar en radionavigation. D'ailleurs, on peut dire que la radio sonde est un radar à onde continue (car il émet en permanence contrairement aux radars à impulsions). On trouve parfois l'appellation de radar chirp (gazouiller en anglais), car modulation est semblable à des gazouillis (twip, twip, twip).

sa


On utilise donc un autre principe : La fréquence émise vers le sol varie d’une fréquence F1 vers une fréquence F2. La radio sonde est donc modulée en fréquence.

AF

T

Supposons qu'à l'instant t, on émette vers le sol à la fréquence f. L’onde revient au bout d’un temps Δt, variable suivant la hauteur de l'avion audessus du sol. Pendant ce temps Δt, la radiosonde a continué de progresser en fréquence et cette fréquence est maintenant f'. Un circuit de mesure compare f et f', en déduit le Δf et ce Δf mesuré est représentatif de la hauteur. Le principe basique de la radiosonde repose donc sur une comparaison de fréquence. A un instant t quelconque donné, l’écart de fréquence Δf doit être indépendant du temps afin de pouvoir en tirer la valeur de h.

R

On utilise donc une modulation de fréquence linéaire qui est une modulation en dent de scie.

D

Déviation de fréquence Excursion de fréquence Période du signal BF modulant

180

F2 - F0 = F0 - F1 Df = F2 - F1 T (= 1/ Fmodulante)

09


T

05

AF

On rappelle que :

En posant :

R

Le théorème de Thalès permet d’écrire :

Δ F = F2 - F1 1/ T = Fmodulante (Fréquence de la dent de scie) et t = 2h/c

D


L’émission est modulée en fréquence par une dent de scie autour de la fréquence F0 entre des valeurs extrêmes F1 et F2.

On obtient : Δ f = Δ F . Fmodulante . 2h/c = k . h (ΔF est constant, défini par construction, Fmodulante aussi) Soit : h =Δf /k Pour avoir une bonne SENSIBILITE, il faut qu’à une petite variation de h corresponde un k important. Comme k = Δ F . Fmodulante . 2/c, il faut, soit Δ F important, soit une Fmodulante importante ( donc T faible ) Mais cette dernière condition est contradictoire avec une bonne PRECISION. Explication : Regardons sur la figure suivante, la mesure faite sur un temps t à différents instants. Il arrive un moment où l'on émet vers le sol à F2, mais le temps que l'onde revienne à l'avion, la radiosonde a recommencé un niveau cycle de balayage et est maintenant à F1.

181

09


T


On fait donc une erreur de mesure.

AF

Si la fréquence modulante est élevée, ce cycle d'erreur se reproduit très souvent. Si la fréquence modulante est faible, on ne fait qu'une erreur de temps en temps et on n'entache pas la valeur moyenne (ou peu). Si l’on choisit Fmodulante faible, par exemple 100 Hz, alors T = 10 ms. A une hauteur de 500 ft, t = 2h / c = 1 μs

Donc on aura une erreur de mesure pendant 1 μs toutes les 10000 μs .

R

L’erreur introduite est donc très faible.

D

Avec une fréquence de 10000 Hz ( ce qui est une fréquence encore peu élevée) on aura 100 fois plus d’erreurs dans le même laps de temps. Le choix pour avoir k élevé est donc Δ F = F2 - F1 élevée (200 Mhz) Fmodulante faible ( aux environs de 100 hz ) Imaginons maintenant une sonde où l’excursion en fréquence choisie est de 40 Mhz (seulement) et une dent de scie à 120 Hz ( Fmodulante ). En se remémorant que Δ f = k . h et que k = Δ F . Fmodulante . 2/c , on trouve k= 32 Cela signifie que Δ f est de 32 Hz par mètre ( 10 Hz par pied environ), donc à une hauteur de 10 ft correspond un Δ f de 100 hz et, à une hauteur de 2500 ft, un Δ f de 25000 Hz. On aura donc besoin d’un ampli BF à large bande avec toutes les contraintes que cela suppose. On a donc conçu une autre manière de mesurer. L’astuce consiste à se fixer un Δ f fixe (Δ f0) quelle que soit h, et à trouver un autre paramètre représentant h. Pour atteindre ce but, on va faire varier la période T de la dent de scie de façon à garder Δ f constant quelle que soit h et, c’est la valeur qu’il aura fallu donner à T pour atteindre ce Δf prédéfini qui sera représentative de h.

182

09


Δf0

Δf2

Δf1 )

t(h2)

t(h1)

On voit ici pour deux hauteurs différentes, que les Δf mesurés ne sont pas égales à

T

Δf0.

R

AF

05

On fait donc varier la période de la dent de scie pour que ces deux t(h) différents donnent un même Δf égal à Δf0. Il suffit alors de mesurer la valeur T donnée à la dent scie pour avoir la hauteur h.

D


)

Le principe de la radio sonde est bien une comparaison de fréquence, mais le circuit de mesure alimentant l'indicateur est un périodimètre. Cette conception va nécessiter un circuit d’asservissement de la période de la dent de scie. Si Δf devient inférieur (ou supérieur) à la valeur de Δf prédéfinie (Δf0), un circuit est chargé de piloter le générateur de dent de scie de façon à ramener T à une valeur compatible à l’obtention d’un Δf = Δf0. Au démarrage de la mesure, on n'est pas dans le Δf0. Le circuit va alors faire varier la période T dans ses valeurs extrêmes (phase recherche) puis, lorsqu'on aura trouvé la période qui, en fonction de h donne Δf0, l'indication sera de hauteur sera délivrée et on sera en phase poursuite (voir synoptique ci-après). Si l'avion est en descente par exemple, à la prochaine mesure on ne sera plus dans le Δf0, il ne restera plus qu'à réactualiser légèrement la période T (circuit d'asservissement) ce qui donnera lieu à une nouvelle valeur h sur l'indicateur.

183

09

AF

T



D

R

D - Instrumentation

T ES T

F A I L

DH 100 ft

O F F

DH 260 ft

D H

L'indication de hauteur peut se faire sur un indicateur circulaire ou linéaire. Dans les deux cas, un bouton permet de régler la hauteur de décision (hauteur à laquelle lors d'une approche de précision on continue l'approche si les références visuelles sont acquises ou bien l'on remet les gaz). Un bouton test permet de tester l'ensemble. Un drapeau rouge apparaît en cas de panne. Le drapeau OFF apparaît si sonde sur off ou si hauteur supérieure à 2500 ft.

184

09


Lorsque la hauteur de décision est atteinte, un voyant hauteur de décision s'allume sur l'ADI. Un message vocal "MINIMUM" est éventuellement généré par le call out du GPWS. Voyant DH Comparateur

GPWS

Radio sonde mesure de HV

T

Lorsque la DH sélectée est atteinte, un voyant ambre DH (voyant de hauteur de décision) s'allume. Attention : ne confondez pas Hauteur de décision et Hauteur d'Alerte qui est relative au Pilote Automatique.

D

R

AF

05


Indicateur Sélection de DH

La piste mobile est asservie en vertical par la radio sonde.

La piste mobile est asservie en latéral par le

LOC

185

09



Sur les avions EFIS, il n'y a plus de voyant HD et le bouton de réglage de la HD est situé ailleurs. La HD séléctée est affichée sur le PFD (ici DH100). La hauteur sonde est affichée aussi sur le PFD (ici 980). Lorsque la HD est atteinte, l'indication DH passe ambre et un message vocal "MINIMUM" est généré par le GPWS.

142

SPEED

G/S LOC ROLL OUT FLARE

300

DH100

T

LAND 3 980

AF

1150

1021HP A

D

R

La radio sonde alimente de nombreux autres systèmes tels : - Pilote Automatique, - Directeur de vol, - GPWS (chapitre suivant), - Eventuellement le DFDR (chapitre suivant).

E – Erreurs

1 - Erreurs permanente dues à l'équipement 0 à 100 ft : ± 1,5 ft ou de ± 1,5 % de l’indication (la plus élevée des deux) 100 à 2500 ft : ± 2 ft ou de ± 2 % de l’indication (la plus élevée des deux) 2 - Erreurs d'installation avion

Les antennes étant sous le ventre de l'avion, lorsque les roues des trains principaux touchent le sol la radio sonde ne lit pas zéro mais la hauteur de l'avion au-dessus de la piste. Or, le but est de lire zéro au toucher. D'autre part, les antennes sont éloignées de la partie émetteur-récepteur qui est situé en soute électronique.

186

09


La longueur des câbles coaxiaux crée un retard dans la propagation du signal préjudiciable à la précision (AID Aircraft Installation Delay).

3 - Erreurs liées aux attitudes avion Angles d’attitude avion importants : - Précision dégradée si angle de tangage Θ > 25 º - Précision dégradée si angle de roulis Φ > 30 º - Indication perdue si angle de roulis Φ > 60 º

AF

4 - Erreurs dues à des causes extérieures

T

Pour des attitudes avion normales (Θ ; Φ), les erreurs sont limitées au moyen d’un filtrage passe-bas (recherche de la valeur minimale de h mesurée).

05

Dans certaines régions, les vents de sable importants occasionnent des décharges électrostatiques. Ces décharges créent des erreurs momentanées.

A - Présentation

R

VIII - Ground Proximity Warning System (G.P.W.S.) Le GPWS et l’EGPWS (GPWS amélioré) font partie de la famille des TAWS (Terrain Awareness and Warning System) capables de prévenir l'équipage d'un aéronef d'une collision imminente avec le sol.

D


Il est donc nécessaire de corriger par étalonnage ces deux problèmes. Sur les gros porteurs, notons que lorsque l'avion aura fait son abattée après atterrissage, les antennes seront plus près du sol qu'avec l'assiette atterrissage. C'est pourquoi, au roulage au sol, la sonde indique une valeur négative (environ -7 ft sur un 747).

Ce type d'accident, appelé CFIT (Controlled Flight Into Terrain), concerne les collisions avec le sol alors que l'avion est parfaitement contrôlable Le GPWS est destiné à avertir l’équipage lorsque la trajectoire, la configuration avion et certains paramètres de vol, se conjuguent de manière à mettre en cause la sécurité du vol. Selon les cas, il délivre une alerte ou une alarme. L’alarme est sonore et visuelle. Rappel réglementation : Le GPWS est obligatoire pour tous les avions à turbines ( GTP ou GTR ) de : - Plus de 30 pax OU de masse maxi certifiée au décollage > 15 000 kg. - Plus de 9 pax OU de masse maxi > 5700 kg SI le CDN a été établi après le 01 Avril 1999. A partir du 01 avril 2002, tout avion à turbines en sera équipé, quelle que soit sa masse, si le nombre de sièges passagers est supérieur à 9

187

09


Donc, rappelez-vous, que les avions équipés de GMP n'ont pas d'obligation d'emport. B - Constitution


Le GPWS est composé d’un calculateur élaborant une alarme à partir des informations : - De configuration (Trains - Volets) - D’accélération (IRS) pour mode 7 étudié plus loin - Aérodynamique (Vitesse, Mach, Vz, Altitude) - De hauteur (Radiosonde) - De radionavigation (Récepteur ILS)

R

D

P ull UP G /S

AF

T

Tous les GPWS délivrent des alarmes suivant 5 modes spécifiques. Certains systèmes possèdent des modes spécifiques additionnels. A chaque mode (éventuellement divisés en sous-modes) correspond une enveloppe de détection. Des informations d’incidence ( avertisseur de décrochage ) inhibent l’alarme GPWS en cas de décrochage ou Windshear, donnant priorité à ceux-ci. Le but de l'ouvrage étant de se préparer à un examen, attention à ce propos. Les informations d'incidence sont bien délivrées au calculateur GPWS mais elles ne servent pas à élaborer une alerte ou alarme GPWS, bien au contraire, elles l'inhibent. De même que l'alarme windshear (Donc bien lire la question).

Entrées discrètes

Sur la figure ci-dessus, les entrées du calculateur, les voyants d'alarmes et de détection de pannes du système ainsi que la génération d'alarmes sonores.

188

09


Allumé lors du déclenchement des alarmes des modes de base 1 à 4

Pull UP

PUSH TO INHIBIT

Allumé lors du déclenchement de l'alarme mode 5. Appuyez pour annuler ou inhiber

Les entrées discrètes servent à configurer le calculateur suivant le type d'avion sur lequel il est installé ainsi qu'à "customiser", c'est à dire mettre au goût des compagnies, les messages, ainsi que certaines limites aux alarmes, nous y reviendrons sur un point de détail.

T

Un bouton test non représenté permet de simuler toutes les alarmes accompagnées de leur(s) message(s) sonore(s) en cascade. Le test (complet) est inhibé en vol.

C - Modes de base

1 - Mode 1

AF

05

R

Ce mode protège d'un taux de descente excessif.

D


BELOW G/S

Avec correction Sans correction

Lorsque l'avion descend trop vite vers le relief, le système délivre une alerte SINK RATE, basée sur la hauteur radio sonde et la vitesse verticale barométrique, suivie d'une alarme PULL UP (Whoop Whoop Pull Up), si aucune correction n'est apportée à la trajectoire.

189

09


2 - Mode 2


Taux de rapprochement sol excessif

d

d H/ dT

T

H/ dT

AF

Alerte Terrain Terrain suivie (éventuellement) de Whoop Whoop Pull Up.

R

Le système surveille le dH/dT, donc l'alerte (alarme) est basée sur la radiosonde. Alors que dans le mode 1, c'est l'avion qui descend vers le relief, ici c'est le relief qui monte sous l'avion volant en palier. Cette alarme survient lorsque l'on arrive à vitesse élevée sur terrain montagneux à basse hauteur (exemple : approche à Genève). Le remède : arriver avec une vitesse réduite ainsi le dH/dT est faible. Profitons de ce mode pour faire une mise au point concernant les questions d'examen.

D

Première question : Le GPWS délivre une alarme entre ….. et …… : Vous devez répondre entre 2500 ft et 50 ft sol. MAIS Vous vous rappelez sans doute que le calculateur reçoit des entrées discrètes. Ces entrées discrètes permettent de configurer (d'adapter) le GPWS et j'ai le regret de le dire, ils ne s'arrêtent pas tous à 50 ft sol.

190

09


T AF

05

R

Le mode 2B est une enveloppe désensibilisée permettant de se poser sans alarme car, pour se poser, il faut bien que le sol se rapproche de l'avion (ou vice versa). Deuxième question : L'alarme ……………………….terrain terrain suivi de Woop Whoop Pull Up. Je dois dire que le Whoop Whoop précédent le Pull Up dépend aussi des entrées discrètes et n'existe donc pas forcément (c'est un choix de l'utilisateur).

D


La preuve : les figures suivantes extraites d'un ancien manuel TU de la compagnie Air France où l'on voit distinctement que le plancher est 30 ft, voire 200 ft dans le mode 2B.

Bien, je clôture sur ce chapitre sans jeter la pierre, car, par expérience, je connais la difficulté de réaliser des QCM parfaites. 3 - Mode 3 Perte d'altitude après décollage ou remise de gaz à basse hauteur

Don't sink

191

09


Le message délivré est Don't sink . Ce message n'est pas suivi de Whoop Whoop Pull Up, mais le voyant Pull Up est allumé. Ce mode présente d'autres alarmes, selon la configuration ou la hauteur, non traitées ici, pour rester dans le strict cadre des questions.


4 - Mode 4

AF

Réduction de vitesse

T

Configuration, train / volets, anormale

R

Cette alarme survient lorsque la MFO (marge de franchissement des obstacles) n'est pas respectée en fonction de la phase du vol, de la configuration et de la vitesse. Les alarmes générées sont, selon les cas, Too Low gear ou Too Low Terrain.

D

Il existe des modes 4A, 4B, 4C notions hors cours. Le mode 4C prend en compte la MFO, en fonction de la hauteur radio altimétrique, avec une enveloppe vitesse basse et une enveloppe vitesse élevée. Les enveloppes sont différentes pour les turbopropulseurs (re-voilà nos entrées discrètes).

5 - Mode 5 Déviation sous le Glide Slope R A D I O GLIDE SLOPE niveau faible

GLIDE SLOPE niveau fort

192

A L T I

GLIDE SLOPE niveau faible

GLIDE SLOPE

niveau fort

Points de déviation sous le glide

09


Synthèse des 5 modes de bases

Mode 1

Mode 2

Taux de descente excessif

Taux de rapprochement sol Terrain Terrain .. Pull Up

T

Sink Rate ….Pull Up

Radio altimètre

Vario barométrique

Mode 3

Perte d'altitude après décollage ou RDG

R

Don't Sink

AF

05

Radio sonde et configuration

D


Message délivré: GLIDE SLOPE Le niveau sonore de l'annonce varie selon l'enveloppe de protection pénétrée. Une enveloppe désensibilisée existe en dessous de 250 ft pour tenir compte des écarts admissibles en courte finale.

Mode 4 MFO insuffisante Too Low Terrain Too Low Gear Too Low Flap Radio sonde et configuration

Mode 5 Déviation excessive sous le glide Glide Slope Radio sonde et glide

193

09


D - Modes additionnels Sur certains systèmes existent, en plus des 5 modes réglementaires, des modes additionnels. 1 – Mode 6 -


-

Annonce automatique des hauteurs radio sonde (2500 ft jusqu'au sol) et hauteur de décision. Ce système est appelé le CALL OUT Une alarme BANK ANGLE est aussi générée pour des inclinaisons trop fortes.

Tous les autres messages sonores du GPWS ont priorité sur ces messages vocaux. Ce mode ne génère aucune alarme visuelle. 2 – Mode 7

T

Détection Gradient de Vent

AF

Basé sur les informations accélération IRS (horizontale et verticale) et vitesse donnée par la CADC. Le seuil de déclenchement de l’alarme dépend de la configuration avion, de la hauteur radio sonde (1500 ft maxi) et de la phase de vol (T.O ou landing). En cas de déclenchement de cette alarme, une alarme visuelle WINDSHEAR en rouge apparaît sur le PFD (ou EADI). Une alarme sonore (message vocal WINDSHEAR) est également générée.

E - EGPWS

R

L’alarme WINDSHEAR a priorité sur TOUS les autres modes GPWS (et sur le TCAS étudié ensuite).

D

Le GPWS souffre de limitations, la principale étant de ne pas alerter l’équipage s’il y a risque de collision frontale avec le relief. L’alerte n’est basée que sur la hauteur radio sonde. La position de l’avion par rapport au relief n’est pas prise en compte.

Limitation du GPWS basique : Le mode 2 va se déclencher mais trop tard pour que les performances de l'avion lui permettent de passer le relief. Il faut donc prendre en compte la position relative avion/relief associée aux performances. Pour pallier ces insuffisances, un nouveau système prenant en compte la position de l’avion par rapport au relief, voit le jour. Il s’agit du EGPWS (pour Enhanced GPWS).

194

09


Ces informations utilisées conjointement avec une "database" obstacles, aéroports et terrain, permettent de prévenir un conflit potentiel entre la trajectoire avion et le relief ou les obstacles. Des enveloppes d'alerte et d'alarme sont générées dans le plan vertical et horizontal. Une carte du relief concerné par ces enveloppes est présentée à l’équipage (voir affichage des informations (IV-D-2).

AF

T

La "database" interne de l'EGPWS comporte quatre sous-parties : - Une "database" mondiale du relief mémorisé selon un degré variable de précision. - Une "database" des obstacles présentant tous les obstacles artificiels de 100 ft et plus répertoriés. - Une "database" mondiale des aéroports, répertoriant toutes les pistes en dur de plus de 1200 m. - Une "database - Envelope Modulation" permettant la fonction réduction ponctuelle du seuil de déclenchement des alarmes EGPWS.

05

Nota : La plupart des accidents survenant après décollage et avant atterrissage, la base de données est plus riche dans les zones environnant les aérodromes.

R

1 - Messages délivrés

Selon l'enveloppe pénétrée par l'aéronef, ce seront des messages d'alerte ou d'alarmes.

D


Il utilise des informations telles que la position géographique (certains ensembles peuvent être équipés d'un récepteur interne GPS, disposant ainsi directement des informations GPS nécessaires lorsqu'il n'existe pas d'autres sources GPS à bord), l'attitude, l'altitude, la vitesse ainsi que les informations de déviation glide.

Messages d'alertes : -

“CAUTION TERRAIN, CAUTION TERRAIN”ou “TERRAIN AHEAD, TERRAIN AHEAD”, dans le cas de conflit avec le relief. “CAUTION OBSTACLE, CAUTION OBSTACLE” ou “OBSTACLE AHEAD, OBSTACLE AHEAD”, dans le cas d'un conflit avec un obstacle artificiel.

Messages d'alarmes : -

“TERRAIN, TERRAIN, PULL UP” ou “OBSTACLE, OBSTACLE, PULL UP” Le Pull Up sera répété continuellement tant que le conflit existe.

195

09


2 - Affichage des informations


Lorsqu'un écran radar compatible, des EFIS (ND) ou un écran dédié est disponible, la fonction TAD (Terrain Alerting Display) de l'EGPWS affiche une image du relief environnant, sous forme de zone de couleurs d'intensité variable. Les zones de couleurs sont vertes, jaunes, rouges, selon l'altitude relative de l'aéronef par rapport au relief. Une couleur magenta est réservée à l'affichage des zones dont la database ne possède pas (exceptionnellement) d'informations. La couleur bleue peut représenter le niveau de la mer, si l'écran permet l'affichage du cyan. Selon la configuration du système il existe des TAD affichant seulement le relief dans une tranche de ±2000 ft ou bien tous les reliefs, quelle que soit l'altitude relative.

Altitude de référence

lt ref

5 1 0% 00% roug 5 jaune 0% e jaun e

A

AF

lt ref

T

144

25

A

144 25

D

R

Notez les chiffres en bas à droite du ND qui affichent l'altitude du relief mini et du relief maxi. Sur le ND, on peut afficher, soit les échos radars, soit le TAD EGPWS, pas les deux. En général, le PF affiche les échos radar et le PNF le TAD.

Entrées discrètes Config et options Senseurs avion IRS ADC GPS ou FMS Radio altimètre VHF NAV (ILS) Incidence

CALCULATEUR EGPWS Database terrains

Alertes et alarmes audio

Database obstacles

Algorithmes GPWS

Alertes et alarmes visuelles

Détection WINDSHEAR CALL OUT

Affichage TAD

écran dédié, radar ou ND

TAD

Synoptique EGPWS

196

09


Est-il besoin de préciser que l'EGPWS n'est pas un radar de navigation basse altitude ? Il est donc évident qu'il ne permet pas de naviguer entre les reliefs.

IX - TCAS A - Introduction Le TCAS est un équipement chargé de détecter les aéronefs environnants, d'afficher sur un écran ces trafics, d'alerter l'équipage d'un risque potentiel de collision et générer, le cas échéant, des alarmes et des manœuvres d'évitement dans le plan vertical en cas de risque réel de collision.

AF

T

Il existe différents type de TCAS (Traffic Alert and Collision Avoidance System). Le TCAS I, le TCAS II et le TCAS III qui n’a jamais vu le jour. Un TCAS IV qui ne le verra peut être jamais à cause de l’arrivée de l’ADS-B. Le TCAS IV permettrait par data link de récupérer une information de position de la cible et donc de calculer un cap d’évitement.

05

Ce cours ne traitera donc que du TCAS II seul en usage actuellement en aviation de

ligne.

R

B - Réglementation

Extrait du Journal officiel du 25 juillet 2001 : 4.3. Obligations d’emport 4.3.1. Equipement Tout aéronef civil à voilure fixe et à propulsion par turbine est équipé d’un système d’anti-abordage de type ACAS II au moins : a) Lorsque la masse maximale certifiée au décollage est supérieure à 15 000 kg ou lorsque la configuration maximale approuvée en sièges passagers est supérieure à 30 ; b) À compter du 1er janvier 2005, lorsque la masse maximale certifiée au décollage est supérieure à 5 700 kg ou lorsque la configuration maximale approuvée en sièges passagers est supérieure à 19.

D


Le relief affiché est lu dans la data base en fonction de la position avion. Toute erreur de position avion entraîne donc une carte du relief fausse.

ACAS (Airborne Collision Avoidance System) est l'acronyme OACI. ACAS ou TCAS se réfèrent au même équipement. C - Présentation Le TCAS est un système de type coopératif, c’est à dire qu’il suppose l’équipement réciproque des avions en conflit pour que la détection puisse se faire.

197

09


On trouve deux catégories de TCAS : Le TCAS II utilisé en compagnie aérienne, d’une complexité et d’un coût élevé, possède les moyens d’effectuer une détection active des conflits. Le TCAS I, utilisé en aviation générale, est beaucoup plus simple. Il se comporte comme un répondeur passif. Il n’est qu’une aide au pilote, afin que celui ci détecte visuellement le trafic cible (TA seulement)


Le TCAS II est un émetteur/récepteur et calculateur obligatoirement associés à un transpondeur ATC mode S. Le niveau de protection assuré par le système TCAS à l’aéronef qui en est équipé, est fonction du type de transpondeur équipant les autres aéronefs.

T

On ne bénéficie d'aucune protection contre un aéronef sans transpondeur. Nota : Le transpondeur est le répondeur de bord du radar secondaire sol. Le fonctionnement du transpondeur (fréquences utilisées, élaboration des réponses, mode A, C et S) est développé dans le livre Radionavigation, chapitre radar secondaire, et n'est donc pas décrit ici. Le système TCAS permet à l’équipage : d’être informé de la position et des évolutions des aéronefs se trouvant dans le voisinage - d’être alerté des risques potentiels de collision par la détection de trafic intrus AVIS DE TRAFIC (TA: Traffic Advisory) d’effectuer si nécessaire DANS LE PLAN VERTICAL les manœuvres d’évitement appropriées

R

-

AF

-

AVIS de RESOLUTION (RA: Resolution Advisory) D - Composition TCAS II

D

 Un calculateur TCAS : - assure la surveillance de l’espace environnant en interrogeant les transpondeurs environnants. - détermine la trajectoire des autres aéronefs évoluant dans cet espace. - détecte les risques de collision et élabore (éventuellement) le processus de résolution. - génère les alarmes sonores et visuelles, ainsi que certaines inhibitions  2 antennes TCAS directives ( une supérieure et une inférieure )  Un transpondeur ATC mode S permet l'échange de données mode S pour RA coordonnés. Il transmet ses informations au calculateur TCAS 2 antennes transpondeur. Les avions de masse > 5,7 t ou Vp> 250 Kt doivent pratiquer la diversité d’antenne en mode S. Cela permet de mieux voir les avions au-dessus. 

 

198

Une boite de commande commune Transpondeur/TCAS. Un écran de visualisation

09


T D

R

AF

05


La visualisation se fait, soit sur le ND (avion avec EFIS), soit sur un indicateur variomètre à cristaux liquides (VSI sur avion non EFIS ), soit sur un écran dédié.

Le système est équipé d'un test (non représenté ici) simulant toutes les informations, alertes et alarmes visuelles et sonores.

199

09


E - Principe de fonctionnement Le calculateur TCAS se comporte comme une station sol SSR émettant à partir d’un aéronef, c’est à dire qu’il interroge les avions environnants sur 1030 MHz et écoute la réponse sur 1090 MHz. Rappel : le transpondeur ATC embarqué fait le contraire, réception sur 1030 et émission sur 1090 MHz.


Le calculateur TCAS interroge, d’une manière sectorielle (distance environ 30 Nm), toutes les secondes, le transpondeur de chaque avion se trouvant à sa portée. L’analyse des réponses permet de calculer la distance de cet avion, son gisement, son altitude relative ( si il reporte son altitude) et sa vitesse de rapprochement.

Interrogation sectorielle

Dans des zones à très haute densité de trafic, l'interrogation peut être réduite à une toutes les 5 secondes et la portée à 5 Nm

T

Intrus TCAS II Aéronef TCAS II

AF

Intrus mode C

R

Intrus TCAS I

D

Pour le moment, à cause du manque de précision dans le plan horizontal, les manœuvres d’évitement sont générées uniquement dans le plan vertical. (Angle d’ouverture de l’antenne 7°5, alors qu’il faudrait 3° maximum). L’avion ainsi suivi devient une cible dont le cheminement est extrapolé, afin de déterminer le point de rapprochement maximal ( dit aussi CPA pour Closest Point of Approach ) et le temps pour atteindre ce point, si les conditions restent inchangées (Temps = D / V de rapprochement ).

200

09


Lorsque la cible pénètre ces volumes, elle devient un intrus.

T

Selon que l’intrus pénètre tel ou tel volume, et selon son équipement (transpondeur mode A,C ou S ou TCAS), des informations, une alerte ou une alarme visuelle et sonore (message vocal) sont délivrées à l’équipage. L'alarme peut-être accompagné d'un ordre d'évitement (RA : Résolution Advisory) En cas de RA, l’avis est optimisé, afin d’assurer des séparations verticales suffisantes avec des variations de vitesse verticale minimales, tout en prenant en compte la totalité des cibles connues, en présence autour de l’aéronef. Il ne sert à rien d’éviter un avion proche pour entrer en collision avec un autre plus éloigné quelques secondes plus tard, ou d’avoir une succession d’ordres contradictoires impossibles ou dangereux à suivre.

D

R

AF

05


Si la vitesse de rapprochement verticale et (ou) horizontale est très faible, (cas de 2 avions volant au même cap par exemple), une cible peut se rapprocher très près sans déclencher de TA ou RA . Dans ce cas, le seuil de déclenchement des alertes et des alarmes est modifié et ne s’exprime plus en temps mais en distances horizontale et verticale. Pour chaque type de cible, le calculateur construit des volumes de protection autour de son avion afin d’évaluer les risques. Les dimensions de ces volumes sont déterminées en Temps et Distance.

Selon que la cible est équipée avec un transpondeur mode S ou classique, le dialogue est différent. Le mode S émet à intervalles régulier des squitters (trame numérique comportant l'adresse unique dans le monde du transpondeur). Le calculateur TCAS capte l'adresse et engage le dialogue avec ce seul transpondeur permettant si besoin des RA correctifs coordonnés.

201

09


Avec les modes classiques, le TCAS interroge tout le monde dans un secteur donné ; tout le monde répond et le traitement est plus complexe. Dialogue coordonné (A - B) ou non ( A – C)

B


A Avion de référence TCAS II

In terrogati on

INTRUS équipé TCAS II

Transpondeur mode S épon se

R

TCAS II

AF

T

Transpondeur mode S

C

Intrus NON équipé TCAS

Transpondeur A/C

R

1 - Informations, Alertes et Alarmes

Les informations des cibles équipées d'un transpondeur en service en fonction de la position des intrus sont :

D

 Les avis AUTRES TRAFIC :

Ce sont des trafics éloignés à plus de 6 NM de l’avion ou à une altitude ne présentant pas de danger. Ils sont représentés par un LOSANGE EVIDE ( bleu sur le VSI en 737 par exemple ou bien en blanc sur le ND de l’A340 ). Ils ne donnent lieu à aucune annonce vocale.  Les avis de TRAFIC PROCHE : Cible située dans un rayon de 6 NM, à moins de 850 ft de l’avion, ou 1200 ft si FL>300, mais ne constituant pas un danger pour l’avion de référence. Une cible, située dans le rayon des 6 NM, mais ne reportant pas son altitude, est présentée comme un trafic proche Ils sont représentés par un LOSANGE PLEIN ( bleu sur le VSI du 737 ou blanc sur le ND de l’A340.) Ils ne donnent lieu à aucune annonce vocale. Les valeurs numériques citées sont informatives seulement.  Les avis de TRAFIC INTRUS (TA) :

202

09


La cible a pénétré le volume de protection extérieur, une alerte est générée. Il y a risque POTENTIEL de collision. Ils sont représentés par un CERCLE PLEIN AMBRE . Une alerte vocale est générée : « TRAFFIC, TRAFFIC »

Le logiciel considère que l’avion cible est à l’altitude de l’avion de référence.  Avis de RESOLUTION (RA) : La cible a pénétré le volume de protection intérieur et il y risque REEL de collision, une alarme est générée. La cible est représentée par un CARRE PLEIN ROUGE . Une alarme vocale est déclenchée. ( CLIMB ou DESCENT )

T

On a alors déclenchement d’un RA PREVENTIF ou d’un RA CORRECTIF et la teneur du message d’alarme est différente.

05

AF

Un RA PREVENTIF ne donne lieu à aucune manœuvre, mais demande de se tenir prêt à agir. Un message “MONITOR VERTICAL SPEED “ est généré.

Un RA CORRECTIF demande un changement de trajectoire en vertical et est accompagné de plusieurs messages vocaux.

R

Lorsque la menace disparaît, un message « CLEAR OF CONFLICT » est généré. Seules les cibles reportant leur altitude peuvent générer un RA. Une cible mode C donne un RA. La même COORDONNÉ.

cible, MAIS

avec TCAS

(calculateur +mode S), donne un

RA

D


Toute cible équipée d’un transpondeur sans report d’altitude pénétrant le volume peut générer un TA.

Le transpondeur mode S utilise sa capacité d’adressage sélectif et de transmission de données pour établir un dialogue avec la cible et coordonner la manœuvre. Un RA coordonné donnera lieu à des messages évolutifs.

203

09


2 - Présentation des informations Des écrans (VSI, ND ou dédié) affichent les informations de trafic sous la forme de symboles.

Symboles utilisés et messages associés


Pas d'alarme

Nota :

Pas d'alarme

"Traffic, Traffic" "Monitor vertical speed" "Climb, Climb" "Increase climb" "Decrease climb" "Clear of conflict" Liste non limitative

D

R

AF

T

La flèche indique un avion en montée ou descente à 500 ft/mn mini.

Le VSI est un variomètre avec un écran à cristaux liquide permettant l'affichage de ces symboles du trafic. Lors d'un RA, l'échelle de vitesse verticale se colore en zone rouge et verte. Lors de l'exécution du RA, le pilote doit prendre la vitesse verticale minimum indiquée par la plage verte. Les résolutions de conflit s'effectuent en pilotage manuel.

Nota : L'instrument ne présente pas une situation réelle mais ne sert qu'à voir les symboles. On peut choisir le range de visualisation (ici 4Nm) avec les touches + ou – de façon à ne pas encombrer l'écran avec les trafics éloignés.

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09


Affichage EFIS

T

ND

AF

05

R

L'avis de RA affiche la position du trafic sur le ND, une alarme visuelle Traffic est générée, un message sonore est délivré. Le PFD présente les varios interdits en rouge, ainsi que les assiettes ne permettant pas d'obtenir le vario minimum demandé pour résoudre le conflit.

3 - Inhibitions et priorité des alarmes

Certains avis sont automatiquement inhibés aux basses hauteurs (Radio sonde). Tous les TA émis contre des avions au sol ou volant en dessous de 380 ft, alors que l’avion de référence est en dessous de 1700 ft . Toutes les annonces vocales liées aux TA en dessous de 1100 ft au décollage ou en dessous de 900 ft en approche. Tous les RA DESCENT en dessous de 1200 ft au décollage ou en dessous de 1000 ft en approche.

D


PFD

Valeurs numériques citées pour information sur la base de la version 7.0 du logiciel. Pour certains TCAS, des RA à monter “CLIMB” sont inhibés au-dessus d’un certain niveau (limite du domaine de vol). On peut aussi manuellement (par application d'une check list) pour des vols en situation dégradée ( monomoteur ou vol train sorti ), inhiber manuellement les avis RA, par sélection d’une position TA ONLY sur la boite de commande. Les alarmes GPWS et WINDSHEAR ont priorité sur le TCAS.

205

09



2

selection TA/RA c'est la position normale d'utilisation, les Trafic Advisory et les Resolution dvisory sont délivrés. selection TA ONLY, les RA sont inhibés

T

1:

1

AF

2 : Un sélecteur ABOVE, NEUTRAL, BELOW permet de favoriser la surveillance au-dessus ou en-dessous de l'avion. 4 - Limites du TCAS

D

R

Dans l'immédiat, le contrôleur n'a pas connaissance de la directive RA donné par le TCAS à l'équipage. Seul le message en phonie lancé par l'équipage l'informe du suivi d'un RA. A terme, il est envisagé que l'ATC, au moyen de la liaison mode S du radar secondaire, soit informé en temps réel d'un RA délivré à un aéronef. Un aéronef doit toujours suivre le RA en vertical délivré, même si l'ATC lui donne un ordre contraire. ATTENTION

L’image TCAS n’est pas une image radar, elle ne garantit pas les séparations.

Source EUROCONTROL - ACAS II bulletin N°6 mars 2005

206

09


T

05

AF

La référence est la position avion instantanée toujours en évolution. Pour le pilote, la cible suit une route convergente à 45 degrés, alors qu’il n’en est

rien.

R

Cependant, ici, la cible restant à gisement constant, on sait qu’il y aura conflit dans un instant. De mauvaises interprétations, entraînant des manœuvres inappropriées, sont la source de nombreux incidents.

D


En aucun cas, le pilote ne doit prendre l’initiative d’un changement de trajectoire à la seule vue d’un trafic détecté par le TCAS qui ne permet pas d’anticiper sur l’évolution de la situation. A ce stade, le rôle du TCAS est de permettre l’acquisition visuelle.

207

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques

10 Instruments Intégrés Affichages Electroniques

I – Affichage électronique des informations Sur les avions anciens, chaque paramètre était présenté sur un instrument unique. Par exemple, il y avait un anémomètre, un altimètre, un horizon artificiel, un conservateur de cap etc… Avec l’augmentation du nombre des instruments il est apparu nécessaire de les regrouper de façon judicieuse pour limiter l’encombrement des planches de bord. De plus il est intéressant de réduire le « circuit visuel » des pilotes. • avec des instruments intégrés - ADI - HSI

« tête basse »

T

• avec des écrans électroniques - PFD - ND

• par projection sur le pare-brise - collimateur  « tête haute »

AF

- La visualisation « tête basse » ou VTB existe naturellement sur tous les avions ; en effet, le pilote doit « baisser » la tête pour lire ses instruments situés sur sa planche de bord. C’est vers la fin des années 50 avec l’avènement généralisé des réacteurs que les premiers instruments intégrés font leurs apparitions. Ce sont des instruments électromécaniques appelés : Attitude Director Indicator

HSI

Horizontal Situation Indicator

RMI

Radio Magnetic Indicator

R

ADI

Ils regroupent de façon judicieuse une quantité d’informations pour le pilotage et la navigation.

D


Actuellement, on peut résumer la présentation des informations de 3 façons différentes :

L’évolution importante des technologies fait apparaître au début des années 80 la transformation des instruments intégrés vers des écrans électroniques. Cette mutation s’accompagne du concept du « tout à l’avant » (pilotage à 2 pilotes). L’ADI plus complet devient le PFD (Primary Flight Display) et le HSI devient le ND (Navigation Display). Ces EFIS pour Electronic Flight Instrument System sont complétés par la présentation et la surveillance des systèmes avion qui est baptisé ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitor chez Airbus) ou encore EICAS (Engine Indicating and Crew Alerting System chez Boeing et d’autres). - Sur certains avions, la VTB est complétée par une visualisation « tête haute » appelée VTH ou HUD pour Head Up Display. Cette visualisation permet de collimater les informations sur une vitre semi-réfléchissante en superposition avec l’environnement extérieur. Ce collimateur n’est utilisable qu’au décollage et pendant l’approche et l’atterrissage.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Il est très utilisé sur les avions de chasse mais peu utilisé sur les avions commerciaux bien que la tendance soit à l’augmentation de l’utilisation de ces technologies sur les avions de dernière génération (A380, A350, B787…).

II – Instruments Mécaniques Intégrés Les instruments des avions de cette génération sont tous mécaniques sauf le radar météo qui a son écran dédié. Il n’existe aucune intégration de plusieurs informations dans un seul instrument à quelques exceptions près (ADI, HSI, RMI vus ci-après). Exemples d’appareils :

D

R

AF

T

A300B, B707, B727, B737 (jusqu’au -200), B747 (sauf -400), DC9, DC10, L1011, MD80…

B747-200

10


AF

T

1 Silhouette fixe de l’avion 2 Sphère horizon 3 Echelle de tangage 4 Echelle de roulis 5 Echelle d’écart « glideslope » 6 Piste mobile 7 Echelle d’altitude (endessous de 200 ft) 8 Echelle localizer (expended) 9 Indicateur de virage 10 Bille 11 - Index de vitesse (Automanette) également appelé « œil de perdrix » 12 - Barre de tendance roulis 13 - Barre de tendance tangage 14 - Volet d’alarme attitude « ATT » 15 - Volet d’alarme directeur de vol « FD » 16 - Volet d’alarme « Glide Slope » 17 - Volet d’alarme piste mobile « RWY » 18 - Bouton d’essai horizon 19 - Lampe indicatrice de « hauteur de décision »

R

C’est l’instrument principal de pilotage. Il est situé au milieu de la partie supérieure des planches pilotes. Sur cet instrument on retrouve principalement : - Une sphère horizon derrière une maquette avion fixe ;

D


A – L’ADI : Attitude Director Indicator

- Les barres de tendance du directeur de vol (DV). Si le DV est sur OFF les barres sont effacées ; - Un indicateur de virage et une bille ; - En approche seulement, les écarts LOC et GS (si une fréquence VOR est sélectionnée, les index sont effacés). Les écarts LOC sont combinés avec la hauteur sonde (radioaltimètre) et imagés par la « piste mobile ». Le point LOC de l’ADI est équivalent à un ½ point LOC figuré sur le HSI (environ 0,75° si l’aiguille est sur la graduation). La piste mobile se déplace verticalement vers le haut en-dessous de 200 pieds seulement. Sur la représentation de l’ADI ci-dessus, l’avion est environ à 40 ft. - Sur le côté gauche figure un indicateur « SLOW-FAST » qui présente l’écart de vitesse par rapport à la vitesse cible sélectionnée par le pilote et affichée par un index mobile sur l’anémomètre (vitesse cible automanette) ; - L’ADI est complété par 4 drapeaux : ATT - FD - RWY (Runway pour le LOC et le radioaltimètre) et GS. En cas de panne de source de l’information ou de panne interne, le drapeau correspondant apparait. Etant donné les informations présentées, surtout en approche ILS, il est possible de se concentrer uniquement sur cet instrument pour le pilotage à court terme.

10


AF

T

B – Le HSI (Horizontal Situation Indicator)

D

R

1 - Silhouette fixe représentant l’avion 2 - Annonciateur de type d’information source « INS » ou « VOR/ILS » 3 - Rose des caps 4 - Index de cap 5 - Volet d’alarme information de cap (HDG) 6 - Annonciateur de nature du cap (MAG ou TRUE) en mode VOR/ILS cap magnétique MAG en mode INS cap vrai TRUE 7 - Annonciateur du numéro de source de donnée (INS ou récepteur VOR suivant : ) 1 ou 3 pour le HSI 1 ; 2 ou 3 pour le HSI 2 8 - Indicateur digital de distance au WAYPOINT TO (uniquement en mode INS) En VOR/ILS distance DME 9 - Indicateur digital de vitesse sol (toujours utilisé) 10 Echelle de dérive

11 - Lampe « ALERT » - Ne s’allume qu’en mode INS à l’approche du prochain WAYPOINT 12 - Index de cap sélectionné (inutilisé en mode INS, se place en position basse dans ce cas) 13 - Index d’écart « Glideslope » 14 - Volet d’alarme « Glideslope » 15 - Index de sélection de route VOR, QFU ILS, ou INS 16 - Barre de déviation en mode « VOR/ILS », part en butée mécanique au-delà de 10° VOR ou 2,5° LOC environ; en mode « INS », un XTK de 7,5 NM se traduit par un écart de 2 points. Si le XTK augmente, la barre se stabilise aux environs du 2ème point 17 - Volets d’alarme RAD, INS, NAV (normalement noir) 18 - Indicateur de route et de dérive 19 - Volet TO/FROM

Cet instrument concerne surtout la navigation et la radionavigation. Sur les avions équipés de centrales à inertie, le HSI a 2 modes de fonctionnement : INS ou VOR/ILS. Un inverseur généralement situé sur l’auvent permet de choisir le mode désiré.


Mode INS : (voir également dans le chapitre INS la visualisation des paramètres de navigation sur le HSI). Les principaux paramètres représentés sur le HSI sont : - Le cap qui est orienté par rapport au Nord vrai. L’inscription « TRUE » apparaît audessus de la rose ; - La dérive d’où l’information de route vraie ; - Le « poignard » qui représente l’orientation du plateau tournant est automatiquement calé sur la route désirée DSRTK ; - La barre de déviation indique l’écart de route latéral ou XTK qui est une distance à la route insérée dans l’INS; - La maquette fixe au centre du plateau permet d’avoir la représentation imagée de l’avion par rapport à la route INS ;

- L’index GS est effacé ainsi que le drapeau associé ;

T

- La distance au WPT TO.

AF

Les indications de la vitesse sol (GROUND SPEED) et de la dérive sont toujours indiquées (en mode radio ou INS).

Mode RADIO :

R

Sur certains avions, le HSI peut être connecté sur des informations GPS.

Les principaux paramètres représentés sur le HSI sont : - Le cap qui est orienté par rapport au Nord magnétique. L’inscription « MAG » apparaît au-dessus de la rose ;

D


- Le TO-FROM est toujours en TO si le sélecteur de mode du CDU-INS est sur « AUTO » ;

- La vitesse sol et la dérive issues d’une INS sont toujours indiquées ; - L’index de sélection de route « poignard » qui représente l’orientation du plateau tournant est la répétition du « COURSE » affiché au panneau de commande VOR/ILS : • Si une fréquence VOR est affichée, c’est la route radio, QDM, QDR ou autres. Le TO/FROM est activé ; • Si une fréquence ILS est affichée, c’est l’axe d’approche de la piste utilisée qui est imagé. Le TO/FROM est automatiquement effacé ; - La barre de déviation solidaire du plateau tournant indique un écart angulaire : • En VOR, c’est la différence entre le QDM ou QDR sélecté (COURSE) et le QDM ou QDR instantané. L’échelle est de 5 degrés par point, soit 10° d’écart quand l’aiguille est sur la dernière graduation ; • En LOC, l’écart n’est plus qu’à 1° environ par point. (La sensibilité angulaire dépend de la longueur de piste : le localizer est étalonné pour que 106m travers du seuil, l’aiguille soit sur la dernière graduation, un degré par point correspond à une piste de 2 800 mètres) ; - L’écart glide est indiqué dans la partie droite. Un point GS représente un écart angulaire de 0,25°; - Trois drapeaux assurent la validité des informations (HEADING, GS et NAV).

10

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques C – Le RMI (Radio Magnetic Indicator)

Distances DME en provenance des récepteurs DME1 et DME2 Index de cap Rose de conservateur de cap

Sélecteur de source d’information pour l’aiguille simple pointilée : récepteur VOR 1 ou ADF 1. Ici, VOR 1 est sélectionné

T

Sélecteur de source d’information pour l’aiguille double : récepteur VOR 2 ou ADF 2. Ici, ADF 2 est sélectionné

AF

Le RMI combine une rose des caps dont la source peut être gyroscopique, gyromagnétique ou inertielle avec des aiguilles indiquant basiquement le gisement de la balise reçue (angle entre l’axe longitudinal du fuselage et la provenance de l’onde reçue de la station).

D

R

Le fait que la rose soit orientée au cap de l’avion permet de lire directement des relèvements à la tête et à la queue de l’aiguille : relèvement de la station par l’avion (QDM) à la tête et relèvement de l’avion par la station (QDR) à la queue.

Planche de bord d’un avion de ligne « classique » : le Boeing 737-200


III – Instruments de pilotage et navigation électroniques A – Avions hybrides La visualisation des informations sur des écrans électroniques est apparue dans les années 80 avec l’arrivée de l’A310 chez Airbus et des 757 et 767 chez Boeing. En réalité, dans un premier temps, on rencontre des avions hybrides, car les écrans ne regroupent pas la totalité des informations. Les instruments électromécaniques et électroniques cohabitent. Souvent, on a dans un premier temps remplacé l’ADI et le HSI par des écrans présentant les mêmes informations enrichies, l’EADI (Electronic Attitude Director Indicator) et le EHSI (Electronic Horizontal Situation Indicator).

T AF R

On remarque une paire d’écrans supplémentaires au centre, le WD (Warning Display) à gauche qui permet de visualiser les différents messages d’alarme et d’information et le SD (System Display) à droite qui sert à afficher des synoptiques système (vue d’ensemble d’un système sélectionné).

D


Exemple 1 : l’Airbus A310

Exemple 2 : Le Boeing 767

10

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques On remarque une paire d’écrans supplémentaires au centre, il s’agit des écrans EICAS (Engine Indicating and Crew Alerting System). Leur rôle est de présenter les paramètres moteur et les alarmes de manière centralisée et hiérarchisée à l’équipage. Dans les deux exemples précédents, les écrans supplémentaires ne se contentent pas de remplacer les instruments classiques, ils permettent en plus d’alléger la charge de travail de l’équipage réduit à deux pilotes. Remarque : Les avions de cette génération ont souvent des écrans de tailles différentes rendant difficiles voire impossibles les transferts d’image en cas de panne d’écran. Dans certains cas, l’EADI et l’EHSI présentent des informations supplémentaires par rapport aux instruments classiques : EADI : FMA

(Flight

Mode

 Ruban de vitesse avec visualisation du domaine de vol, vecteur tendance de vitesse (speed trend vector), marquage des vitesses caractéristiques…

AF

 Indication de vitesse sol (GS) et/ou du nombre de Mach

T

 Présence du Annunciator)

EHSI :

R

Attention, on appelle PFD (Primary Flight Display) un écran qui présente l’ensemble du T basique et le FMA.

 Superposition du HSI et du RMI

D

 Mode MAP présentant une carte mobile centrée sur l’avion et orientée au cap (magnétique ou vrai) ou à la route de l’avion.  Mode PLAN présentant une carte centrée sur un point de la route insérée dans le FMS et orientée au nord vrai ou grille aux hautes latitudes. Ce mode est utilisé pour vérifier le plan de vol inséré.

B – Avions « glass cockpit » Il faut attendre la fin des années 80 pour avoir une présentation électronique complète avec l’A320 et le B747-400. Les avions hybrides sont encore présents aujourd’hui mais tendent à disparaitre. L’ensemble de l’instrumentation principale est présentée sur des écrans. C’est l’avènement du « Tout à l’avant » appelé FFCC Full Forward Crew Cockpit. Les planches de bord sont aussi appelées des « Glass Cockpit » du fait de l’importante surface occupée par les écrans sur la planche de bord. La présentation des informations sur des écrans est divisée en 2 parties fondamentales :

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques - les informations de pilotage et de navigation sont présentées sur les l’EFIS Electronic Flight Instrument System ; - la surveillance et la présentation des systèmes avion est assurée par l’ECAM Electronic Centralized Aircraft Monitor ou l’EICAS Engine Indicating and Crew Alerting System. Il subsiste sur les avions « Glass Cockpit » les moins récents des instruments de secours classiques (Horizon, Anémomètre, Altimètre).

T AF ISFD sur Boeing 737NG

R

Avant de passer à la réalisation sur avions, il est nécessaire de voir ou de revoir certaines technologies employées. C – Technologies employées

D


Sur les avions les plus récents, ces instruments de secours sont regroupés dans un seul petit écran (ISFD : Integrated Standby Flight Display ou ISIS : Integrated Standby Instrument System) avec son alimentation indépendante.

1. Tube cathodique ou CRT (Cathode Ray Tube)

Au départ, il est possible de faire l’analogie avec un tube de télévision. De la forme d'une grosse ampoule, le tube est doté à son extrémité de trois canons à électrons. Ces canons génèrent des faisceaux d'électrons orientés en direction de la face interne de l'écran de verre, grâce à un champ magnétique. Les électrons luminophores.

viennent

heurter

une

couche

d'éléments

phosphorés,

appelés

Ce sont des points organisés par groupes de trois: un rouge, un vert et un bleu. Cette triade forme un pixel (point lumineux élémentaire). Chaque canon envoie donc un faisceau d'électrons à un point de couleur déterminé. Tout impact provoque un scintillement coloré. En jouant sur l'intensité des impacts sur ces trois luminophores, on arrive à restituer toutes les nuances nécessaires à l'affichage des images.

10

AF

T


R

En pratique on utilise des écrans couleur.

Toutes les teintes sont obtenues à partir de 3 couleurs fondamentales : le rouge, le vert et le bleu.

D

Un système de convergence adapté et un masque sont ajoutés pour obtenir une image de la meilleure qualité possible. On utilise donc des écrans trichromes à masque (shadow mask). On appelle résolution le nombre de points lumineux ou pixels qu’un écran peut afficher. On l’exprime souvent sous la forme du produit du nombre de pixels par ligne multiplié par le nombre de pixels par colonne.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques - Format du tube : Il existe une grande variété de présentations suivant les emplacements disponibles. Les écrans sont carrés ou rectangulaires. Leurs dimensions varient entre 5 et 8 pouces (de 12 à 20 cm environ). Sur les avions de dernière génération, on utilise des écrans carrés de 8 pouces pour faciliter les échanges et les transferts.

T

AF

• Balayage trame : Celui-ci est utilisé pour les zones de surface relativement grande. C’est le cas, en particulier du fond coloré de la partie horizon, tous les « à plat », les images radar… Ce balayage est équivalent au balayage utilisé en télévision, mais uniquement sur des zones parfaitement définies.

R

Ci-contre, un PFD (Primary Flight Display) en balayage trame seul.

Balayage trame seul

D


- Balayage : Pour la télévision, on utilise un balayage horizontal ligne par ligne. En réalité pour présenter les informations, le dégradé de luminosité n’est pas nécessaire, mais il faut une très grande précision et une excellente finesse dans le tracé. En fait on utilise 2 types de balayages : cavalier et trame.

 Balayage cavalier : Le spot lumineux « dessine » les symboles comme le ferait un stylo. Ce balayage est utilisé pour tous les symboles, l’écriture, les noms, les valeurs numériques, les lignes…  Image résultante : Pour obtenir un dessin sur un fond de couleur autre que le noir, il faut alternativement dessiner tous les symboles de l’image puis tramer l’écran pour obtenir le fond coloré. La persistance rétinienne donne l’illusion d’une image unique. Balayage trame + cavalier

10


• Les images sont multiplexées c'est-à-dire que les deux balayages ont lieu successivement : cavalier puis trame mais comme ils sont très rapides, l’œil ne les perçoit pas et a l’illusion de voir une image complète en permanence.

T

Par contre pour l’ECAM/EICAS, la trame n’est pas nécessaire et le système de commande se met en attente afin de conserver une même structure d’image quelque soit le système (EFIS ou ECAM/EICAS).

AF

• Fréquence : Pour fabriquer une image complète, il faut donc 14,2 millisecondes. Il en résulte une fréquence de 70 images/seconde ou 70Hz à comparer avec la persistance rétinienne qui est d’environ 10Hz. Cette fréquence élevée permet d’éviter le scintillement des images (FLICKER). - Code couleurs sur écran :

• A partir des 3 couleurs fondamentales (RVB), une dizaine de couleurs sont retenues :

R

Rouge – Vert – Bleu – Orange – Jaune – Ambre – Cyan (bleu foncé lumineux) – (30 % de rouge, 85 % de vert, 65 % de bleu) Magenta (violet mauve) –

D

• Réglementation : Si une couleur fondamentale est en panne, toutes les couleurs doivent rester différentes (bien que modifiées). Couleurs standardisées : Rouge : pour les alarmes ou anomalies nécessitant une action immédiate de l’équipage ou pour indiquer une valeur à ne jamais dépasser. Ambre ou Jaune : pour les alarmes ou anomalies nécessitant d’avertir l’équipage mais pas d’action immédiate ou pour indiquer une plage de valeurs autorisée pour un paramètre mais pendant un temps limité. • A l’exception des 2 couleurs ci-dessus, le code des couleurs n’est pas normalisé. Il est généralement spécifique à chaque constructeur ou équipementier. • Exemples :

Paramètres

Airbus

Boeing

 index de vitesse actuelle

Jaune

 nombre de mach

Vert

 tendance vitesse (Vc trend)

Jaune

Vert

 vitesse cible sélectée par le pilote au FCU/MCP

Cyan

Magenta

 vitesse cible managée par le FMS

Magenta

Magenta

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques  V1 – VR

Cyan

Vert

 Vmax – Vmin (déclenchement de l’avertisseur décrochage) damiers

Rouge/Noir

 échelles LOC/GS  écarts LOC/GS

Magenta

 altitude indiquée

Vert

 altitude sélectée

Cyan

Magenta

 FMA - modes engagés, actifs

Vert

Vert

 FMA - modes armés

Cyan

 FMA - engagement PA/DV/AT

Magenta

Vert

- Avantages des écrans CRT : • visualisation ergonomique pratiquement illimitées ;

(aucun

impératif

mécanique)

aux

possibilités

AF

- Inconvénients des écrans CRT :

T

• avec 6 tubes identiques, possibilité de transfert d’imagerie d’un tube sur un autre automatique (panne d’écran) ou manuel et interchangeabilité ;

• nécessitent des signaux d’entrée numériques

 problème de luminosité ambiante (soleil rasant ¾ arrière)  poids élevé

 encombrement (40cm de profondeur !)

R

 nécessité de prévoir un puissant système de refroidissement  marquage des écrans aux endroits où des informations sont dessinées en permanence => longévité limitée

D


• coût inférieur à l’avionique électromécanique et meilleure fiabilité ;

- Perspectives :

• L’avenir est l’utilisation d’écrans plats. Actuellement les écrans plats à cristaux liquides apparaissent. Le B777 est le premier avion équipé en totalité d’origine avec des écrans à cristaux liquides (y compris les différents CDU). • Des études s’orientent également vers les écrans matriciels couleurs et les écrans à plasma. 2. Ecrans à cristaux liquides ou LCD (Liquid Cristal Display) La lumière est une onde électromagnétique : elle peut se décomposer en deux champs, l’un électrique et l’autre magnétique, qui présentent la particularité d’être perpendiculaires entre eux et avec la direction de propagation de l’onde. La lumière naturelle est dite non polarisée, c’est-àdire que le champ électrique a une direction variable et aléatoire au fur et à mesure de sa propagation.

Sens de déplacement de l’onde

Champ magnétique Champ électrique

10


Un polariseur est un dispositif qui ne laisse passer l’onde que pour une direction donnée du champ électrique. Si on place un second polariseur perpendiculaire au premier, le champ électrique est complètement absorbé : la lumière ne passe pas. Dans un écran LCD, des cristaux liquides sont enfermés entre deux filtres polarisants qui, selon leur orientation, filtrent les ondes lumineuses. Le premier est équipé de fines rayures verticales pour ne laisser passer que les ondes lumineuses orientées dans ce sens. Le second filtre est, quant à lui, équipé de rayures horizontales qui ne laissent passer que les ondes lumineuses orientées de cette façon C'est un néon, placé à l'arrière de l'écran, qui tient le rôle de source lumineuse. II est chargé d'envoyer des ondes lumineuses jusqu'au premier filtre orienté vertical ement.

T

La lumière polarisée est transmise jusqu'au second filtre grâce aux cristaux liquides. En l'absence de champ électrique (fig. 1), lumière et particules passent alternativement d'une orientation à l'autre. Elles parviennent à passer au travers des rayures horizontales du second filtre. La lumière parvient donc à la dalle: l'écran est lumineux.

D

R

AF

Mais si on déclenche un champ électrique (fig. 2), les cristaux liquides vont réagir et adopter une nouvelle orientation en fonction de son intensité. Dans cet exemple, le champ électrique est tel que les particules sont désormais toutes orientées verticalement. La lumière ne peut donc plus passer à travers le second filtre et l'écran demeure noir.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Dans les premiers écrans LCD, qui équipaient par exemple les écrans de calculatrices et les montres, cette impulsion électrique était donnée par une grille de fils conducteurs transparents. Mais ce système, dit à matrice passive, a vite montré ses limites, notamment à cause d'effets de rémanence. Cet inconvénient est dû à la trop faible intensité du courant électrique produit par la grille. Les cristaux liquides réagissent alors lentement, ce qui provoque l'apparition de traces sur l'écran lors de l'affichage d'éléments en mouvement. De plus, cette technologie rend difficile l'affichage de nuances de couleurs. Dans les écrans à matrice active, une mince couche recouverte de transistors, on parle de couche TFT (Thin Film Transistor), active ces champs électromagnétiques. A chaque pixel de l'écran correspond un transistor, qui peut être activé individuellement à partir d'un courant très faible.

Caractéristiques des écrans LCD :

T

Un pixel mesure 0,1 mm de coté Les écrans actuels ont une résolution d’environ 600000 pixels L’épaisseur totale de l’écran ne dépasse pas 6 cm Pour obtenir un contraste suffisant, il est nécessaire de rétroéclairer l’écran La vision oblique se dégrade très vite au-delà de 50°

1. Réalisation sur avion

AF

    

Pour réaliser les images désirées, deux éléments sont nécessaires : L’écran Le générateur de symboles SGU (Symbol Generator Unit)

R

 

ECRAN

D


II va donc alternativement envoyer un champ électrique pour laisser ou non passer un point de lumière. Comme sur les écrans à tube cathodique, chaque pixel est composé par trois cellules représentant les trois couleurs primaires. Elles sont dotées de filtres semi-transparents rouge, vert et bleu. En modulant l'intensité du courant, on peut obtenir différentes teintes.

ENTREES SIGNAUX

GENERATEUR de SYMBOLES (S.G.U.)

Nota : Les écrans sont également équipés de capteurs de lumière qui ajustent automatiquement la luminosité. Ils sont généralement situés dans les coins de l’écran. Chaque écran est doté de son propre potentiomètre de luminosité qui donne une valeur cible moyenne de luminosité à donner.

10


L’Ecran L’écran est composé principalement : - du CRT avec ses 3 cathodes pour la couleur et des bobines de déflexion horizontale et verticale ; - un bloc alimentation basse et haute tension ; - une chaîne de balayage qui assure la déviation du spot horizontalement (X) et verticalement (Y) ; - une chaîne d’allumage pour contrôler la couleur de chaque élément et la luminosité sur l’écran ; - la surveillance des entrées (balayage et allumage). Lorsqu’un défaut est détecté, le circuit génère un signal de mire qui est visualisé sur l’écran (par exemple une diagonale de couleur blanche). Ceci indique que seul le SGU est en panne ; - une protection du tube CRT.

T

Le générateur de symboles

AF

C’est l’interface indispensable entre tous les signaux d’entrée et la présentation sur écran. La quantité de signaux à traiter considérable nécessite l’utilisation de transmissions numériques (en ARINC 429 en particulier). Le SGU proprement dit est composé de plusieurs logiciels, on retrouve principalement : - une ou plusieurs banques de données suivant le nombre d’écrans à gérer ; - le traitement des signaux d’entrée ;

- la symbologie et la génération de ces signaux ;

R

- des circuits de surveillance associés à tous les niveaux pour s’assurer de la validité des signaux (validité au niveau de la source et de la présentation).

D

Au début de la présentation électronique des informations, les mémoires et les logiciels étaient restreints. Ainsi un SGU ne pouvait gérer que 2 écrans. Comme il y a 6 écrans sur les planches de bord il faut dans ce cas au moins 3 SGU. Aujourd’hui, chaque SGU peut gérer les 6 écrans et s’appelle DMC (Display Management Computer - AIRBUS) ou EIU (EFIS / EICAS Interface Unit - BOEING). Pour satisfaire les exigences de ségrégation et de redondance on utilise 2 SGU en fonctionnement normal.

Alim.

Boite de Commande Choix - Présentation

ARINC 429 Mémoire Banque de données Traitement Génération signaux Surveillance SIGNAUX ENTREES (Systèmes avion)

Alim.

ECRAN

GENERATEUR de SYMBOLES Autres écrans

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Le ou les générateurs de symboles sont donc en liaison avec les écrans (de 2 à 6).

E/WD

ND PFD

AF

T

PFD ND

R

SD

D


Pour la présentation des informations, un choix pilote est possible sur certains écrans. On retrouve donc des boîtes de commande qui sont au nombre de 3 (2 pour les EFIS CDB et OPL et 1 pour l’ECAM ou l’EICAS).

On retrouve donc 6 écrans sur les avions actuels dont la disposition est standardisée. - Les instruments de pilotage et de navigation appelés EFIS Electronic Flight Instrument System sont composés de 2 fois 2 écrans (CDB et OPL). Les PFD (Primary Flight Display) présentent les informations de pilotage et les ND (Navigation Display) les informations de navigation. Remarque : Sur certains avions, légers notamment, le ND peut s’appeler MFD pour Multi Function Display car il peut être utilisé pour d’autres fonctions que la navigation. - Les 2 écrans dans la partie centrale sont dédiés à la gestion globale des systèmes avion. • Sur les Airbus c’est l’ECAM Electronic Centralized Aircraft Monitor qui assure la présentation des paramètres moteur principaux et la surveillance des systèmes. Un calculateur d’alarmes appelé FWC Flight Warning Computer complète l’ECAM proprement dit. • Sur les Boeing c’est l’EICAS Engine Indicating Crew Alerting System. C’est l’équivalent de l’ECAM avec le FWC intégré.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques • L’écran supérieur s’appelle E/WD pour Engine and Warning Display. Il indique les paramètres moteur principaux ainsi que les alarmes. • L’écran inférieur s’appelle SD pour System Display. Il reproduit les synoptiques de chaque système de l’avion en détail, automatiquement suite à la détection d’une panne, en fonction de la phase de vol ou encore à la demande du pilote.

D

R

AF

T

Signaux d’entrée des générateurs de symboles (SGU) :

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques D – EFIS (Electronic Flight Information System) Avec l’évolution de la technologie, les tubes grandissent et il est possible d’enrichir les présentations. Les informations périphériques des planches pilote sont intégrées aux écrans par étapes successives. EADI enrichi = PFD

Primary Flight Display

EHSI enrichi = ND

Navigation Display

Attention, on appelle PFD (Primary Flight Display) un écran qui présente l’ensemble du T basique et le FMA. Actuellement, avec des écrans de 8 pouces ( 20 cm) toutes les informations des planches pilote sont présentées sur les PFD et les ND.

• 1 horizon artificiel électrique,

• 1 anémomètre mécanique.

remplacés éventuellement intégré (ISFD ou ISIS).

par

un

instrument

AF

• 1 altimètre mécanique, secours

T

• 1 compas magnétique,

Les avions équipés avec des EFIS de dernière génération sont également pourvus d’équipements correspondants : FMS, TCAS par exemple qui sont, bien entendu, intégrés aux EFIS.

R

1. Le PFD (Primary Flight Display)

Les informations sont présentées dans 6 zones bien définies :

D


Attention : il subsiste toujours, pour satisfaire la réglementation et la sécurité, des instruments de secours (4 au moins) :

FMA (modes PA/DV/AT)

Echelle d’altitude Vitesse verticale Informations d’attitude

Echelle de vitesse

Disposition des informations suivant le « T basique » Echelle de cap

Il est important de remarquer que la règle du T basique, réglementaire pour le vol IFR, est respectée.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Partie centrale du PFD – Informations d’attitude Index d’inclinaison mobile

Echelle d’inclinaison fixe

Indicateur de glissade/dérapage PLI : Pitch Limit Indicator1

Maquette avion et repère d’assiette actuelle Ligne d’horizon et échelle d’assiette

Message PITCH indiquant qu’il y a une différence d’assiette affichée entre les deux PFD

PITCH

ROLL

Message ROLL indiquant qu’il y a une différence d’inclinaison affichée entre les deux PFD

AF

T

1 : Le PLI (Pitch Limit Indicator) indique au sol l’assiette pour laquelle la queue de l’avion touche le sol. En vol, les crochets représentent l’assiette de décrochage. Cette indication n’existe que sur certains avions et, souvent, uniquement quand les volets sont sortis.

D

Barres de tendance du directeur de vol

R

Partie centrale du PFD – Informations de pilotage

FPV (Flight Path Vector) Vecteur trajectoire de l’avion Permet de visualiser la pente et la dérive (voir plus loin) Hauteur radiosonde S’affiche en-dessous de 2500ft

Indicateur de pente sélectionnée par le pilote au panneau de commande du pilote automatique/directeur de vol

2400

Messages d’alarme pouvant être indiqués sous l’horizon

WINDSHEAR En cas de détection de cisaillement de vent (changement brutal de la composante de vent de face), le message WINDSHEAR est généré associé à une alarme sonore « WINDSHEAR, WINDSHEAR ».

PULL UP Pour certaines alarmes GPWS (Ground Proximity Warning System), une notification visuelle associée à l’alarme sonore « WHOOP WHOOP PULL UP » est générée.

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Indicateur Middle Marker indiquant le survol du marker intermédiaire. On peut aussi avoir un OM bleu ou un blanc pour les outer et inner markers.

Informations en provenance du récepteur ILS : identifiant décodé, course sélectionné et distance DME si disponible

Symbole d’écart glideslope La ligne blanche représente l’avion et le losange magenta l’axe à intercepter. Le losange est vide quand le symbole est en butée (2,5 points). Un point représente environ 0,25° d’écart.

AF

T

Quand l’avion est à proximité de l’axe, certains avions affichent une échelle LOC dilatée où chaque carré représente ½ point

Partie gauche du PFD – Informations de vitesse

R

Vitesse cible sélectionnée par le pilote au MCP (Mode Control Panel) ou définie par le FMS (Flight Management System)

D


Symbole d’écart localizer La ligne blanche représente l’avion et le losange magenta l’axe à intercepter. Le losange est vide quand le symbole est en butée (2,5 points). Un point représente environ 2,5° d’écart en fonction de la longueur de piste.

Speed Trend Vector1

Symbole d’écart localizer Vitesse maximale2 La ligne blanche représente l’avion et le losange magenta Vitessereprésente maximale l’axe de manœuvre à intercepter Indique la marge par rapport au buffeting haute vitesse

Index de vitesse cible

Vitesse indiquée actuelle

Nombre de Mach si supérieur à 0,4 Remplacé par la vitesse sol (GS) endessous

1 Le Speed Trend Vector représente la vitesse que l’avion atteindra dans 10 secondes si l’accélération actuelle est maintenue. Cette information est élaborée à l’aide de l’accélération avion fournie par une IRS (Inertial Reference System).

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques 2 La vitesse maxi affichée est la plus faible de : - VFE (Vitesse maximale volets sortis)

AF

T

- VMO/MMO - VLE (Vitesse maximale train sorti)

1 Il est possible d’afficher les vitesses caractéristiques du décollage insérées par l’équipage dans le système de gestion du vol (FMS) :

R

V1 : Vitesse de décision : il est possible d’arrêter l’avion au décollage jusqu’à à cette vitesse sur la longueur de piste restante ; au-delà, il faut poursuivre le décollage. VR : Vitesse de rotation à laquelle le pilote tire sur le manche.

D

V2 : Vitesse de sécurité au décollage permettant d’assurer des performances suffisantes de montée avec un moteur en panne. 2 Vitesse minimale de vol au calage de volets indiqué. Ce repère indique au pilote qu’il peut rentrer les volets à 15° : il a alors une marge de 30% par rapport à la vitesse de décrochage volets 15°. Cette vitesse est calculée en temps réel par le FMS. 3 Vitesse d’approche de référence insérée par l’équipage dans le FMS. Il s’agit de 1,3Vs en configuration atterrissage. Elle est calculée par le FMS et confirmée par l’équipage. 4 Vitesse minimale de manœuvre : indique une marge de manœuvre par rapport au décrochage et au buffeting basse vitesse. 5 Vitesse minimale : vitesse à laquelle le vibreur de manche se déclenche pour avertir de l’imminence du décrochage (Vs+5 à 10kt). Nota : les vitesses 4 et 5 sont élaborées par le FMS en tenant compte de l’inclinaison et du facteur de charge.

10


Partie droite du PFD – Informations d’altitude et de vitesse verticale Altitude sélectionnée par le pilote au MCP en mètres (si sélectionné) et en pieds.

Indication numérique correspondant au minimum de descente barométrique d’approche sélectionné par le pilote.

BARO

4700

Altitude sélectionnée par le pilote au MCP

Altitude actuelle en mètres (si sélectionné)

Niveau du sol schématisé issu de la banque de données de navigation du FMS.

T

Vitesse verticale cible sélectionnée par le pilote

RADIO

200

R

Indication numérique correspondant à la hauteur de décision radioaltimétrique en approche présélectée par l’équipage

Vitesse verticale actuelle (analogique)

AF

Index de minimum de descente affiché par le pilote. Il peut s’agir d’une altitude barométrique de décision (DA) ou d’une altitude barométrique minimale de descente (MDA) en fonction du type d’approche.

Altitude actuelle en pieds

D


Bande de hauteur : ambre pour 0ft < h < 500ft, blanc pour 500ft < h < 1000ft

Vitesse verticale actuelle (numérique) Calage altimétrique utilisé en pouces de mercure (IN) ou en hectopascals (HPA). L’indication STD signifie que le pilote a appelé le calage standard mémorisé. L’indication L signifie que les automatismes de conduite (pilote automatique, directeur de vol) utilisent la centrale aérodynamique gauche (Left) comme référence d’altitude.

Partie basse du PFD – Informations de cap et de route

Avec un cap sélectionné par l’équipage

1 2 3 4 5 6 7

: : : : : : :

Avec une route sélectionnée par l’équipage

Index de cap actuel, ici cap 120°. Symbole de route sélectionnée (si le pilote a sélectionné une route), ici route 113°. Symbole de route actuelle, ici route 113°. Rappel du cap (Heading) ou de la route (Track) sélectionné par le pilote. Lettre indiquant la nature de l’information cible : cap (H) ou route (T). Symbole de cap sélectionné (si le pilote a sélectionné un cap), ici cap 135°. Indication du nord de référence : magnétique (MAG) ou vrai (TRU).

10


Alarmes et drapeaux Ils indiquent la perte de l’élément mentionné en ambre. Noter que l’affichage en question est totalement supprimé pour que le pilote ne soit pas tenté d’utiliser un affichage erroné. Perte des informations DME associées à l’ILS utilisé

Perte du Flight Path Vector (voir plus loin)

Vitesse cible invalide

Panne du directeur de vol

Affichage du domaine de vol (Vmin, Vmax) impossible

Perte du faisceau d’alignement de descente (glideslope) de l’ILS

Vitesse de décollage non-insérées ou non valides Perte des informations de vitesse verticale

AF

T

Perte des informations de vitesse

Perte des informations de hauteur du radioaltimètre

Perte des informations de cap

Le FMS ne fournit pas d’information concernant l’altitude du terrain de destination

Perte des informations d’attitude

R

Perte du faisceau d’alignement latéral (localizer) de l’ILS

Perte des informations d’altitude

D

Présentations typiques du PFD en fonction des phases de vol

Au décollage

En montée

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T

En descente

R

AF

En croisière

D



En approche finale

A l’atterrissage

Nota : Le PFD décrit ci-dessus est celui du Boeing 777. Il a été choisi pour cet ouvrage car les codes couleur retenus par les règles de certification sont ceux de Boeing. C’est donc sur eux que peuvent porter les questions. Voyons maintenant quelle peut être la présentation des informations chez un autre constructeur (Airbus). L’A320 présenté ici a des commandes de vol électriques ce qui nécessite certains affichages particuliers.

10


et au sol avant le décollage

AF

T

PFD Airbus A320 en approche ILS

Symboles représentant l’inclinaison limite tolérée par les protections du domaine de vol (67°)

Position additionnée des minimanches (affichée au sol uniquement)

Affichage du FPV (Flight Path Vector) ou vecteur vitesse inertiel

D

Affichage des minima d’approche (DH->RADIO ou MDA->BARO) sur les PFD et pour le callout system1

R

Panneau de commande EFIS ECP (EFIS Control Panel) Exemple du Boeing 747-400 Affichage des altitudes en mètres

Affichage du calage altimétrique en hPa ou en in Hg. Possibilité d’afficher le calage STD et de présélecter un calage Partie PFD de l’ECP Partie ND de l’ECP (traitée plus loin)

1 : Les avions de ligne modernes sont équipés d’un système de synthèse vocale, le callout system qui, entre autres, annonce les hauteurs en approche finale et l’arrivée à la hauteur de décision (DH) ou à l’altitude minimale de descente (MDA).

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Exemple de l’Airbus A320 Partie ND de l’ECP (traitée plus loin)

Partie PFD de l’ECP Calage altimétrique sélectionné, STD est affiché si le calage standard (1013hPa) est commandé Sélecteur de calage : Couronne intérieure : sélection du calage Couronne extérieure : choix de l’unité : in Hg (pouces de mercure) ou hPa Touche FD permettant l’engagement du directeur de vol Touche ILS commandant l’affichage des écarts ILS sur le PFD

AF

T

A l’opposé du PFD, un large choix pilote permet des présentations différentes complétées de données très variées. Le ND présente une image en couleur du déroulement du plan de vol. Voyons d’abord les commandes ND de l’ECP (EFIS Control Panel) avant de passer aux différentes présentations du ND.

Clé permettant d’ajouter à l’affichage ND une aiguille orientée par le récepteur VOR Left ou ADF Left dans tous les modes sauf PLAN.

R

Panneau de commande EFIS ECP (EFIS Control Panel) Exemple du Boeing 747-400

Sélecteur de mode d’affichage ND et touche CTR (Center), voir cidessous Partie PFD de l’ECP

Partie PFD de l’ECP Partie ND de l’ECP Sélecteur d’échelle pour la carte du mode MAP ou du mode PLAN.

D


2. Le ND (Navigation Display)

Touches permettant l’affichage d’informations supplémentaires voir ci-après

Touche TFC (Traffic) permettant d’afficher les autres avions grâce au système TCAS dans tous les modes sauf PLAN.

Exemple de l’Airbus A320 Partie ND de l’ECP Touches permettant l’affichage d’informations supplémentaires en modes ROSE NAV, ARC et PLAN Sélecteur de mode ND Sélecteur d’échelle ND


10


 Indication du cap / de la route Sur le PFD, le cap est toujours l’élément de référence affiché puisque c’est une information de pilotage. Par contre, sur le ND, la référence peut être le cap ou la route. Ce choix de référence peut être au choix du pilote ou bien de l’exploitant au moment où il passe commande au constructeur. Les indications de cap / de route sont visibles dans tous les modes sauf PLAN dans certains cas. Référence cap (HDG)

Référence route (TRK) Nord de référence magnétique (MAG) ou vrai (TRU)

Cap Route

AF

T

A gauche, le cap est la référence : le triangle reste immobile, c’est la ligne blanche représentant la route qui se déplace en fonction du vent. A droite, la route (trajectoire sol) est la référence et c’est le triangle qui se déplace.

 Sélecteur de mode ND

D

R

La touche CTR (Center) permet, dans les modes APP, VOR et MAP de passer d’une présentation où l’avion est en bas de l’écran avec une rose des caps partielle, mode dit « expanded » ou « arc » à un positionnement de l’avion au centre de l’écran associé à une rose des caps complète, mode dit « full », « center » ou « rose » et vice versa.

ND en mode expanded ou arc…

et en mode full, center ou rose

 Position APP (Approach) ou ILS Dans cette position, le pilote dispose d’un affichage de type HSI sur lequel on retrouve le poignard orienté en fonction du « course » sélectionné (généralement l’axe d’approche). Une barre d’écart est associée et indique l’écart angulaire de l’avion par rapport à l’axe localizer. L’écart par rapport au glideslope est indiqué sur le côté droit. Il est possible de superposer à cet affichage les informations du radar météo (Touche WXR), du TCAS (Touche TFC) et de l’EGPWS (Touche TERR) uniquement en mode expanded APP.

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Mode Expended Approach Cap (HDG) magnétique (MAG) 238° également indiqué par le triangle blanc. La route sol est indiquée par la ligne blanche Informations affichées dans tous les modes : Vitesse sol (GS) Vitesse vraie (TAS) Vent : Provenance par rapport au nord vrai, Force et vecteur vent.

Symbole de route sol sélectée2. La ligne magenta représente le course sélecté pour l’approche

Symbole d’écart glideslope. Les deuxièmes points représentent un écart de 0,5° Maquette avion

AF

T

Message TFC indiquant que les informations TCAS sont superposées

Ecart localizer. Les deuxièmes points représentent un écart d’environ 2,5°

1 : Les récepteurs VOR, ILS, DME et ADF des avions de dernière génération sont capables d’identifier eux-mêmes les indicatifs morses des balises !

R

2 : Le pilote peut sur les avions de dernière génération, au choix, sélectionner une route ou un cap cible pour le pilote automatique et le directeur de vol. Dans le cas d’un cap, il sera représenté ainsi : Mode Full Approach

D


Arcs de distance TCAS/Radar Météo/EGPWS

Informations du récepteur VOR/ADF Left : fréquence ou indicatif si décodé et distance DME si disponible

Récepteur ILS utilisé suivi de la fréquence ou de l’indicatif s’il a été décodé1. Course ILS et distance DME si une balise DME est coimplantée.

Cet affichage est identique au mode expended approach à ceci près qu’il présente une rose complète.

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 Position VOR Dans cette position, le pilote dispose d’un affichage de type HSI sur lequel on retrouve le poignard orienté en fonction du « course » sélectionné (QDM ou QDR de la balise sélectionné par le pilote). Une barre d’écart est associée et indique l’écart angulaire de l’avion par rapport à l’axe VOR. L’écart par rapport au glideslope est supprimé. Il est possible de superposer à cet affichage les informations du radar météo (Touche WXR), du TCAS (Touche TFC) et de l’EGPWS (Touche TERR) uniquement en mode expanded VOR. Une indication TO/FROM analogue au HSI est présentée soit par une flèche soit en clair. Récepteur VOR utilisé suivi de la fréquence ou de l’indicatif s’il a été décodé. Course VOR et distance DME si une balise DME est coimplantée.

D

R

AF

T

Mode Expanded VOR

Symbole de cap sélecté. La ligne magenta représente le course sélecté au récepteur VOR

Symboles d’écart VOR La dernière graduation correspond à un écart angulaire de 10° Indication TO en clair

Mode Full VOR

Indications TO fléchée et en clair

TO


10


 Position NAV Dans cette position, le pilote dispose d’un affichage de type HSI sur lequel on retrouve le poignard orienté en fonction du segment de route FMS ou inertiel actif. Une barre d’écart est associée et indique l’écart de route latéral de l’avion (XTK : Cross Track Error) par rapport à la route. ECP du Boeing 737-300 L’écart par rapport au glideslope est supprimé. Il est possible de superposer à cet affichage les informations du radar météo (Touche WXR), du TCAS (Touche TFC) et de l’EGPWS (Touche TERR) uniquement en mode expanded NAV. Il n’y a pas d’indication TO/FROM puisqu’on se dirige toujours vers le « waypoint TO ». Il est à noter que cette position a souvent disparu car le mode MAP est beaucoup plus utilisé. Toutefois, il subsiste sur certains avions comme certains B737.

T

Distance horizontale et nom du prochain point de la route

AF

Cap sélectionné

Informations de vent : Vecteur, provenance par rapport au nord vrai et force.

R

Route cible vers le prochain point

D


Mode Expanded NAV

Rappel du mode ND : NAV

Mode Full NAV

Route magnétique actuelle Heure estimée d’arrivée au prochain point Vitesse sol Symbole de cap actuel Gisement du prochain point

Barre d’écart latéral. Un point représente 2NM d’écart latéral à la route.

10


 Position PLAN Ce mode n’est pas utilisé pour naviguer mais pour vérifier la cohérence du plan de vol inséré dans le FMS : le pilote utilise ce mode au sol pour vérifier la cohérence de la trajectoire de départ et de croisière et en fin de croisière afin de confirmer les routes d’arrivée, d’approche et d’approche interrompue. Deux versions existent : la première, d’ancienne génération, combine une partie haute identique au mode Expended Map et une partie basse orientée par rapport au nord vrai ; la seconde est une nouvelle version uniquement dédiée à la vérification du plan de vol et donc totalement orientée par rapport au nord vrai.

Mode Plan d’ancienne génération

AF

T

Partie haute identique au mode Expended Map orientée au cap ou à la route avion.

Piste imagée

D

R

Route active

Partie basse orientée au nord vrai et centrée sur un point de la route. Le pilote peut, via une action au MCDU (interface de contrôle du FMS), faire défiler le plan de vol de point à point. Attention, la position avion n’est pas visible ici !

Mode Plan de nouvelle génération

Sur ce mode plan de nouvelle génération, on visualise des cercles de distance, la carte est, comme ci-dessus, centrée sur un point de la route (ici OL-2) et la position de l’avion est visible. La carte est orientée au nord vrai.

10


 Position MAP, ARC ou ROSE NAV Dans cette position, le pilote dispose d’une carte défilant par rapport à une maquette avion fixe située au bas de l’écran en mode Expanded MAP ou ARC et située au centre de l’écran en mode full MAP ou rose NAV.

Mode Expanded MAP


AF R

Repère de distance Le sélecteur d’échelle de l’ECP est ici sur 20NM

T

Informations affichées dans tous les modes : Vitesse sol (GS) Vitesse vraie (TAS) Vent : Provenance par rapport au nord vrai, Force et vecteur vent

D


Il est possible de superposer à cet affichage les informations du radar météo (Touche WXR), du TCAS (Touche TFC), de l’EGPWS (Touche TERR), la position des balises radio Panneau de commande EFIS (ECP) connues de la banque de données de navigation (Touche STA), des points de route (Touche WPT), des aéroports à proximité (Touche ARPT), de données supplémentaires concernant la route (Touche DATA) et d’éléments concernant l’élaboration de la position FMS (Touche POS).


Repère de distance Le sélecteur d’échelle de l’ECP est ici sur 20NM Position trend vector : Indique la position calculée de l’avion dans 30, 60 et 90 secondes en fonction de l’inclinaison et de la vitesse sol.

Informations concernant le prochain point de la route « waypoint TO » :  Nom  Heure estimée d’arrivée  Distance horizontale au point Route FMS active Waypoint TO Position trend vector1 Piste schématisée Informations du récepteur VOR/ADF Right

Mode Full MAP

Aiguille VOR/ADF Right. L’aiguille double est toujours liée au récepteur VOR/ADF 2 ou droit.

Aiguille VOR/ADF Left. L’aiguille simple est toujours liée au récepteur VOR/ADF 1 ou gauche.

10


 Informations superposables sur le ND Touche WXR La touche WXR (Weather) permet de superposer l’image du radar météo à l’affichage ND en modes expanded APP, expanded VOR, expanded MAP et full MAP. Ceci permet de matérialiser facilement la position des nuages et ainsi de les éviter au besoin. Quand la touche WXR est pressée, l’indication WXR (ou WX + T si on affiche aussi les turrbulences) apparait accompagnée de l’angle de calage de l’antenne du radar météo sélectionné par le pilote, le TILT. On a ici un TILT de -3°. Les masses nuageuses sont représentées en fonction de leur activité du vert au rouge. Les turbulences sont dessinées en magenta.

T

Touche STA

AF

La touche STA (Stations) commande l’affichage sur la carte des balises de radionavigation connues de la banque de données de navigation du FMS (Flight Management System) dans les modes MAP uniquement. Le label STA s’affiche quand la fonction est sélectionnée.

R

Balise VOR/DME contenue dans la banque de données du FMS

D

Balise VOR/DME contenue dans la banque de données du FMS et réglée sur l’un des récepteurs de l’avion Chez certains constructeurs, Boeing par exemple, seuls les VOR et DME sont indiqués. Symboles affichables :

VOR seul

DME ou TACAN seul VOR/DME ou VORTAC Touche WPT La touche WPT (Waypoints) commande l’affichage sur la carte des points de navigation connus de la banque de données de navigation du FMS (Flight Management System) dans les modes MAP. Ces points étant très nombreux, leur affichage n’est obtenu que pour une échelle sélectionnée faible.

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Touche ARPT La touche ARPT (Airports) commande l’affichage sur la carte des aéroports connus de la banque de données de navigation du FMS (Flight Management System) dans les modes MAP.

AF

La touche DATA (Données sur la route) affiche les heures estimées de passage à chaque point de la route FMS active et les contraintes d’altitude éventuelles associées dans les modes MAP.

T

Touche DATA

R

Par exemple ici le FMS indique qu’au point PO615, l’avion doit passer à 11000ft ou plus (A = Above) et l’heure estimée de passage est 1241Z.

D


Par ailleurs, sur certains avions, des aéroports de dégagement possibles sont affichés en permanence.

Touche POS La touche POS (Position) met en évidence les moyens d’élaboration de la position FMS : position avion calculée par le GPS, positions élaborées par les centrales inertielles et balises sol utilisées pour le recalage de position avec leurs radiales. Balise VOR/DME utilisée pour le recalage de la position FMS et tracé de la radiale Position élaborée par la centrale inertielle Position GPS La position FMS est représentée par la tête du triangle blanc.

10

10


Touche TFC (Traffic) Les éléments concernant le TCAS sont développés plus en détails dans le chapitre idoine. Une pression sur la touche TFC affiche les avions environnant ainsi que les altitudes relatives si elles sont disponibles. TRAFFIC

En cas d’avis de trafic (TA : Traffic Advisory) ou de résolution (RA : Resolution Advisory), ces éléments sont toujours affichés que la touche TFC ait été sélectionnée ou pas.

T

-02

AF

On a ici un RA indiqué par le message TRAFFIC rouge et le trafic conflictuel est présenté

Touche TERR (Terrain)

GS 408 TAS 408

HDG

140

MAG

ABC 1239.0z 1.2 NM

D

R

Une pression sur la touche TERR affiche le relief environnant issu de la banque de données de l’EGPWS (Enhanced Ground Proximity Warning System) également appelé TAWS (Terrain Awareness Warning System) corrélée à la position FMS. Ce système peut générer des alarmes par rapport à du relief en face de l’avion. Touche TERR pressée Obstacle ou relief le plus élevé affiché Obstacle ou relief le moins élevé affiché

DEF ABC

Attention, cet affichage n’est pas compatible avec celui du radar météo. Quand une alarme TERRAIN est générée, elle prend la priorité à l’affichage par rapport au radar météo.

10


T

AF

Présentations particulières de la route FMS sur le ND

R

Différentes présentations sont utilisées pour informer le pilote sur l’état de la route FMS présentée. Chez Boeing, constructeur ayant repris à la lettre le code couleur des règles de certification, la route active est présentée en magenta. La route en cours de modification est en blanc pointillé et la route en cours d’insertion mais non-encore activée est en bleu pointillé. Chez d’autres constructeurs, de nombreuses autres variantes existent. Voyons quelques exemples existant chez Airbus :

D


Code couleur utilisé :

Trajectoire d’approche interrompue (bleu)

Route active (vert)

Route dégagement (bleu pointillé)

10

Plan de vol secondaire (blanc)

AF

Plan de vol primaire actif (vert)

T


Trajectoire à suivre en cas de panne moteur (jaune)

Visualisation de points / représentations conditionnels calculés par le FMS On parle de points conditionnels pour désigner les points dont la position est fluctuante en fonction de calculs effectués par le FMS.

D

R

On peut trouver notamment le point de fin de montée (T/C top of climb), le point de début de montée en croisière ascendante (S/C step climb), le point de début de descente (T/D top of descent) les points de décélération, d’interception d’axe, la position prévue à une heure demandée par le pilote ou au passage d’une certaine altitude etc… Le pilote a demandé l’indication par le FMS sur la carte du point de la route où l’avion sera à 13h47 zulu Le top of climb (T/C) est le point où le FMS a calculé que l’avion atteint le niveau de vol de croisière prévu. C’est une information moyennée dans le temps. Le pilote a demandé l’indication par le FMS sur la carte du point de la route où l’avion sera à au FL300.

1347z

T/C

FL300

Altitude range arc Indique, en fonction de la vitesse sol et de la vitesse verticale, la position où l’altitude cible affichée par le pilote au panneau de commande du pilote automatique sera atteinte. C’est une information instantanée.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Symbole de cap actuel : Symbole de route sol actuelle : Symbole de cap ou de route sélectionnée :

Le pilote a placé l’avion à un cap adapté pour s’établir sur la route FMS active. Il sélectionne le mode NAV du pilote automatique qui permet de suivre la route.


Le top of descent (T/D) est le point idéal de début de descente afin de réaliser une descente optimisée, généralement avec les moteurs au ralenti vol sur un jet.

Le FMS présente alors au pilote le point d’interception de la route et la trajectoire prévue.

AF

Autres informations affichables Symbole de cap actuel :

D

R

Symbole de cap ou de route sélectionnée :

Route sol instantanée

T

XTK : Ecart de route latéral

Informations concernant le prochain point de la route, « waypoint TO » :  Nom, route pour rejoindre le point  Distance horizontale  Heure estimée d’arrivée Contraintes d’altitude FMS sous forme de plage de niveaux de vol entre lesquels il faut passer Route FMS active mais non suivie par le pilote automatique/directeur de vol


On peut constater que sur l’exemple de l’Airbus A320 ci-dessus, les symboles utilisés sont différents de ceux vus précédemment mais les informations présentées sont sensiblement les mêmes. L’écart de route latéral (XTK) est indiqué dès qu’il devient significatif il est ici de 0,5 NM gauche. On peut constater que la représentation de la route permet ici de savoir si les automatismes la suivent ou pas !

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Représentation de l’écart vertical par rapport au plan de descente calculé par le FMS On appelle également cette symbologie VTK (Vertical Track) ou VNAV Path Pointer. Le FMS calcule une trajectoire de descente optimisée qui permet une descente avec les moteurs au ralenti vol. Cette symbologie se lit comme un indicateur glideslope ILS. Les extrémités de l’échelle représentent ± 400ft d’écart. Quand l’index est en butée, la valeur numérique de l’écart est indiquée. Sur d’autres avions, cette information est visible sur le PFD. Coin inférieur droit du ND Tracé d’une radiale VOR

AF R

Indicatif du VOR sélectionné décodé automatiquement par le récepteur et distance DME. Ce sont des informations « raw data » car elles ne sont par traitées par le FMS

T

Radiale 280° sélectionnée par le pilote via sa commande course. Elle se trace alors automatiquement. Balise VOR réglée sur le récepteur et placée sur la carte par le FMS. Aiguille indiquant le relèvement de la balise à partir des informations du récepteur VOR. C’est une information dite « raw data » car elle n’est par traitée par le FMS.

D

Tracé d’une radiale et d’un cercle de distance par rapport à un point quelconque On a souhaité ci-dessous tracer un cercle de 61 NM de rayon et la radiale 018° du point SEPAL connu de la banque de données de navigation du FMS. Certains avions offrent possibilités de visualisation.

ces

Pour les commander, le pilote intervient sur une page nommée FIX (point) dans l’interface de commande du système de gestion du vol, le MCDU (Multipurpose Control and Display Unit). Point sélectionné Cercle de distance à 61NM Radiale 018° sélectionnée

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Alarmes et drapeaux Information de cap indisponible

Pannes du radar météo

Panne du DME L ou R en mode VOR ou APP.

Carte indisponible en mode MAP Ecart par rapport au plan de descente calculé FMS indisponible

Panne du récepteur ADF R

T

Panne du récepteur ADF L Panne du récepteur VOR L Panne du DME L

Autres messages rencontrables :

MAP RANGE DISAGREE

Panne du récepteur VOR R Panne du DME R

Panne du récepteur localizer ILS en mode APP.

La quantité de données à afficher dépasse la capacité maximale.

R

EXCESS DATA

AF

Panne du récepteur VOR L ou R en mode VOR.

WXR RANGE DISAGREE

D


Panne du récepteur glideslope ILS en mode APP.

TERR RANGE DISAGREE

L’échelle de la carte affichée est en désaccord avec celle sélectionnée par le pilote. L’échelle de l’image radar météo affichée est en désaccord avec celle sélectionnée par le pilote. L’échelle de la représentation du relief affichée est en désaccord avec celle sélectionnée par le pilote.

E – EICAS / ECAM

Il s’agit, en fonction des constructeurs de l’Engine Indication and Crew Alerting System ou de l’Electronic Centralized Aircraft Monitoring system. Dans les deux cas, l’objectif est de présenter aux pilotes :  Les paramètres moteur principaux sur l’écran supérieur.  Les messages d’alarme et mémo sur l’écran supérieur.  Des synoptiques présentant un système particulier de l’avion sur l’écran inférieur.  Une page dite « status » sur laquelle on trouve un état global de l’avion : systèmes en panne, limitations et procédures associées sur l’écran inférieur.

 Les checklists normales et anormales sur les avions de dernière génération.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques 1. L’E/WD (Engine/Warning Display) ou Upper EICAS Paramètres moteur gauche

Paramètres moteur droit Limite de poussée actuelle

Indicateurs N1 Température des gaz d’échappement (EGT) Indicateurs N2 Débit carburant (Fuel Flow) Position actuelle des volets et schématisation de l’aile.

Carburant total à bord (Fuel On Board) Zone dédiée aux checklists, messages d’alarmes et mémo

T

On a ici la checklist décollage Les items en bleu sont encore à effectuer alors que ceux en vert sont faits.

Position manette actuelle

D

R

AF

E/WD A320

Messages mémo (verts) Messages indiquant un état anormal, la panne d’un système (ambre) ou encore une suggestion d’atterrissage au plus vite (LAND ASAP rouge) ou rapidement (LAND ASAP ambre).

Intitulé de la panne

Suggestion d’atterrir rapidement : Land as soon as possible ambre. Pannes secondaires : la panne du moteur 1 a ici des conséquences sur les systèmes électrique et hydraulique.

Actions à effectuer qui s’effacent à mesure qu’elles sont faites. Flèche verte indiquant que d’autres lignes existent mais ne peuvent être affichées par manque de place. Test de la configuration avion avant le décollage

Panneau de commande ECAM Annulation d’une alarme intempestive et répétitive

Rhéostat de luminosité de l’Engine / Warning Display

Touche recall qui permet de rappeler les messages d’alarme effacés

Rhéostat de luminosité du System Display Touches clear permettant d’effacer un message d’alarme déjà traité par l’équipage

10


Limitation de poussée automanette actuelle (D-TO) et température fictive insérée par l’équipage.

Température totale Indicateurs N1 (pour plus de détails, voir le chapitre automanette) Température des gaz d’échappement (EGT)

Position du train d’atterrissage.

T

AF

Upper EICAS B777 – Affichage normal

Message d’alarme de type warning. Le carré blanc indique qu’un checklist électronique existe pour ce message. Message advisory

R

Paramètres moteur secondaires affichés sur l’écran supérieur en cas d’indisponibilité de l’écran inférieur et de valeur incorrecte d’un ou plusieurs paramètres.

Carburant total à bord Température carburant

Message caution Message textuel ATC Message mémo Première page de messages affichée

D


Position des volets.

Indication qu’un paramètre secondaire moteur est anormal Un nouveau message est présent en page status

Upper EICAS B777 – Affichage compacté

Panneau de commande EICAS

La touche recall du panneau de commande EICAS vient d’être pressée

Touche cancel / recall permettant d’effacer les messages un par un, sauf les messages rouges warning. Quand tous les messages sont effacés, une pression supplémentaire les réaffiche tous.

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques 2. Le SD (System Display) ou Lower EICAS Contrairement à l’E/WD qui ne peut présenter qu’un seul type d’image, l’écran inférieur ou SD propose au pilote un large choix :  Page status donnant une idée de l’état global de l’avion  Synoptiques systèmes  Page croisière (cruise) présentant sur certains avions les paramètres secondaires moteur et de la pressurisation  Checklists normales et anormales  Communication textuelle avec le contrôle aérien  Image donnée par les caméras de l’avion La sélection de ces différentes pages se fait soit manuellement suite à une sélection du pilote sur le panneau de commande ECAM/EICAS, soit automatiquement en fonction de la phase de vol ou dans le cas d’une panne. A titre de référence, notamment pour l’examen, voici ci-après les listes des pages SD disponibles : A320 B777

T

 Exemple de l’A320

Engines, Status, Electrical, Hydraulic, Fuel, Air, Door, Gear, Flight Controls, Cameras, Checklists, Communications, Navigation

AF

Engines, Bleed, Pressurisation, Electrical, Hydraulic, Fuel, APU, Air Conditioning, Doors, Wheel, Flight Controls, Status, Cruise

D

R

Panneau de commande ECAM Touches de sélection des pages systèmes et status Quand une page est affichée, un voyant lumineux apparaît sur la touche correspondante.

Page ECAM STATUS Liste des systèmes en panne

Limitations à appliquer

Procédures à appliquer

Informations supplémentaires Températures totale (TAT) et statique (SAT)

Masse totale actuelle de l’avion (gross weight) Heure UTC

SD A320

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Page ECAM CRUISE Paramètres moteur secondaires : Fuel Used (Carburant consommé depuis la mise en route)

Quantité d’huile (en US quarts)

Vibrations

Paramètres de la pressurisation

T

Températures dans les différentes zones de l’avion

R

AF

Eléments affichés en permanance

Page ECAM FUEL

D

Robinet coupe-feu moteur 1

Pompe carburant basse pression en fonctionnement et sans débit

Avec débit En panne ou manuellement coupée Débit carburant total Carburant total à bord Fuel On Board Ecart de température par rapport à l’atmosphère standard

Carburant consommé depuis la mise en route par le moteur 2. Carburant consommé depuis la mise en route par les deux moteurs Vanne d’intercommunication Quantité de carburant dans le réservoir extérieur Température carburant Quantité de carburant dans le réservoir intérieur Quantité de carburant dans le réservoir central

10


 Exemple du B777

Panneau de commande EICAS Sélection de l’écran sur lequel les pages sont affichées : intérieur gauche, droit ou inférieur. L’écran inférieur est normalement utilisé alors que les deux autres sont dédiés à l’image ND sauf en cas de panne.

Touches de sélection des pages à afficher sur l’écran sélectionné grâce aux touches ci-dessus.

Affiche l’image ND sur l’écran sélectionné

Affiche les images des caméras sur l’écran sélectionné.

T

Affiche les pages de communication avec le contrôle aérien (voir chapitre communication systems)

AF

On constate que chez Boeing, la page STATUS (ci-après) ne donne que partiellement une idée de l’état général de l’avion par rapport à ce qui est présenté chez Airbus. On trouve les informations suivantes :

Paramètres des circuits hydrauliques : quantité de liquide et pression.

R

Page EICAS STATUS

D


Affichage des checklists sur l’écran sélectionné

Messages status Ces messages ne nécessitent généralement pas d’action de l’équipage, ils sont plutôt destinés à la maintenance

Paramètres du groupe auxiliaire de puissance (APU : auxiliary power unit) Quantité d’oxygène disponible pour l’équipage technique

Page 1 affichée. Il existe d’autres pages de messages

10


Page EICAS ELEC Alternateur APU

Relais de couplage ouvert Groupe de parc

Relais de couplage fermé Bus AC Left Principale Délestage automatique Alternateur droit débitant

Alternateur gauche ne débitant pas

T

CSD décraboté Paramètres de la batterie APU

AF

Paramètres de la batterie principale

R

Générateurs de secours

Page EICAS Checklist – Checklist normale

D

Curseur équivalent à la flèche de la souris d’un ordinateur

Case à cocher par le pilote

Item automatiquement coché par le système qui détecte la position de la commande.

Affiche la checklist normale suivante

Saute l’item Saute l’ensemble de la sélectionné, il apparait checklist alors en cyan

Remet la checklist à zéro : toutes les cases à cocher sont décochées

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Page EICAS Checklist – Checklist anormale

Page visualisée

Curseur sélectionnant la page suivante

T

AF

 Traitement d’une panne à l’aide de l’ECAM

Exemple d’une surchauffe du liquide hydraulique à son retour à la bâche. Sur l’auvent, le voyant MASTER CAUTION s’allume

R

L’alarme sonore correspondante retentit (gong monocoup)

Sur l’E/WD, le titre de la panne apparaît accompagné des actions à accomplir :

D


Note opérationnelle

Sur le SD, la page concernée apparait automatiquement et le message OVHT (overheat – surchauffe) apparait à côté de l’indicateur de quantité de liquide hydraulique.

10


Au panneau de plafond, le bouton poussoir à actionner est identifié par un voyant ambre FAULT. A noter que dans la majorité des cas, l’ECAM automatiquement, c’est à l’équipage de la faire.

ne

traite

pas

la

panne

F –Reconfiguration des écrans en cas de panne

AF

T

Sur l’immense majorité des avions équipés d’écrans, des transferts sont possibles en cas de panne d’écrans :

R

Les transferts indiqués en vert sont automatiques : en effet, on a considéré que le PFD est prioritaire sur le ND et que l’E/WD est prioritaire sur le SD. Ainsi, quand le PFD tombe en panne par exemple, son image est automatiquement transférée sur le ND.

D

Il est possible de récupérer manuellement les images ND et SD perdues par une action sur les commandes appropriées. En cas de panne d’un générateur de symboles et non des écrans on obtient ceci :

Sur cet exemple de l’A320 où il y a 3 générateurs de symboles (DMC : Display Management Computer), le DMC 1 affiche les images PFD et ND de la place gauche et l’E/WD, le DMC 2 affiche les images PFD et ND de la place droite et le SD ; le DMC 3 étant en attente. On identifie la panne du DMC et non des écrans car une mire (ligne oblique) est tracée sur les écrans ne recevant plus de signal du DMC.

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Noter que comme l’image E/WD est prioritaire sur l’image SD, elle est automatiquement transférée sur l’écran inférieur dont l’image est générée par le DMC 2. On peut récupérer les images perdues en sélectionnant le DMC 3. G – Présentation électronique des informations sur avion léger

T AF R D


Prenons l’exemple du système Garmin 1000 du Cessna Citation Mustang. A l’heure actuelle, ce système d’avionique équipe un très grand nombre d’avions légers.

10

10

D

R

AF

T



10 Instruments Intégrés Affichages Electroniques

I – Affichage électronique des informations Sur les avions anciens, chaque paramètre était présenté sur un instrument unique. Par exemple, il y avait un anémomètre, un altimètre, un horizon artificiel, un conservateur de cap etc… Avec l’augmentation du nombre des instruments il est apparu nécessaire de les regrouper de façon judicieuse pour limiter l’encombrement des planches de bord. De plus il est intéressant de réduire le « circuit visuel » des pilotes. • avec des instruments intégrés - ADI - HSI

« tête basse »

T

• avec des écrans électroniques - PFD - ND

• par projection sur le pare-brise - collimateur  « tête haute »

AF

- La visualisation « tête basse » ou VTB existe naturellement sur tous les avions ; en effet, le pilote doit « baisser » la tête pour lire ses instruments situés sur sa planche de bord. C’est vers la fin des années 50 avec l’avènement généralisé des réacteurs que les premiers instruments intégrés font leurs apparitions. Ce sont des instruments électromécaniques appelés : Attitude Director Indicator

HSI

Horizontal Situation Indicator

RMI

Radio Magnetic Indicator

R

ADI

Ils regroupent de façon judicieuse une quantité d’informations pour le pilotage et la navigation.

D


Actuellement, on peut résumer la présentation des informations de 3 façons différentes :

L’évolution importante des technologies fait apparaître au début des années 80 la transformation des instruments intégrés vers des écrans électroniques. Cette mutation s’accompagne du concept du « tout à l’avant » (pilotage à 2 pilotes). L’ADI plus complet devient le PFD (Primary Flight Display) et le HSI devient le ND (Navigation Display). Ces EFIS pour Electronic Flight Instrument System sont complétés par la présentation et la surveillance des systèmes avion qui est baptisé ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitor chez Airbus) ou encore EICAS (Engine Indicating and Crew Alerting System chez Boeing et d’autres). - Sur certains avions, la VTB est complétée par une visualisation « tête haute » appelée VTH ou HUD pour Head Up Display. Cette visualisation permet de collimater les informations sur une vitre semi-réfléchissante en superposition avec l’environnement extérieur. Ce collimateur n’est utilisable qu’au décollage et pendant l’approche et l’atterrissage.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Il est très utilisé sur les avions de chasse mais peu utilisé sur les avions commerciaux bien que la tendance soit à l’augmentation de l’utilisation de ces technologies sur les avions de dernière génération (A380, A350, B787…).

II – Instruments Mécaniques Intégrés Les instruments des avions de cette génération sont tous mécaniques sauf le radar météo qui a son écran dédié. Il n’existe aucune intégration de plusieurs informations dans un seul instrument à quelques exceptions près (ADI, HSI, RMI vus ci-après). Exemples d’appareils :

D

R

AF

T

A300B, B707, B727, B737 (jusqu’au -200), B747 (sauf -400), DC9, DC10, L1011, MD80…

B747-200

10


AF

T

1 Silhouette fixe de l’avion 2 Sphère horizon 3 Echelle de tangage 4 Echelle de roulis 5 Echelle d’écart « glideslope » 6 Piste mobile 7 Echelle d’altitude (endessous de 200 ft) 8 Echelle localizer (expended) 9 Indicateur de virage 10 Bille 11 - Index de vitesse (Automanette) également appelé « œil de perdrix » 12 - Barre de tendance roulis 13 - Barre de tendance tangage 14 - Volet d’alarme attitude « ATT » 15 - Volet d’alarme directeur de vol « FD » 16 - Volet d’alarme « Glide Slope » 17 - Volet d’alarme piste mobile « RWY » 18 - Bouton d’essai horizon 19 - Lampe indicatrice de « hauteur de décision »

R

C’est l’instrument principal de pilotage. Il est situé au milieu de la partie supérieure des planches pilotes. Sur cet instrument on retrouve principalement : - Une sphère horizon derrière une maquette avion fixe ;

D


A – L’ADI : Attitude Director Indicator

- Les barres de tendance du directeur de vol (DV). Si le DV est sur OFF les barres sont effacées ; - Un indicateur de virage et une bille ; - En approche seulement, les écarts LOC et GS (si une fréquence VOR est sélectionnée, les index sont effacés). Les écarts LOC sont combinés avec la hauteur sonde (radioaltimètre) et imagés par la « piste mobile ». Le point LOC de l’ADI est équivalent à un ½ point LOC figuré sur le HSI (environ 0,75° si l’aiguille est sur la graduation). La piste mobile se déplace verticalement vers le haut en-dessous de 200 pieds seulement. Sur la représentation de l’ADI ci-dessus, l’avion est environ à 40 ft. - Sur le côté gauche figure un indicateur « SLOW-FAST » qui présente l’écart de vitesse par rapport à la vitesse cible sélectionnée par le pilote et affichée par un index mobile sur l’anémomètre (vitesse cible automanette) ; - L’ADI est complété par 4 drapeaux : ATT - FD - RWY (Runway pour le LOC et le radioaltimètre) et GS. En cas de panne de source de l’information ou de panne interne, le drapeau correspondant apparait. Etant donné les informations présentées, surtout en approche ILS, il est possible de se concentrer uniquement sur cet instrument pour le pilotage à court terme.

10


AF

T

B – Le HSI (Horizontal Situation Indicator)

D

R

1 - Silhouette fixe représentant l’avion 2 - Annonciateur de type d’information source « INS » ou « VOR/ILS » 3 - Rose des caps 4 - Index de cap 5 - Volet d’alarme information de cap (HDG) 6 - Annonciateur de nature du cap (MAG ou TRUE) en mode VOR/ILS cap magnétique MAG en mode INS cap vrai TRUE 7 - Annonciateur du numéro de source de donnée (INS ou récepteur VOR suivant : ) 1 ou 3 pour le HSI 1 ; 2 ou 3 pour le HSI 2 8 - Indicateur digital de distance au WAYPOINT TO (uniquement en mode INS) En VOR/ILS distance DME 9 - Indicateur digital de vitesse sol (toujours utilisé) 10 Echelle de dérive

11 - Lampe « ALERT » - Ne s’allume qu’en mode INS à l’approche du prochain WAYPOINT 12 - Index de cap sélectionné (inutilisé en mode INS, se place en position basse dans ce cas) 13 - Index d’écart « Glideslope » 14 - Volet d’alarme « Glideslope » 15 - Index de sélection de route VOR, QFU ILS, ou INS 16 - Barre de déviation en mode « VOR/ILS », part en butée mécanique au-delà de 10° VOR ou 2,5° LOC environ; en mode « INS », un XTK de 7,5 NM se traduit par un écart de 2 points. Si le XTK augmente, la barre se stabilise aux environs du 2ème point 17 - Volets d’alarme RAD, INS, NAV (normalement noir) 18 - Indicateur de route et de dérive 19 - Volet TO/FROM

Cet instrument concerne surtout la navigation et la radionavigation. Sur les avions équipés de centrales à inertie, le HSI a 2 modes de fonctionnement : INS ou VOR/ILS. Un inverseur généralement situé sur l’auvent permet de choisir le mode désiré.


Mode INS : (voir également dans le chapitre INS la visualisation des paramètres de navigation sur le HSI). Les principaux paramètres représentés sur le HSI sont : - Le cap qui est orienté par rapport au Nord vrai. L’inscription « TRUE » apparaît audessus de la rose ; - La dérive d’où l’information de route vraie ; - Le « poignard » qui représente l’orientation du plateau tournant est automatiquement calé sur la route désirée DSRTK ; - La barre de déviation indique l’écart de route latéral ou XTK qui est une distance à la route insérée dans l’INS; - La maquette fixe au centre du plateau permet d’avoir la représentation imagée de l’avion par rapport à la route INS ;

- L’index GS est effacé ainsi que le drapeau associé ;

T

- La distance au WPT TO.

AF

Les indications de la vitesse sol (GROUND SPEED) et de la dérive sont toujours indiquées (en mode radio ou INS).

Mode RADIO :

R

Sur certains avions, le HSI peut être connecté sur des informations GPS.

Les principaux paramètres représentés sur le HSI sont : - Le cap qui est orienté par rapport au Nord magnétique. L’inscription « MAG » apparaît au-dessus de la rose ;

D


- Le TO-FROM est toujours en TO si le sélecteur de mode du CDU-INS est sur « AUTO » ;

- La vitesse sol et la dérive issues d’une INS sont toujours indiquées ; - L’index de sélection de route « poignard » qui représente l’orientation du plateau tournant est la répétition du « COURSE » affiché au panneau de commande VOR/ILS : • Si une fréquence VOR est affichée, c’est la route radio, QDM, QDR ou autres. Le TO/FROM est activé ; • Si une fréquence ILS est affichée, c’est l’axe d’approche de la piste utilisée qui est imagé. Le TO/FROM est automatiquement effacé ; - La barre de déviation solidaire du plateau tournant indique un écart angulaire : • En VOR, c’est la différence entre le QDM ou QDR sélecté (COURSE) et le QDM ou QDR instantané. L’échelle est de 5 degrés par point, soit 10° d’écart quand l’aiguille est sur la dernière graduation ; • En LOC, l’écart n’est plus qu’à 1° environ par point. (La sensibilité angulaire dépend de la longueur de piste : le localizer est étalonné pour que 106m travers du seuil, l’aiguille soit sur la dernière graduation, un degré par point correspond à une piste de 2 800 mètres) ; - L’écart glide est indiqué dans la partie droite. Un point GS représente un écart angulaire de 0,25°; - Trois drapeaux assurent la validité des informations (HEADING, GS et NAV).

10

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques C – Le RMI (Radio Magnetic Indicator)

Distances DME en provenance des récepteurs DME1 et DME2 Index de cap Rose de conservateur de cap

Sélecteur de source d’information pour l’aiguille simple pointilée : récepteur VOR 1 ou ADF 1. Ici, VOR 1 est sélectionné

T

Sélecteur de source d’information pour l’aiguille double : récepteur VOR 2 ou ADF 2. Ici, ADF 2 est sélectionné

AF

Le RMI combine une rose des caps dont la source peut être gyroscopique, gyromagnétique ou inertielle avec des aiguilles indiquant basiquement le gisement de la balise reçue (angle entre l’axe longitudinal du fuselage et la provenance de l’onde reçue de la station).

D

R

Le fait que la rose soit orientée au cap de l’avion permet de lire directement des relèvements à la tête et à la queue de l’aiguille : relèvement de la station par l’avion (QDM) à la tête et relèvement de l’avion par la station (QDR) à la queue.

Planche de bord d’un avion de ligne « classique » : le Boeing 737-200


III – Instruments de pilotage et navigation électroniques A – Avions hybrides La visualisation des informations sur des écrans électroniques est apparue dans les années 80 avec l’arrivée de l’A310 chez Airbus et des 757 et 767 chez Boeing. En réalité, dans un premier temps, on rencontre des avions hybrides, car les écrans ne regroupent pas la totalité des informations. Les instruments électromécaniques et électroniques cohabitent. Souvent, on a dans un premier temps remplacé l’ADI et le HSI par des écrans présentant les mêmes informations enrichies, l’EADI (Electronic Attitude Director Indicator) et le EHSI (Electronic Horizontal Situation Indicator).

T AF R

On remarque une paire d’écrans supplémentaires au centre, le WD (Warning Display) à gauche qui permet de visualiser les différents messages d’alarme et d’information et le SD (System Display) à droite qui sert à afficher des synoptiques système (vue d’ensemble d’un système sélectionné).

D


Exemple 1 : l’Airbus A310

Exemple 2 : Le Boeing 767

10

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques On remarque une paire d’écrans supplémentaires au centre, il s’agit des écrans EICAS (Engine Indicating and Crew Alerting System). Leur rôle est de présenter les paramètres moteur et les alarmes de manière centralisée et hiérarchisée à l’équipage. Dans les deux exemples précédents, les écrans supplémentaires ne se contentent pas de remplacer les instruments classiques, ils permettent en plus d’alléger la charge de travail de l’équipage réduit à deux pilotes. Remarque : Les avions de cette génération ont souvent des écrans de tailles différentes rendant difficiles voire impossibles les transferts d’image en cas de panne d’écran. Dans certains cas, l’EADI et l’EHSI présentent des informations supplémentaires par rapport aux instruments classiques : EADI : FMA

(Flight

Mode

 Ruban de vitesse avec visualisation du domaine de vol, vecteur tendance de vitesse (speed trend vector), marquage des vitesses caractéristiques…

AF

 Indication de vitesse sol (GS) et/ou du nombre de Mach

T

 Présence du Annunciator)

EHSI :

R

Attention, on appelle PFD (Primary Flight Display) un écran qui présente l’ensemble du T basique et le FMA.

 Superposition du HSI et du RMI

D

 Mode MAP présentant une carte mobile centrée sur l’avion et orientée au cap (magnétique ou vrai) ou à la route de l’avion.  Mode PLAN présentant une carte centrée sur un point de la route insérée dans le FMS et orientée au nord vrai ou grille aux hautes latitudes. Ce mode est utilisé pour vérifier le plan de vol inséré.

B – Avions « glass cockpit » Il faut attendre la fin des années 80 pour avoir une présentation électronique complète avec l’A320 et le B747-400. Les avions hybrides sont encore présents aujourd’hui mais tendent à disparaitre. L’ensemble de l’instrumentation principale est présentée sur des écrans. C’est l’avènement du « Tout à l’avant » appelé FFCC Full Forward Crew Cockpit. Les planches de bord sont aussi appelées des « Glass Cockpit » du fait de l’importante surface occupée par les écrans sur la planche de bord. La présentation des informations sur des écrans est divisée en 2 parties fondamentales :

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques - les informations de pilotage et de navigation sont présentées sur les l’EFIS Electronic Flight Instrument System ; - la surveillance et la présentation des systèmes avion est assurée par l’ECAM Electronic Centralized Aircraft Monitor ou l’EICAS Engine Indicating and Crew Alerting System. Il subsiste sur les avions « Glass Cockpit » les moins récents des instruments de secours classiques (Horizon, Anémomètre, Altimètre).

T AF ISFD sur Boeing 737NG

R

Avant de passer à la réalisation sur avions, il est nécessaire de voir ou de revoir certaines technologies employées. C – Technologies employées

D


Sur les avions les plus récents, ces instruments de secours sont regroupés dans un seul petit écran (ISFD : Integrated Standby Flight Display ou ISIS : Integrated Standby Instrument System) avec son alimentation indépendante.

1. Tube cathodique ou CRT (Cathode Ray Tube)

Au départ, il est possible de faire l’analogie avec un tube de télévision. De la forme d'une grosse ampoule, le tube est doté à son extrémité de trois canons à électrons. Ces canons génèrent des faisceaux d'électrons orientés en direction de la face interne de l'écran de verre, grâce à un champ magnétique. Les électrons luminophores.

viennent

heurter

une

couche

d'éléments

phosphorés,

appelés

Ce sont des points organisés par groupes de trois: un rouge, un vert et un bleu. Cette triade forme un pixel (point lumineux élémentaire). Chaque canon envoie donc un faisceau d'électrons à un point de couleur déterminé. Tout impact provoque un scintillement coloré. En jouant sur l'intensité des impacts sur ces trois luminophores, on arrive à restituer toutes les nuances nécessaires à l'affichage des images.

10

AF

T


R

En pratique on utilise des écrans couleur.

Toutes les teintes sont obtenues à partir de 3 couleurs fondamentales : le rouge, le vert et le bleu.

D

Un système de convergence adapté et un masque sont ajoutés pour obtenir une image de la meilleure qualité possible. On utilise donc des écrans trichromes à masque (shadow mask). On appelle résolution le nombre de points lumineux ou pixels qu’un écran peut afficher. On l’exprime souvent sous la forme du produit du nombre de pixels par ligne multiplié par le nombre de pixels par colonne.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques - Format du tube : Il existe une grande variété de présentations suivant les emplacements disponibles. Les écrans sont carrés ou rectangulaires. Leurs dimensions varient entre 5 et 8 pouces (de 12 à 20 cm environ). Sur les avions de dernière génération, on utilise des écrans carrés de 8 pouces pour faciliter les échanges et les transferts.

T

AF

• Balayage trame : Celui-ci est utilisé pour les zones de surface relativement grande. C’est le cas, en particulier du fond coloré de la partie horizon, tous les « à plat », les images radar… Ce balayage est équivalent au balayage utilisé en télévision, mais uniquement sur des zones parfaitement définies.

R

Ci-contre, un PFD (Primary Flight Display) en balayage trame seul.

Balayage trame seul

D


- Balayage : Pour la télévision, on utilise un balayage horizontal ligne par ligne. En réalité pour présenter les informations, le dégradé de luminosité n’est pas nécessaire, mais il faut une très grande précision et une excellente finesse dans le tracé. En fait on utilise 2 types de balayages : cavalier et trame.

 Balayage cavalier : Le spot lumineux « dessine » les symboles comme le ferait un stylo. Ce balayage est utilisé pour tous les symboles, l’écriture, les noms, les valeurs numériques, les lignes…  Image résultante : Pour obtenir un dessin sur un fond de couleur autre que le noir, il faut alternativement dessiner tous les symboles de l’image puis tramer l’écran pour obtenir le fond coloré. La persistance rétinienne donne l’illusion d’une image unique. Balayage trame + cavalier

10


• Les images sont multiplexées c'est-à-dire que les deux balayages ont lieu successivement : cavalier puis trame mais comme ils sont très rapides, l’œil ne les perçoit pas et a l’illusion de voir une image complète en permanence.

T

Par contre pour l’ECAM/EICAS, la trame n’est pas nécessaire et le système de commande se met en attente afin de conserver une même structure d’image quelque soit le système (EFIS ou ECAM/EICAS).

AF

• Fréquence : Pour fabriquer une image complète, il faut donc 14,2 millisecondes. Il en résulte une fréquence de 70 images/seconde ou 70Hz à comparer avec la persistance rétinienne qui est d’environ 10Hz. Cette fréquence élevée permet d’éviter le scintillement des images (FLICKER). - Code couleurs sur écran :

• A partir des 3 couleurs fondamentales (RVB), une dizaine de couleurs sont retenues :

R

Rouge – Vert – Bleu – Orange – Jaune – Ambre – Cyan (bleu foncé lumineux) – (30 % de rouge, 85 % de vert, 65 % de bleu) Magenta (violet mauve) –

D

• Réglementation : Si une couleur fondamentale est en panne, toutes les couleurs doivent rester différentes (bien que modifiées). Couleurs standardisées : Rouge : pour les alarmes ou anomalies nécessitant une action immédiate de l’équipage ou pour indiquer une valeur à ne jamais dépasser. Ambre ou Jaune : pour les alarmes ou anomalies nécessitant d’avertir l’équipage mais pas d’action immédiate ou pour indiquer une plage de valeurs autorisée pour un paramètre mais pendant un temps limité. • A l’exception des 2 couleurs ci-dessus, le code des couleurs n’est pas normalisé. Il est généralement spécifique à chaque constructeur ou équipementier. • Exemples :

Paramètres

Airbus

Boeing

 index de vitesse actuelle

Jaune

 nombre de mach

Vert

 tendance vitesse (Vc trend)

Jaune

Vert

 vitesse cible sélectée par le pilote au FCU/MCP

Cyan

Magenta

 vitesse cible managée par le FMS

Magenta

Magenta

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques  V1 – VR

Cyan

Vert

 Vmax – Vmin (déclenchement de l’avertisseur décrochage) damiers

Rouge/Noir

 échelles LOC/GS  écarts LOC/GS

Magenta

 altitude indiquée

Vert

 altitude sélectée

Cyan

Magenta

 FMA - modes engagés, actifs

Vert

Vert

 FMA - modes armés

Cyan

 FMA - engagement PA/DV/AT

Magenta

Vert

- Avantages des écrans CRT : • visualisation ergonomique pratiquement illimitées ;

(aucun

impératif

mécanique)

aux

possibilités

AF

- Inconvénients des écrans CRT :

T

• avec 6 tubes identiques, possibilité de transfert d’imagerie d’un tube sur un autre automatique (panne d’écran) ou manuel et interchangeabilité ;

• nécessitent des signaux d’entrée numériques

 problème de luminosité ambiante (soleil rasant ¾ arrière)  poids élevé

 encombrement (40cm de profondeur !)

R

 nécessité de prévoir un puissant système de refroidissement  marquage des écrans aux endroits où des informations sont dessinées en permanence => longévité limitée

D


• coût inférieur à l’avionique électromécanique et meilleure fiabilité ;

- Perspectives :

• L’avenir est l’utilisation d’écrans plats. Actuellement les écrans plats à cristaux liquides apparaissent. Le B777 est le premier avion équipé en totalité d’origine avec des écrans à cristaux liquides (y compris les différents CDU). • Des études s’orientent également vers les écrans matriciels couleurs et les écrans à plasma. 2. Ecrans à cristaux liquides ou LCD (Liquid Cristal Display) La lumière est une onde électromagnétique : elle peut se décomposer en deux champs, l’un électrique et l’autre magnétique, qui présentent la particularité d’être perpendiculaires entre eux et avec la direction de propagation de l’onde. La lumière naturelle est dite non polarisée, c’est-àdire que le champ électrique a une direction variable et aléatoire au fur et à mesure de sa propagation.

Sens de déplacement de l’onde

Champ magnétique Champ électrique

10


Un polariseur est un dispositif qui ne laisse passer l’onde que pour une direction donnée du champ électrique. Si on place un second polariseur perpendiculaire au premier, le champ électrique est complètement absorbé : la lumière ne passe pas. Dans un écran LCD, des cristaux liquides sont enfermés entre deux filtres polarisants qui, selon leur orientation, filtrent les ondes lumineuses. Le premier est équipé de fines rayures verticales pour ne laisser passer que les ondes lumineuses orientées dans ce sens. Le second filtre est, quant à lui, équipé de rayures horizontales qui ne laissent passer que les ondes lumineuses orientées de cette façon C'est un néon, placé à l'arrière de l'écran, qui tient le rôle de source lumineuse. II est chargé d'envoyer des ondes lumineuses jusqu'au premier filtre orienté vertical ement.

T

La lumière polarisée est transmise jusqu'au second filtre grâce aux cristaux liquides. En l'absence de champ électrique (fig. 1), lumière et particules passent alternativement d'une orientation à l'autre. Elles parviennent à passer au travers des rayures horizontales du second filtre. La lumière parvient donc à la dalle: l'écran est lumineux.

D

R

AF

Mais si on déclenche un champ électrique (fig. 2), les cristaux liquides vont réagir et adopter une nouvelle orientation en fonction de son intensité. Dans cet exemple, le champ électrique est tel que les particules sont désormais toutes orientées verticalement. La lumière ne peut donc plus passer à travers le second filtre et l'écran demeure noir.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Dans les premiers écrans LCD, qui équipaient par exemple les écrans de calculatrices et les montres, cette impulsion électrique était donnée par une grille de fils conducteurs transparents. Mais ce système, dit à matrice passive, a vite montré ses limites, notamment à cause d'effets de rémanence. Cet inconvénient est dû à la trop faible intensité du courant électrique produit par la grille. Les cristaux liquides réagissent alors lentement, ce qui provoque l'apparition de traces sur l'écran lors de l'affichage d'éléments en mouvement. De plus, cette technologie rend difficile l'affichage de nuances de couleurs. Dans les écrans à matrice active, une mince couche recouverte de transistors, on parle de couche TFT (Thin Film Transistor), active ces champs électromagnétiques. A chaque pixel de l'écran correspond un transistor, qui peut être activé individuellement à partir d'un courant très faible.

Caractéristiques des écrans LCD :

T

Un pixel mesure 0,1 mm de coté Les écrans actuels ont une résolution d’environ 600000 pixels L’épaisseur totale de l’écran ne dépasse pas 6 cm Pour obtenir un contraste suffisant, il est nécessaire de rétroéclairer l’écran La vision oblique se dégrade très vite au-delà de 50°

1. Réalisation sur avion

AF

    

Pour réaliser les images désirées, deux éléments sont nécessaires : L’écran Le générateur de symboles SGU (Symbol Generator Unit)

R

 

ECRAN

D


II va donc alternativement envoyer un champ électrique pour laisser ou non passer un point de lumière. Comme sur les écrans à tube cathodique, chaque pixel est composé par trois cellules représentant les trois couleurs primaires. Elles sont dotées de filtres semi-transparents rouge, vert et bleu. En modulant l'intensité du courant, on peut obtenir différentes teintes.

ENTREES SIGNAUX

GENERATEUR de SYMBOLES (S.G.U.)

Nota : Les écrans sont également équipés de capteurs de lumière qui ajustent automatiquement la luminosité. Ils sont généralement situés dans les coins de l’écran. Chaque écran est doté de son propre potentiomètre de luminosité qui donne une valeur cible moyenne de luminosité à donner.

10


L’Ecran L’écran est composé principalement : - du CRT avec ses 3 cathodes pour la couleur et des bobines de déflexion horizontale et verticale ; - un bloc alimentation basse et haute tension ; - une chaîne de balayage qui assure la déviation du spot horizontalement (X) et verticalement (Y) ; - une chaîne d’allumage pour contrôler la couleur de chaque élément et la luminosité sur l’écran ; - la surveillance des entrées (balayage et allumage). Lorsqu’un défaut est détecté, le circuit génère un signal de mire qui est visualisé sur l’écran (par exemple une diagonale de couleur blanche). Ceci indique que seul le SGU est en panne ; - une protection du tube CRT.

T

Le générateur de symboles

AF

C’est l’interface indispensable entre tous les signaux d’entrée et la présentation sur écran. La quantité de signaux à traiter considérable nécessite l’utilisation de transmissions numériques (en ARINC 429 en particulier). Le SGU proprement dit est composé de plusieurs logiciels, on retrouve principalement : - une ou plusieurs banques de données suivant le nombre d’écrans à gérer ; - le traitement des signaux d’entrée ;

- la symbologie et la génération de ces signaux ;

R

- des circuits de surveillance associés à tous les niveaux pour s’assurer de la validité des signaux (validité au niveau de la source et de la présentation).

D

Au début de la présentation électronique des informations, les mémoires et les logiciels étaient restreints. Ainsi un SGU ne pouvait gérer que 2 écrans. Comme il y a 6 écrans sur les planches de bord il faut dans ce cas au moins 3 SGU. Aujourd’hui, chaque SGU peut gérer les 6 écrans et s’appelle DMC (Display Management Computer - AIRBUS) ou EIU (EFIS / EICAS Interface Unit - BOEING). Pour satisfaire les exigences de ségrégation et de redondance on utilise 2 SGU en fonctionnement normal.

Alim.

Boite de Commande Choix - Présentation

ARINC 429 Mémoire Banque de données Traitement Génération signaux Surveillance SIGNAUX ENTREES (Systèmes avion)

Alim.

ECRAN

GENERATEUR de SYMBOLES Autres écrans

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Le ou les générateurs de symboles sont donc en liaison avec les écrans (de 2 à 6).

E/WD

ND PFD

AF

T

PFD ND

R

SD

D


Pour la présentation des informations, un choix pilote est possible sur certains écrans. On retrouve donc des boîtes de commande qui sont au nombre de 3 (2 pour les EFIS CDB et OPL et 1 pour l’ECAM ou l’EICAS).

On retrouve donc 6 écrans sur les avions actuels dont la disposition est standardisée. - Les instruments de pilotage et de navigation appelés EFIS Electronic Flight Instrument System sont composés de 2 fois 2 écrans (CDB et OPL). Les PFD (Primary Flight Display) présentent les informations de pilotage et les ND (Navigation Display) les informations de navigation. Remarque : Sur certains avions, légers notamment, le ND peut s’appeler MFD pour Multi Function Display car il peut être utilisé pour d’autres fonctions que la navigation. - Les 2 écrans dans la partie centrale sont dédiés à la gestion globale des systèmes avion. • Sur les Airbus c’est l’ECAM Electronic Centralized Aircraft Monitor qui assure la présentation des paramètres moteur principaux et la surveillance des systèmes. Un calculateur d’alarmes appelé FWC Flight Warning Computer complète l’ECAM proprement dit. • Sur les Boeing c’est l’EICAS Engine Indicating Crew Alerting System. C’est l’équivalent de l’ECAM avec le FWC intégré.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques • L’écran supérieur s’appelle E/WD pour Engine and Warning Display. Il indique les paramètres moteur principaux ainsi que les alarmes. • L’écran inférieur s’appelle SD pour System Display. Il reproduit les synoptiques de chaque système de l’avion en détail, automatiquement suite à la détection d’une panne, en fonction de la phase de vol ou encore à la demande du pilote.

D

R

AF

T

Signaux d’entrée des générateurs de symboles (SGU) :

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques D – EFIS (Electronic Flight Information System) Avec l’évolution de la technologie, les tubes grandissent et il est possible d’enrichir les présentations. Les informations périphériques des planches pilote sont intégrées aux écrans par étapes successives. EADI enrichi = PFD

Primary Flight Display

EHSI enrichi = ND

Navigation Display

Attention, on appelle PFD (Primary Flight Display) un écran qui présente l’ensemble du T basique et le FMA. Actuellement, avec des écrans de 8 pouces ( 20 cm) toutes les informations des planches pilote sont présentées sur les PFD et les ND.

• 1 horizon artificiel électrique,

• 1 anémomètre mécanique.

remplacés éventuellement intégré (ISFD ou ISIS).

par

un

instrument

AF

• 1 altimètre mécanique, secours

T

• 1 compas magnétique,

Les avions équipés avec des EFIS de dernière génération sont également pourvus d’équipements correspondants : FMS, TCAS par exemple qui sont, bien entendu, intégrés aux EFIS.

R

1. Le PFD (Primary Flight Display)

Les informations sont présentées dans 6 zones bien définies :

D


Attention : il subsiste toujours, pour satisfaire la réglementation et la sécurité, des instruments de secours (4 au moins) :

FMA (modes PA/DV/AT)

Echelle d’altitude Vitesse verticale Informations d’attitude

Echelle de vitesse

Disposition des informations suivant le « T basique » Echelle de cap

Il est important de remarquer que la règle du T basique, réglementaire pour le vol IFR, est respectée.

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Partie centrale du PFD – Informations d’attitude Index d’inclinaison mobile

Echelle d’inclinaison fixe

Indicateur de glissade/dérapage PLI : Pitch Limit Indicator1

Maquette avion et repère d’assiette actuelle Ligne d’horizon et échelle d’assiette

Message PITCH indiquant qu’il y a une différence d’assiette affichée entre les deux PFD

PITCH

ROLL

Message ROLL indiquant qu’il y a une différence d’inclinaison affichée entre les deux PFD

AF

T

1 : Le PLI (Pitch Limit Indicator) indique au sol l’assiette pour laquelle la queue de l’avion touche le sol. En vol, les crochets représentent l’assiette de décrochage. Cette indication n’existe que sur certains avions et, souvent, uniquement quand les volets sont sortis.

D

Barres de tendance du directeur de vol

R

Partie centrale du PFD – Informations de pilotage

FPV (Flight Path Vector) Vecteur trajectoire de l’avion Permet de visualiser la pente et la dérive (voir plus loin) Hauteur radiosonde S’affiche en-dessous de 2500ft

Indicateur de pente sélectionnée par le pilote au panneau de commande du pilote automatique/directeur de vol

2400

Messages d’alarme pouvant être indiqués sous l’horizon

WINDSHEAR En cas de détection de cisaillement de vent (changement brutal de la composante de vent de face), le message WINDSHEAR est généré associé à une alarme sonore « WINDSHEAR, WINDSHEAR ».

PULL UP Pour certaines alarmes GPWS (Ground Proximity Warning System), une notification visuelle associée à l’alarme sonore « WHOOP WHOOP PULL UP » est générée.

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Indicateur Middle Marker indiquant le survol du marker intermédiaire. On peut aussi avoir un OM bleu ou un blanc pour les outer et inner markers.

Informations en provenance du récepteur ILS : identifiant décodé, course sélectionné et distance DME si disponible

Symbole d’écart glideslope La ligne blanche représente l’avion et le losange magenta l’axe à intercepter. Le losange est vide quand le symbole est en butée (2,5 points). Un point représente environ 0,25° d’écart.

AF

T

Quand l’avion est à proximité de l’axe, certains avions affichent une échelle LOC dilatée où chaque carré représente ½ point

Partie gauche du PFD – Informations de vitesse

R

Vitesse cible sélectionnée par le pilote au MCP (Mode Control Panel) ou définie par le FMS (Flight Management System)

D


Symbole d’écart localizer La ligne blanche représente l’avion et le losange magenta l’axe à intercepter. Le losange est vide quand le symbole est en butée (2,5 points). Un point représente environ 2,5° d’écart en fonction de la longueur de piste.

Speed Trend Vector1

Symbole d’écart localizer Vitesse maximale2 La ligne blanche représente l’avion et le losange magenta Vitessereprésente maximale l’axe de manœuvre à intercepter Indique la marge par rapport au buffeting haute vitesse

Index de vitesse cible

Vitesse indiquée actuelle

Nombre de Mach si supérieur à 0,4 Remplacé par la vitesse sol (GS) endessous

1 Le Speed Trend Vector représente la vitesse que l’avion atteindra dans 10 secondes si l’accélération actuelle est maintenue. Cette information est élaborée à l’aide de l’accélération avion fournie par une IRS (Inertial Reference System).

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques 2 La vitesse maxi affichée est la plus faible de : - VFE (Vitesse maximale volets sortis)

AF

T

- VMO/MMO - VLE (Vitesse maximale train sorti)

1 Il est possible d’afficher les vitesses caractéristiques du décollage insérées par l’équipage dans le système de gestion du vol (FMS) :

R

V1 : Vitesse de décision : il est possible d’arrêter l’avion au décollage jusqu’à à cette vitesse sur la longueur de piste restante ; au-delà, il faut poursuivre le décollage. VR : Vitesse de rotation à laquelle le pilote tire sur le manche.

D

V2 : Vitesse de sécurité au décollage permettant d’assurer des performances suffisantes de montée avec un moteur en panne. 2 Vitesse minimale de vol au calage de volets indiqué. Ce repère indique au pilote qu’il peut rentrer les volets à 15° : il a alors une marge de 30% par rapport à la vitesse de décrochage volets 15°. Cette vitesse est calculée en temps réel par le FMS. 3 Vitesse d’approche de référence insérée par l’équipage dans le FMS. Il s’agit de 1,3Vs en configuration atterrissage. Elle est calculée par le FMS et confirmée par l’équipage. 4 Vitesse minimale de manœuvre : indique une marge de manœuvre par rapport au décrochage et au buffeting basse vitesse. 5 Vitesse minimale : vitesse à laquelle le vibreur de manche se déclenche pour avertir de l’imminence du décrochage (Vs+5 à 10kt). Nota : les vitesses 4 et 5 sont élaborées par le FMS en tenant compte de l’inclinaison et du facteur de charge.

10


Partie droite du PFD – Informations d’altitude et de vitesse verticale Altitude sélectionnée par le pilote au MCP en mètres (si sélectionné) et en pieds.

Indication numérique correspondant au minimum de descente barométrique d’approche sélectionné par le pilote.

BARO

4700

Altitude sélectionnée par le pilote au MCP

Altitude actuelle en mètres (si sélectionné)

Niveau du sol schématisé issu de la banque de données de navigation du FMS.

T

Vitesse verticale cible sélectionnée par le pilote

RADIO

200

R

Indication numérique correspondant à la hauteur de décision radioaltimétrique en approche présélectée par l’équipage

Vitesse verticale actuelle (analogique)

AF

Index de minimum de descente affiché par le pilote. Il peut s’agir d’une altitude barométrique de décision (DA) ou d’une altitude barométrique minimale de descente (MDA) en fonction du type d’approche.

Altitude actuelle en pieds

D


Bande de hauteur : ambre pour 0ft < h < 500ft, blanc pour 500ft < h < 1000ft

Vitesse verticale actuelle (numérique) Calage altimétrique utilisé en pouces de mercure (IN) ou en hectopascals (HPA). L’indication STD signifie que le pilote a appelé le calage standard mémorisé. L’indication L signifie que les automatismes de conduite (pilote automatique, directeur de vol) utilisent la centrale aérodynamique gauche (Left) comme référence d’altitude.

Partie basse du PFD – Informations de cap et de route

Avec un cap sélectionné par l’équipage

1 2 3 4 5 6 7

: : : : : : :

Avec une route sélectionnée par l’équipage

Index de cap actuel, ici cap 120°. Symbole de route sélectionnée (si le pilote a sélectionné une route), ici route 113°. Symbole de route actuelle, ici route 113°. Rappel du cap (Heading) ou de la route (Track) sélectionné par le pilote. Lettre indiquant la nature de l’information cible : cap (H) ou route (T). Symbole de cap sélectionné (si le pilote a sélectionné un cap), ici cap 135°. Indication du nord de référence : magnétique (MAG) ou vrai (TRU).

10


Alarmes et drapeaux Ils indiquent la perte de l’élément mentionné en ambre. Noter que l’affichage en question est totalement supprimé pour que le pilote ne soit pas tenté d’utiliser un affichage erroné. Perte des informations DME associées à l’ILS utilisé

Perte du Flight Path Vector (voir plus loin)

Vitesse cible invalide

Panne du directeur de vol

Affichage du domaine de vol (Vmin, Vmax) impossible

Perte du faisceau d’alignement de descente (glideslope) de l’ILS

Vitesse de décollage non-insérées ou non valides Perte des informations de vitesse verticale

AF

T

Perte des informations de vitesse

Perte des informations de hauteur du radioaltimètre

Perte des informations de cap

Le FMS ne fournit pas d’information concernant l’altitude du terrain de destination

Perte des informations d’attitude

R

Perte du faisceau d’alignement latéral (localizer) de l’ILS

Perte des informations d’altitude

D

Présentations typiques du PFD en fonction des phases de vol

Au décollage

En montée

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T

En descente

R

AF

En croisière

D



En approche finale

A l’atterrissage

Nota : Le PFD décrit ci-dessus est celui du Boeing 777. Il a été choisi pour cet ouvrage car les codes couleur retenus par les règles de certification sont ceux de Boeing. C’est donc sur eux que peuvent porter les questions. Voyons maintenant quelle peut être la présentation des informations chez un autre constructeur (Airbus). L’A320 présenté ici a des commandes de vol électriques ce qui nécessite certains affichages particuliers.

10


et au sol avant le décollage

AF

T

PFD Airbus A320 en approche ILS

Symboles représentant l’inclinaison limite tolérée par les protections du domaine de vol (67°)

Position additionnée des minimanches (affichée au sol uniquement)

Affichage du FPV (Flight Path Vector) ou vecteur vitesse inertiel

D

Affichage des minima d’approche (DH->RADIO ou MDA->BARO) sur les PFD et pour le callout system1

R

Panneau de commande EFIS ECP (EFIS Control Panel) Exemple du Boeing 747-400 Affichage des altitudes en mètres

Affichage du calage altimétrique en hPa ou en in Hg. Possibilité d’afficher le calage STD et de présélecter un calage Partie PFD de l’ECP Partie ND de l’ECP (traitée plus loin)

1 : Les avions de ligne modernes sont équipés d’un système de synthèse vocale, le callout system qui, entre autres, annonce les hauteurs en approche finale et l’arrivée à la hauteur de décision (DH) ou à l’altitude minimale de descente (MDA).

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Exemple de l’Airbus A320 Partie ND de l’ECP (traitée plus loin)

Partie PFD de l’ECP Calage altimétrique sélectionné, STD est affiché si le calage standard (1013hPa) est commandé Sélecteur de calage : Couronne intérieure : sélection du calage Couronne extérieure : choix de l’unité : in Hg (pouces de mercure) ou hPa Touche FD permettant l’engagement du directeur de vol Touche ILS commandant l’affichage des écarts ILS sur le PFD

AF

T

A l’opposé du PFD, un large choix pilote permet des présentations différentes complétées de données très variées. Le ND présente une image en couleur du déroulement du plan de vol. Voyons d’abord les commandes ND de l’ECP (EFIS Control Panel) avant de passer aux différentes présentations du ND.


R

Panneau de commande EFIS ECP (EFIS Control Panel) Exemple du Boeing 747-400

Sélecteur de mode d’affichage ND et touche CTR (Center), voir cidessous Partie PFD de l’ECP

Partie PFD de l’ECP Partie ND de l’ECP Sélecteur d’échelle pour la carte du mode MAP ou du mode PLAN.

D


2. Le ND (Navigation Display)

Touches permettant l’affichage d’informations supplémentaires voir ci-après

Touche TFC (Traffic) permettant d’afficher les autres avions grâce au système TCAS dans tous les modes sauf PLAN.

Exemple de l’Airbus A320 Partie ND de l’ECP Touches permettant l’affichage d’informations supplémentaires en modes ROSE NAV, ARC et PLAN Sélecteur de mode ND Sélecteur d’échelle ND


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 Indication du cap / de la route Sur le PFD, le cap est toujours l’élément de référence affiché puisque c’est une information de pilotage. Par contre, sur le ND, la référence peut être le cap ou la route. Ce choix de référence peut être au choix du pilote ou bien de l’exploitant au moment où il passe commande au constructeur. Les indications de cap / de route sont visibles dans tous les modes sauf PLAN dans certains cas. Référence cap (HDG)

Référence route (TRK) Nord de référence magnétique (MAG) ou vrai (TRU)

Cap Route

AF

T

A gauche, le cap est la référence : le triangle reste immobile, c’est la ligne blanche représentant la route qui se déplace en fonction du vent. A droite, la route (trajectoire sol) est la référence et c’est le triangle qui se déplace.

 Sélecteur de mode ND

D

R

La touche CTR (Center) permet, dans les modes APP, VOR et MAP de passer d’une présentation où l’avion est en bas de l’écran avec une rose des caps partielle, mode dit « expanded » ou « arc » à un positionnement de l’avion au centre de l’écran associé à une rose des caps complète, mode dit « full », « center » ou « rose » et vice versa.

ND en mode expanded ou arc…

et en mode full, center ou rose

 Position APP (Approach) ou ILS Dans cette position, le pilote dispose d’un affichage de type HSI sur lequel on retrouve le poignard orienté en fonction du « course » sélectionné (généralement l’axe d’approche). Une barre d’écart est associée et indique l’écart angulaire de l’avion par rapport à l’axe localizer. L’écart par rapport au glideslope est indiqué sur le côté droit. Il est possible de superposer à cet affichage les informations du radar météo (Touche WXR), du TCAS (Touche TFC) et de l’EGPWS (Touche TERR) uniquement en mode expanded APP.

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Mode Expended Approach Cap (HDG) magnétique (MAG) 238° également indiqué par le triangle blanc. La route sol est indiquée par la ligne blanche Informations affichées dans tous les modes : Vitesse sol (GS) Vitesse vraie (TAS) Vent : Provenance par rapport au nord vrai, Force et vecteur vent.

Symbole de route sol sélectée2. La ligne magenta représente le course sélecté pour l’approche

Symbole d’écart glideslope. Les deuxièmes points représentent un écart de 0,5° Maquette avion

AF

T


Ecart localizer. Les deuxièmes points représentent un écart d’environ 2,5°

1 : Les récepteurs VOR, ILS, DME et ADF des avions de dernière génération sont capables d’identifier eux-mêmes les indicatifs morses des balises !

R

2 : Le pilote peut sur les avions de dernière génération, au choix, sélectionner une route ou un cap cible pour le pilote automatique et le directeur de vol. Dans le cas d’un cap, il sera représenté ainsi : Mode Full Approach

D


Arcs de distance TCAS/Radar Météo/EGPWS


Récepteur ILS utilisé suivi de la fréquence ou de l’indicatif s’il a été décodé1. Course ILS et distance DME si une balise DME est coimplantée.

Cet affichage est identique au mode expended approach à ceci près qu’il présente une rose complète.

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 Position VOR Dans cette position, le pilote dispose d’un affichage de type HSI sur lequel on retrouve le poignard orienté en fonction du « course » sélectionné (QDM ou QDR de la balise sélectionné par le pilote). Une barre d’écart est associée et indique l’écart angulaire de l’avion par rapport à l’axe VOR. L’écart par rapport au glideslope est supprimé. Il est possible de superposer à cet affichage les informations du radar météo (Touche WXR), du TCAS (Touche TFC) et de l’EGPWS (Touche TERR) uniquement en mode expanded VOR. Une indication TO/FROM analogue au HSI est présentée soit par une flèche soit en clair. Récepteur VOR utilisé suivi de la fréquence ou de l’indicatif s’il a été décodé. Course VOR et distance DME si une balise DME est coimplantée.

D

R

AF

T

Mode Expanded VOR

Symbole de cap sélecté. La ligne magenta représente le course sélecté au récepteur VOR

Symboles d’écart VOR La dernière graduation correspond à un écart angulaire de 10° Indication TO en clair

Mode Full VOR

Indications TO fléchée et en clair

TO


10


 Position NAV Dans cette position, le pilote dispose d’un affichage de type HSI sur lequel on retrouve le poignard orienté en fonction du segment de route FMS ou inertiel actif. Une barre d’écart est associée et indique l’écart de route latéral de l’avion (XTK : Cross Track Error) par rapport à la route. ECP du Boeing 737-300 L’écart par rapport au glideslope est supprimé. Il est possible de superposer à cet affichage les informations du radar météo (Touche WXR), du TCAS (Touche TFC) et de l’EGPWS (Touche TERR) uniquement en mode expanded NAV. Il n’y a pas d’indication TO/FROM puisqu’on se dirige toujours vers le « waypoint TO ». Il est à noter que cette position a souvent disparu car le mode MAP est beaucoup plus utilisé. Toutefois, il subsiste sur certains avions comme certains B737.

T

Distance horizontale et nom du prochain point de la route

AF

Cap sélectionné

Informations de vent : Vecteur, provenance par rapport au nord vrai et force.

R

Route cible vers le prochain point

D


Mode Expanded NAV

Rappel du mode ND : NAV

Mode Full NAV

Route magnétique actuelle Heure estimée d’arrivée au prochain point Vitesse sol Symbole de cap actuel Gisement du prochain point

Barre d’écart latéral. Un point représente 2NM d’écart latéral à la route.

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 Position PLAN Ce mode n’est pas utilisé pour naviguer mais pour vérifier la cohérence du plan de vol inséré dans le FMS : le pilote utilise ce mode au sol pour vérifier la cohérence de la trajectoire de départ et de croisière et en fin de croisière afin de confirmer les routes d’arrivée, d’approche et d’approche interrompue. Deux versions existent : la première, d’ancienne génération, combine une partie haute identique au mode Expended Map et une partie basse orientée par rapport au nord vrai ; la seconde est une nouvelle version uniquement dédiée à la vérification du plan de vol et donc totalement orientée par rapport au nord vrai.

Mode Plan d’ancienne génération

AF

T

Partie haute identique au mode Expended Map orientée au cap ou à la route avion.

Piste imagée

D

R

Route active

Partie basse orientée au nord vrai et centrée sur un point de la route. Le pilote peut, via une action au MCDU (interface de contrôle du FMS), faire défiler le plan de vol de point à point. Attention, la position avion n’est pas visible ici !

Mode Plan de nouvelle génération

Sur ce mode plan de nouvelle génération, on visualise des cercles de distance, la carte est, comme ci-dessus, centrée sur un point de la route (ici OL-2) et la position de l’avion est visible. La carte est orientée au nord vrai.

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 Position MAP, ARC ou ROSE NAV Dans cette position, le pilote dispose d’une carte défilant par rapport à une maquette avion fixe située au bas de l’écran en mode Expanded MAP ou ARC et située au centre de l’écran en mode full MAP ou rose NAV.

Mode Expanded MAP


AF R

Repère de distance Le sélecteur d’échelle de l’ECP est ici sur 20NM

T

Informations affichées dans tous les modes : Vitesse sol (GS) Vitesse vraie (TAS) Vent : Provenance par rapport au nord vrai, Force et vecteur vent

D


Il est possible de superposer à cet affichage les informations du radar météo (Touche WXR), du TCAS (Touche TFC), de l’EGPWS (Touche TERR), la position des balises radio Panneau de commande EFIS (ECP) connues de la banque de données de navigation (Touche STA), des points de route (Touche WPT), des aéroports à proximité (Touche ARPT), de données supplémentaires concernant la route (Touche DATA) et d’éléments concernant l’élaboration de la position FMS (Touche POS).


Repère de distance Le sélecteur d’échelle de l’ECP est ici sur 20NM Position trend vector : Indique la position calculée de l’avion dans 30, 60 et 90 secondes en fonction de l’inclinaison et de la vitesse sol.

Informations concernant le prochain point de la route « waypoint TO » :  Nom  Heure estimée d’arrivée  Distance horizontale au point Route FMS active Waypoint TO Position trend vector1 Piste schématisée Informations du récepteur VOR/ADF Right

Mode Full MAP

Aiguille VOR/ADF Right. L’aiguille double est toujours liée au récepteur VOR/ADF 2 ou droit.

Aiguille VOR/ADF Left. L’aiguille simple est toujours liée au récepteur VOR/ADF 1 ou gauche.

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 Informations superposables sur le ND Touche WXR La touche WXR (Weather) permet de superposer l’image du radar météo à l’affichage ND en modes expanded APP, expanded VOR, expanded MAP et full MAP. Ceci permet de matérialiser facilement la position des nuages et ainsi de les éviter au besoin. Quand la touche WXR est pressée, l’indication WXR (ou WX + T si on affiche aussi les turrbulences) apparait accompagnée de l’angle de calage de l’antenne du radar météo sélectionné par le pilote, le TILT. On a ici un TILT de -3°. Les masses nuageuses sont représentées en fonction de leur activité du vert au rouge. Les turbulences sont dessinées en magenta.

T

Touche STA

AF

La touche STA (Stations) commande l’affichage sur la carte des balises de radionavigation connues de la banque de données de navigation du FMS (Flight Management System) dans les modes MAP uniquement. Le label STA s’affiche quand la fonction est sélectionnée.

R

Balise VOR/DME contenue dans la banque de données du FMS

D

Balise VOR/DME contenue dans la banque de données du FMS et réglée sur l’un des récepteurs de l’avion Chez certains constructeurs, Boeing par exemple, seuls les VOR et DME sont indiqués. Symboles affichables :

VOR seul

DME ou TACAN seul VOR/DME ou VORTAC Touche WPT La touche WPT (Waypoints) commande l’affichage sur la carte des points de navigation connus de la banque de données de navigation du FMS (Flight Management System) dans les modes MAP. Ces points étant très nombreux, leur affichage n’est obtenu que pour une échelle sélectionnée faible.

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Touche ARPT La touche ARPT (Airports) commande l’affichage sur la carte des aéroports connus de la banque de données de navigation du FMS (Flight Management System) dans les modes MAP.

AF

La touche DATA (Données sur la route) affiche les heures estimées de passage à chaque point de la route FMS active et les contraintes d’altitude éventuelles associées dans les modes MAP.

T

Touche DATA

R

Par exemple ici le FMS indique qu’au point PO615, l’avion doit passer à 11000ft ou plus (A = Above) et l’heure estimée de passage est 1241Z.

D


Par ailleurs, sur certains avions, des aéroports de dégagement possibles sont affichés en permanence.

Touche POS La touche POS (Position) met en évidence les moyens d’élaboration de la position FMS : position avion calculée par le GPS, positions élaborées par les centrales inertielles et balises sol utilisées pour le recalage de position avec leurs radiales. Balise VOR/DME utilisée pour le recalage de la position FMS et tracé de la radiale Position élaborée par la centrale inertielle Position GPS La position FMS est représentée par la tête du triangle blanc.

10

10


Touche TFC (Traffic) Les éléments concernant le TCAS sont développés plus en détails dans le chapitre idoine. Une pression sur la touche TFC affiche les avions environnant ainsi que les altitudes relatives si elles sont disponibles. TRAFFIC

En cas d’avis de trafic (TA : Traffic Advisory) ou de résolution (RA : Resolution Advisory), ces éléments sont toujours affichés que la touche TFC ait été sélectionnée ou pas.

T

-02

AF

On a ici un RA indiqué par le message TRAFFIC rouge et le trafic conflictuel est présenté

Touche TERR (Terrain)

GS 408 TAS 408

HDG

140

MAG

ABC 1239.0z 1.2 NM

D

R

Une pression sur la touche TERR affiche le relief environnant issu de la banque de données de l’EGPWS (Enhanced Ground Proximity Warning System) également appelé TAWS (Terrain Awareness Warning System) corrélée à la position FMS. Ce système peut générer des alarmes par rapport à du relief en face de l’avion. Touche TERR pressée Obstacle ou relief le plus élevé affiché Obstacle ou relief le moins élevé affiché

DEF ABC

Attention, cet affichage n’est pas compatible avec celui du radar météo. Quand une alarme TERRAIN est générée, elle prend la priorité à l’affichage par rapport au radar météo.

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T

AF

Présentations particulières de la route FMS sur le ND

R

Différentes présentations sont utilisées pour informer le pilote sur l’état de la route FMS présentée. Chez Boeing, constructeur ayant repris à la lettre le code couleur des règles de certification, la route active est présentée en magenta. La route en cours de modification est en blanc pointillé et la route en cours d’insertion mais non-encore activée est en bleu pointillé. Chez d’autres constructeurs, de nombreuses autres variantes existent. Voyons quelques exemples existant chez Airbus :

D


Code couleur utilisé :

Trajectoire d’approche interrompue (bleu)

Route active (vert)

Route dégagement (bleu pointillé)

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Plan de vol secondaire (blanc)

AF

Plan de vol primaire actif (vert)

T


Trajectoire à suivre en cas de panne moteur (jaune)

Visualisation de points / représentations conditionnels calculés par le FMS On parle de points conditionnels pour désigner les points dont la position est fluctuante en fonction de calculs effectués par le FMS.

D

R

On peut trouver notamment le point de fin de montée (T/C top of climb), le point de début de montée en croisière ascendante (S/C step climb), le point de début de descente (T/D top of descent) les points de décélération, d’interception d’axe, la position prévue à une heure demandée par le pilote ou au passage d’une certaine altitude etc… Le pilote a demandé l’indication par le FMS sur la carte du point de la route où l’avion sera à 13h47 zulu Le top of climb (T/C) est le point où le FMS a calculé que l’avion atteint le niveau de vol de croisière prévu. C’est une information moyennée dans le temps. Le pilote a demandé l’indication par le FMS sur la carte du point de la route où l’avion sera à au FL300.

1347z

T/C

FL300

Altitude range arc Indique, en fonction de la vitesse sol et de la vitesse verticale, la position où l’altitude cible affichée par le pilote au panneau de commande du pilote automatique sera atteinte. C’est une information instantanée.

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Symbole de cap actuel : Symbole de route sol actuelle : Symbole de cap ou de route sélectionnée :

Le pilote a placé l’avion à un cap adapté pour s’établir sur la route FMS active. Il sélectionne le mode NAV du pilote automatique qui permet de suivre la route.


Le top of descent (T/D) est le point idéal de début de descente afin de réaliser une descente optimisée, généralement avec les moteurs au ralenti vol sur un jet.

Le FMS présente alors au pilote le point d’interception de la route et la trajectoire prévue.

AF

Autres informations affichables Symbole de cap actuel :

D

R

Symbole de cap ou de route sélectionnée :

Route sol instantanée

T


Informations concernant le prochain point de la route, « waypoint TO » :  Nom, route pour rejoindre le point  Distance horizontale  Heure estimée d’arrivée Contraintes d’altitude FMS sous forme de plage de niveaux de vol entre lesquels il faut passer Route FMS active mais non suivie par le pilote automatique/directeur de vol


On peut constater que sur l’exemple de l’Airbus A320 ci-dessus, les symboles utilisés sont différents de ceux vus précédemment mais les informations présentées sont sensiblement les mêmes. L’écart de route latéral (XTK) est indiqué dès qu’il devient significatif il est ici de 0,5 NM gauche. On peut constater que la représentation de la route permet ici de savoir si les automatismes la suivent ou pas !

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Représentation de l’écart vertical par rapport au plan de descente calculé par le FMS On appelle également cette symbologie VTK (Vertical Track) ou VNAV Path Pointer. Le FMS calcule une trajectoire de descente optimisée qui permet une descente avec les moteurs au ralenti vol. Cette symbologie se lit comme un indicateur glideslope ILS. Les extrémités de l’échelle représentent ± 400ft d’écart. Quand l’index est en butée, la valeur numérique de l’écart est indiquée. Sur d’autres avions, cette information est visible sur le PFD. Coin inférieur droit du ND Tracé d’une radiale VOR

AF R

Indicatif du VOR sélectionné décodé automatiquement par le récepteur et distance DME. Ce sont des informations « raw data » car elles ne sont par traitées par le FMS

T

Radiale 280° sélectionnée par le pilote via sa commande course. Elle se trace alors automatiquement. Balise VOR réglée sur le récepteur et placée sur la carte par le FMS. Aiguille indiquant le relèvement de la balise à partir des informations du récepteur VOR. C’est une information dite « raw data » car elle n’est par traitée par le FMS.

D

Tracé d’une radiale et d’un cercle de distance par rapport à un point quelconque On a souhaité ci-dessous tracer un cercle de 61 NM de rayon et la radiale 018° du point SEPAL connu de la banque de données de navigation du FMS. Certains avions offrent possibilités de visualisation.

ces

Pour les commander, le pilote intervient sur une page nommée FIX (point) dans l’interface de commande du système de gestion du vol, le MCDU (Multipurpose Control and Display Unit). Point sélectionné Cercle de distance à 61NM Radiale 018° sélectionnée

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Alarmes et drapeaux Information de cap indisponible

Pannes du radar météo

Panne du DME L ou R en mode VOR ou APP.

Carte indisponible en mode MAP Ecart par rapport au plan de descente calculé FMS indisponible

Panne du récepteur ADF R

T

Panne du récepteur ADF L Panne du récepteur VOR L Panne du DME L

Autres messages rencontrables :

MAP RANGE DISAGREE

Panne du récepteur VOR R Panne du DME R

Panne du récepteur localizer ILS en mode APP.

La quantité de données à afficher dépasse la capacité maximale.

R

EXCESS DATA

AF

Panne du récepteur VOR L ou R en mode VOR.

WXR RANGE DISAGREE

D


Panne du récepteur glideslope ILS en mode APP.

TERR RANGE DISAGREE

L’échelle de la carte affichée est en désaccord avec celle sélectionnée par le pilote. L’échelle de l’image radar météo affichée est en désaccord avec celle sélectionnée par le pilote. L’échelle de la représentation du relief affichée est en désaccord avec celle sélectionnée par le pilote.

E – EICAS / ECAM

Il s’agit, en fonction des constructeurs de l’Engine Indication and Crew Alerting System ou de l’Electronic Centralized Aircraft Monitoring system. Dans les deux cas, l’objectif est de présenter aux pilotes :  Les paramètres moteur principaux sur l’écran supérieur.  Les messages d’alarme et mémo sur l’écran supérieur.  Des synoptiques présentant un système particulier de l’avion sur l’écran inférieur.  Une page dite « status » sur laquelle on trouve un état global de l’avion : systèmes en panne, limitations et procédures associées sur l’écran inférieur.

 Les checklists normales et anormales sur les avions de dernière génération.

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques 1. L’E/WD (Engine/Warning Display) ou Upper EICAS Paramètres moteur gauche

Paramètres moteur droit Limite de poussée actuelle

Indicateurs N1 Température des gaz d’échappement (EGT) Indicateurs N2 Débit carburant (Fuel Flow) Position actuelle des volets et schématisation de l’aile.

Carburant total à bord (Fuel On Board) Zone dédiée aux checklists, messages d’alarmes et mémo

T

On a ici la checklist décollage Les items en bleu sont encore à effectuer alors que ceux en vert sont faits.

Position manette actuelle

D

R

AF

E/WD A320

Messages mémo (verts) Messages indiquant un état anormal, la panne d’un système (ambre) ou encore une suggestion d’atterrissage au plus vite (LAND ASAP rouge) ou rapidement (LAND ASAP ambre).

Intitulé de la panne

Suggestion d’atterrir rapidement : Land as soon as possible ambre. Pannes secondaires : la panne du moteur 1 a ici des conséquences sur les systèmes électrique et hydraulique.

Actions à effectuer qui s’effacent à mesure qu’elles sont faites. Flèche verte indiquant que d’autres lignes existent mais ne peuvent être affichées par manque de place. Test de la configuration avion avant le décollage

Panneau de commande ECAM Annulation d’une alarme intempestive et répétitive

Rhéostat de luminosité de l’Engine / Warning Display

Touche recall qui permet de rappeler les messages d’alarme effacés

Rhéostat de luminosité du System Display Touches clear permettant d’effacer un message d’alarme déjà traité par l’équipage

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Limitation de poussée automanette actuelle (D-TO) et température fictive insérée par l’équipage.

Température totale Indicateurs N1 (pour plus de détails, voir le chapitre automanette) Température des gaz d’échappement (EGT)

Position du train d’atterrissage.

T

AF

Upper EICAS B777 – Affichage normal

Message d’alarme de type warning. Le carré blanc indique qu’un checklist électronique existe pour ce message. Message advisory

R

Paramètres moteur secondaires affichés sur l’écran supérieur en cas d’indisponibilité de l’écran inférieur et de valeur incorrecte d’un ou plusieurs paramètres.

Carburant total à bord Température carburant

Message caution Message textuel ATC Message mémo Première page de messages affichée

D


Position des volets.

Indication qu’un paramètre secondaire moteur est anormal Un nouveau message est présent en page status

Upper EICAS B777 – Affichage compacté

Panneau de commande EICAS

La touche recall du panneau de commande EICAS vient d’être pressée

Touche cancel / recall permettant d’effacer les messages un par un, sauf les messages rouges warning. Quand tous les messages sont effacés, une pression supplémentaire les réaffiche tous.

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Instruments Intégrés – Affichages Electroniques 2. Le SD (System Display) ou Lower EICAS Contrairement à l’E/WD qui ne peut présenter qu’un seul type d’image, l’écran inférieur ou SD propose au pilote un large choix :  Page status donnant une idée de l’état global de l’avion  Synoptiques systèmes  Page croisière (cruise) présentant sur certains avions les paramètres secondaires moteur et de la pressurisation  Checklists normales et anormales  Communication textuelle avec le contrôle aérien  Image donnée par les caméras de l’avion La sélection de ces différentes pages se fait soit manuellement suite à une sélection du pilote sur le panneau de commande ECAM/EICAS, soit automatiquement en fonction de la phase de vol ou dans le cas d’une panne. A titre de référence, notamment pour l’examen, voici ci-après les listes des pages SD disponibles : A320 B777

T

 Exemple de l’A320

Engines, Status, Electrical, Hydraulic, Fuel, Air, Door, Gear, Flight Controls, Cameras, Checklists, Communications, Navigation

AF

Engines, Bleed, Pressurisation, Electrical, Hydraulic, Fuel, APU, Air Conditioning, Doors, Wheel, Flight Controls, Status, Cruise

D

R

Panneau de commande ECAM Touches de sélection des pages systèmes et status Quand une page est affichée, un voyant lumineux apparaît sur la touche correspondante.

Page ECAM STATUS Liste des systèmes en panne

Limitations à appliquer

Procédures à appliquer

Informations supplémentaires Températures totale (TAT) et statique (SAT)

Masse totale actuelle de l’avion (gross weight) Heure UTC

SD A320

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Page ECAM CRUISE Paramètres moteur secondaires : Fuel Used (Carburant consommé depuis la mise en route)

Quantité d’huile (en US quarts)

Vibrations

Paramètres de la pressurisation

T

Températures dans les différentes zones de l’avion

R

AF

Eléments affichés en permanance

Page ECAM FUEL

D

Robinet coupe-feu moteur 1

Pompe carburant basse pression en fonctionnement et sans débit

Avec débit En panne ou manuellement coupée Débit carburant total Carburant total à bord Fuel On Board Ecart de température par rapport à l’atmosphère standard

Carburant consommé depuis la mise en route par le moteur 2. Carburant consommé depuis la mise en route par les deux moteurs Vanne d’intercommunication Quantité de carburant dans le réservoir extérieur Température carburant Quantité de carburant dans le réservoir intérieur Quantité de carburant dans le réservoir central

10


 Exemple du B777

Panneau de commande EICAS Sélection de l’écran sur lequel les pages sont affichées : intérieur gauche, droit ou inférieur. L’écran inférieur est normalement utilisé alors que les deux autres sont dédiés à l’image ND sauf en cas de panne.

Touches de sélection des pages à afficher sur l’écran sélectionné grâce aux touches ci-dessus.

Affiche l’image ND sur l’écran sélectionné

Affiche les images des caméras sur l’écran sélectionné.

T

Affiche les pages de communication avec le contrôle aérien (voir chapitre communication systems)

AF

On constate que chez Boeing, la page STATUS (ci-après) ne donne que partiellement une idée de l’état général de l’avion par rapport à ce qui est présenté chez Airbus. On trouve les informations suivantes :

Paramètres des circuits hydrauliques : quantité de liquide et pression.

R

Page EICAS STATUS

D


Affichage des checklists sur l’écran sélectionné

Messages status Ces messages ne nécessitent généralement pas d’action de l’équipage, ils sont plutôt destinés à la maintenance

Paramètres du groupe auxiliaire de puissance (APU : auxiliary power unit) Quantité d’oxygène disponible pour l’équipage technique

Page 1 affichée. Il existe d’autres pages de messages

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Page EICAS ELEC Alternateur APU

Relais de couplage ouvert Groupe de parc

Relais de couplage fermé Bus AC Left Principale Délestage automatique Alternateur droit débitant

Alternateur gauche ne débitant pas

T

CSD décraboté Paramètres de la batterie APU

AF

Paramètres de la batterie principale

R

Générateurs de secours

Page EICAS Checklist – Checklist normale

D

Curseur équivalent à la flèche de la souris d’un ordinateur

Case à cocher par le pilote

Item automatiquement coché par le système qui détecte la position de la commande.

Affiche la checklist normale suivante

Saute l’item Saute l’ensemble de la sélectionné, il apparait checklist alors en cyan

Remet la checklist à zéro : toutes les cases à cocher sont décochées

10

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Page EICAS Checklist – Checklist anormale

Page visualisée

Curseur sélectionnant la page suivante

T

AF

 Traitement d’une panne à l’aide de l’ECAM

Exemple d’une surchauffe du liquide hydraulique à son retour à la bâche. Sur l’auvent, le voyant MASTER CAUTION s’allume

R

L’alarme sonore correspondante retentit (gong monocoup)

Sur l’E/WD, le titre de la panne apparaît accompagné des actions à accomplir :

D


Note opérationnelle

Sur le SD, la page concernée apparait automatiquement et le message OVHT (overheat – surchauffe) apparait à côté de l’indicateur de quantité de liquide hydraulique.

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Au panneau de plafond, le bouton poussoir à actionner est identifié par un voyant ambre FAULT. A noter que dans la majorité des cas, l’ECAM automatiquement, c’est à l’équipage de la faire.

ne

traite

pas

la

panne

F –Reconfiguration des écrans en cas de panne

AF

T

Sur l’immense majorité des avions équipés d’écrans, des transferts sont possibles en cas de panne d’écrans :

R

Les transferts indiqués en vert sont automatiques : en effet, on a considéré que le PFD est prioritaire sur le ND et que l’E/WD est prioritaire sur le SD. Ainsi, quand le PFD tombe en panne par exemple, son image est automatiquement transférée sur le ND.

D

Il est possible de récupérer manuellement les images ND et SD perdues par une action sur les commandes appropriées. En cas de panne d’un générateur de symboles et non des écrans on obtient ceci :

Sur cet exemple de l’A320 où il y a 3 générateurs de symboles (DMC : Display Management Computer), le DMC 1 affiche les images PFD et ND de la place gauche et l’E/WD, le DMC 2 affiche les images PFD et ND de la place droite et le SD ; le DMC 3 étant en attente. On identifie la panne du DMC et non des écrans car une mire (ligne oblique) est tracée sur les écrans ne recevant plus de signal du DMC.

Instruments Intégrés – Affichages Electroniques Noter que comme l’image E/WD est prioritaire sur l’image SD, elle est automatiquement transférée sur l’écran inférieur dont l’image est générée par le DMC 2. On peut récupérer les images perdues en sélectionnant le DMC 3. G – Présentation électronique des informations sur avion léger

T AF R D


Prenons l’exemple du système Garmin 1000 du Cessna Citation Mustang. A l’heure actuelle, ce système d’avionique équipe un très grand nombre d’avions légers.

10

10

D

R

AF

T


Equipements enregistreurs

11


Reconstituer à partir de la connaissance : -

d’informations spécifiques au vol de l’aéronef, d’informations audibles délivrées par l’avion, d’informations échangées entre les membres d’équipage et les services de la circulation aérienne, d’informations échangées entre les membres d’équipage,

AF

T

les conditions de vol précédant un accident ou un incident et ainsi d’essayer d’en déduire les causes, et, éventuellement, de faciliter la maintenance.

II - Types d'enregistreurs

On appelle système enregistreur de vol, les ensembles:

-

Enregistreur de conversations et d’alarmes sonores (CVR : Cockpit Voice Recorder), Enregistreur de paramètres de vol (DFDR : Digital Data Flight Recorder), Enregistreur opérationnel de maintenance (QAR : Quick Access Recorder ou PMR).

R

-

Le CVR et le DFDR peuvent être éventuellement combinés. Dans ce cas, l’enregistreur doit dissocier chaque type d’enregistrement (paramètres, conversations et alarmes sonores).

D


I - But des enregistreurs

III - Dispositions réglementaires Les conditions d’emport d’un enregistreur de paramètres ou de conversations sont définies par l’OPS 1 sous partie K. Tous les enregistreurs de paramètres doivent stocker leurs informations sous formes numériques facilement extractibles. Les supports photographiques ou par gravure sur bandes métalliques sont obsolètes. Tout avion de masse supérieure à 5700 kg ou autorisé à transporter 10 passagers et plus doit être équipé d’un système enregistreur de vol. Aucun décollage ne peut être entrepris avec UN (sauf sur les avions autorisés à avoir CVR et DFDR intégrés) système enregistreur de vol reconnu hors service, sauf s’il

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s’effectue à partir d’une escale non dotée de moyens de dépannage, et pour un vol ou une série de vols permettant de rejoindre une escale dotée de moyens de dépannage. Pas plus de 8 vols ou 72 h (OPS 1) avec CVR OU DFDR hors service.


En cas d’accident ou d’incident susceptible d’avoir des conséquences graves, aux termes de l’article R425-1 du Code de l'Aviation Civile, toutes dispositions utiles doivent être prises par l’équipage et l’exploitant pour éviter l’effacement des enregistrements correspondants. Les parties sauvegardant les données (DFDR ou CVR) doivent être installées dans un endroit où ils risquent le moins d’être endommagés en cas d’accident. Ils doivent être de couleur orange. L’emplacement de l’enregistreur doit être repéré sur la partie extérieure de l’avion par la mention suivante en lettres rouges de 2,5 cm de hauteur.

T

ATTENTION -ICI ENREGISTREUR DE VOL CAUTION -FLIGHT RECORDER HERE

AF

Ceci permet, lorsqu'une épave est retrouvée, de découper à cet endroit et d'accéder à l'enregistreur.

R

Les enregistreurs doivent être conçus de telle sorte que les risques de détérioration au cours d’un accident soient minimisés. - Résistance aux accélérations sur les trois axes, à l’écrasement. - Résistance au feu, aux hydrocarbures, à l’eau de mer.

D

Ils sont installés le plus possible à l'arrière de l'avion, mais pas nécessairement en zone non pressurisée. Ils doivent être équipés d’un système de repérage subaquatique à mise en route automatique au contact de l’eau (ultrasons à 37, 5 kHz) Balise ULB (Underwater Locator Beacon)

IV - Enregistreur de paramètres de vol A. Paramètres enregistrés Selon l’OPS1 différentiant les avions suivant la date de délivrance du CDN et ( ou ) la masse et le nombre de passagers, l’enregistreur doit conserver les paramètres pendant 25 heures pouvant être ramenées à 10 heures dans certains cas ( M<5,7t). De la même manière, deux groupes de paramètres sont requis. Un groupe de paramètres que l’on peut qualifier de base ( variables selon la date de délivrance du CDN) pour les aéronefs de masse < 27000 kg, et un groupe de paramètres supplémentaires pour les aéronefs supérieurs à cette masse. Paramètres de base (CDN postérieur à janvier 89) : - Accélération sur les trois axes (accéléromètres positionnés au centre de gravité de l'avion),

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11

- Altitude, vitesse aérodynamique, cap, - Assiette longitudinale, latérale et incidence, - Alternat de transmission radio (on veut savoir si le pilote a cherché à émettre), - Puissance ou poussée de chaque moteur, - Position des commandes de vol principales, - Température de l’air, - Utilisation des systèmes de commandes automatiques de vol, - Heure. Paramètres complémentaires : - Position du compensateur de tangage, - Hauteur radio sonde, - Informations primaires de navigation présentées à l’équipage, - Alarmes au poste de pilotage, - Position du train d’atterrissage,

T

et les paramètres pertinents liés à une conception unique ou nouvelle de l’avion. Les avions dont le CDN est antérieur au 01/89 enregistrent des paramètres plus sommaires (OPS 1.725). B. Description

05

R

AF

L'enregistreur de paramètres se compose : - d'un DFDR et en général d'un QAR - d'une unité d’acquisition et de traitement des données (FDAU Acquisition Unit) - éventuellement des périphériques d’entrée et de sortie : - FDEP ( Flight Data Entry Panel) - imprimante - d'une balise ULB

Flight Data

ULB

D



Les données traitées par le système sont de type: - Numériques - Analogiques - Discrètes (position ON-OFF des interrupteurs de commande ou fin de course de vannes) L’unité d’acquisition et traitement des données (FDAU) reçoit ses informations des différents capteurs via un système de bus numériques ou analogiques. Sur un même bus numérique, transitent les données de plusieurs capteurs. La provenance de l’information est identifiée par un label. Ce label consiste en un groupe unique de bits formant un en-tête précédent l’information représentative de la valeur de l’information mesurée.

175

11

AF

T



R

Le but du DMU ( Data Maintenance Unit) est de permettre une maintenance logicielle sans interférer avec le fonctionnement du DFDAU. L'ensemble est appelé AIDS (Aircraft Integrared Data System).

D

Les données recueillies doivent être obtenues de sources de l’avion permettant d’obtenir une corrélation précise avec les informations présentées à l’équipage de conduite. Une panne du système enregistreur ne doit pas perturber le bon fonctionnement du système délivrant l’information. Les données traitées sont transmises ensuite, selon leur provenance, au DFDR ou au QAR (ou PMR Parameters Maintenace Recorder), pour stockage. Le système enregistreur doit enregistrer les informations en relation avec une échelle de temps. Sur avion non entièrement numérisé, cette référence est prélevée sur une montre équipage. L’enregistrement des paramètres DFDR se fait en boucle fermée d’une durée de 25 heures (ou 10 h pour les avions de masse inférieure ou égale à 5,7 tonnes). L’enregistrement des paramètres QAR se fait en boucle ouverte d’une durée de 50 heures. Une boucle est fermée lorsque la durée d'enregistrement étant épuisée, on réenregistre par-dessus. Le QAR permet l'analyse systématique des vols.

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11

De par leur fonction, les enregistreurs de vol ne sont normalement étudiés qu’en cas d’incident ou d’accident. Cependant, la réglementation française prévoit que les exploitants effectuent une analyse systématique des vols pour les avions de transport public. La plupart des compagnies ont ainsi installé des Quick Access Recorders (QAR) dans leurs avions, afin de recueillir une sélection de paramètres de vols (parfois les mêmes que le DFDR) utiles à l’amélioration de la sécurité. Tout en respectant l’anonymat des équipages, les compagnies doivent rapporter à l’autorité les incidents détectés par l’analyse de vol et dont les équipages ne se seraient pas rendu compte.

T

Les paramètres permettent de reconstituer le vol sur un simulateur.

R

AF

05

Avec le développement de système tel que l’ACARS, les données du QAR (pannes systèmes ou paramètres) peuvent être transmises en temps réel à la maintenance et permettent d’anticiper les dégradations, principalement au niveau GTR.

D



Notons outre certains paramètres de vol (altitude, CAS) ou paramètres moteurs, la rubrique BLEED STATUS donnant la position de certaines vannes.

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11


C.

Mise en œuvre et contrôles

La mise en œuvre est très simple puisque le système doit se automatiquement en fonctionnement dès que l'avion peut se déplacer propres moyens jusqu'au moment où il ne peut plus se déplacer par ses moyens. Donc dès qu'un moteur est en route, frein de parc serré ou non et en vol, tous les moteurs sont arrêtés (relais air-sol).

mettre par ses propres même si


Ceci est le minimum réglementaire, mais sur certains avions (A340 par exemple), le système est en route pendant les 5 minutes suivant la mise sous tension de l'avion et pendant les 5 minutes suivant l'arrêt du dernier réacteur.

AF

T

Un panneau de commande et de contrôle permet à l’équipage : de procéder à un test du système (1 cidessous), - de repérer un évènement particulier (en appuyant sur un poussoir libellé EVENT 3 ci-dessous), - d’insérer des données d’identification du vol, - sur les avions équipés de FMS, cette dernière fonction peut cependant être réalisée automatiquement par prélèvement de l’info déjà entrée, via le CDU du FMS, - de mettre en route le système manuellement si besoin. (1 ci-dessous), et d'être avertis d'un problème sur le système au moyen de voyants de signalisation. Un voyant DFDR (2 ci-dessous), - Un voyant FDAU (2 ci-dessous), - Un voyant QAR (2 ci-dessous).

D

R

Ces voyants s’allument en cas de problème sur la partie concernée. Un voyant TAPE LOW (2 ci-dessous) s’allume signalant que la bande du QAR devra bientôt être remplacée. ( 12 h 30 )

3

1

2

Sur A340 ne subsiste au panneau supérieur que le bouton 1 et le poussoir EVENT (3) est déplacé sur le pylone.

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Les paramètres enregistrés sont, par exemple : Le niveau de vol autorisé, La vitesse, - D’autres éléments relatifs à la route assignée.

D. Enregistreur de conversation Suivant l’OPS 1, à compter du 01 avril 2000, tout aéronef de transport public de 10 passagers ou plus, doit être équipé d’un enregistreur de conversation.

-

Les communications ou signaux radio téléphoniques transmis ou reçus au poste de pilotage, L’environnement sonore du poste de pilotage (bruit, conversations, alarmes sonores), Les communications par interphone des membres d’équipage de conduite dans le poste de pilotage (l'interphone PNT permet à l'équipage équipé de masque et casque de pouvoir communiquer), Les annonces faites via le système d’annonce passager depuis le poste de conduite.

R

-

AF

Sont enregistrés sur 4 canaux différents :

T

L'enregistreur doit enregistrer en boucle fermée (boucle continue), par référence à une échelle de temps, les 30 dernières minutes de vol, cette durée étant portée à 2 heures si le CDN est postérieure au 01 janvier 1998.

05

Attention : Les communications des PNC entre eux ne sont pas enregistrées.

D


Nota : Pour les avions utilisant une liaison digitale CPDLC (Controleur Pilot Data Link Communication) le DFDR est updaté par certains contenus des messages venant du sol (messages uplink), dès l’accusé de réception par les pilotes, car ces messages ne peuvent pas être enregistrés par le CVR.

Les conditions de mise en route et d’arrêt automatique sont similaires à celles du DFDR. Un bouton permet de tester le bon fonctionnement de l’ensemble. Un bouton ERASE permet, au sol, d’effacer l’enregistrement. Une platine, disposée dans le cockpit, comporte un micro d’ambiance et une prise casque pour écouter, soit l’enregistrement (les 4 canaux confondus), soit le signal erase. Sur la partie enregistreur, un sélecteur de canaux permet à la maintenance d’écouter, canal par canal, l’enregistrement.

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Mi crophon e E S T

E

T

RAS E

T

AF

Le système est alimenté par les bus secours, de façon à rester opérationnel dans les cas les plus graves.

D

R

Répétons que certaines communications numériques sont maintenant enregistrées par le DFDR.

180

12

Circuits numériques et calculateurs

Un peu d’histoire… C’est dès le XVIIème siècle que l’on vit apparaître les très lointains ancêtres de nos ordinateurs actuels: à l’origine, le « calculateur » conçu par Blaise Pascal (1623-1662) permettait alors d’effectuer des opérations simples (additions et soustractions), par le biais d’une série de roues crantées. Cet appareil fut amélioré par Gottfried Wilhehm Leibniz (1646-1716) pour effectuer les quatre opérations arithmétiques.

AF

T

Au XIXème siècle, Joseph-Marie Jacquard eu l’idée d’utiliser des plaques de bois perforées pour contrôler le tissage de motifs complexes, sur un métier alors automatisé. Cette idée fut reprise en 1880 par un statisticien américain, Herman Hollerith (1860-1929): celui-ci conçut un système de contacteurs électriques, chargés de détecter la présence ou l’absence de trous au passage de cartes perforées. En traitant ainsi une masse d’informations volumineuse, ce système servit entre autres à l’établissement d’importantes statistiques sur la population américaine. A titre anecdotique, M.Hollerith fonda en 1896 la « Tabulating Machine Corporation », qui devint ensuite la société IBM.

R

Mais c’est lors de la seconde guerre mondiale que furent créés les premiers « véritables » ordinateurs: il s’agissait toujours de manipuler de gros volumes de données, mais aussi d’effectuer des calculs complexes à la fois sans erreur et rapidement. Depuis, les progrès faits dans le domaine de l’informatique ont été fulgurants: on considère communément que les puissances de calcul augmentent de 30% chaque année, pour des coûts quasiment inversement proportionnels. De la recherche scientifique, comme dans le domaine de la Défense ou celui des prévisions météorologiques qui nécessitent des supercalculateurs extrêmement puissants (les « Cray »), jusqu’à l’ordinateur familial connecté à l’Internet, en passant bien entendu par les cockpits des avions, l’informatique est désormais omniprésente et bien souvent, incontournable.

D


I.

Circuits numériques Calculateurs

II.

…et quelques définitions A. Ordinateur Un ordinateur peut être défini comme étant un dispositif électronique programmable de traitement de données, et qui possède tous les organes nécessaires à son fonctionnement autonome. De manière plus générale, tout système capable de manipuler et de traiter des informations binaires peut être qualifié d’ordinateur. Le terme « ordinateur » a été proposé en 1955 par Jacques Perret, professeur à la Sorbonne, à qui IBM avait demandé de trouver un mot pour désigner ce qui s’appelait auparavant « calculateur » ou « computer ».

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T AF

R

Un ordinateur est donc un ensemble d’éléments qui s’articulent autour d’une unité centrale, boîtier principal fréquemment appelé « tour » pour un ordinateur familial ou de bureau. Les éléments extérieurs à cette tour sont les périphériques, qui servent soit à introduire des données dans l’ordinateur (clavier, souris, scanner… : ce sont les périphériques d’entrée) , soit à présenter les résultats sous la forme de caractères, de sons, d’images (par l’intermédiaire de l’écran, de l’imprimante, des enceintes acoustiques… : ce sont les périphériques de sortie), soit à échanger des données dans un sens comme dans l’autre à des fins de stockage par exemple (disque dur, lecteur de disquette, modem… : ce sont les périphériques d’entrée/sortie). Ces différents éléments seront détaillés plus loin dans ce cours.

D


Aujourd’hui, un ordinateur familial se présente souvent de la manière suivante :

Le parallèle avec l'aviation est simple: des données sont fournies au système informatique embarqué, soit directement par le pilote via un clavier, un sélecteur, une manette…, soit automatiquement par l'intermédiaire de capteurs. Le système propose un résultat sur un écran, un indicateur, des barres de tendances à suivre manuellement ou à coupler avec le Pilote Automatique, ou agit directement sur les commandes. Pour en revenir à un ordinateur classique : A l’intérieur de l’unité centrale, on trouve tout d’abord un circuit imprimé principal.

Transmission en parallèle

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Processeur central sous son dissipateur de chaleur

Supports d’enfichage (nommés « slots ») pour connecter d’autres cartes (cartes graphique, son, réseau ou modem interne par exemple)

Emplacements pour les barrettes de mémoire RAM

T

Carte mère

Connecteurs pour les nappes de fils vers les disques durs, lecteurs de CDROM et DVD, graveurs…

R

AF

Sur ce circuit sont soudés divers composants électroniques, ainsi que différents connecteurs qui permettront d’enficher notamment les barrettes de mémoire, le processeur central, d’autres circuits imprimés (cartes graphique, son ou réseau par exemple), l’alimentation électrique, les « nappes » de fils pour la connexion des disque dur, lecteur de disquettes, CD et DVD-ROM, graveur, etc…

D



Connecteurs divers sur la carte mère

Carte son Carte vidéo

Le tout forme un ensemble dit « modulaire », car les composants sont interchangeables au profit d’autres composants qui ont ou non les mêmes caractéristiques (par exemple pour augmenter la capacité de la mémoire vive, le volume de stockage du disque dur, la puissance de la carte graphique, voire même changer de microprocesseur en gardant tout le reste !).

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B. « Hardware » et « Software »

C. Analogique et numérique Avant de parler des différents types d’ordinateurs, il est important de différencier les deux grandes catégories d’informations qu’ils seront ou non capables de traiter: les signaux analogiques et les signaux numériques.

AF

T

Un signal est dit analogique s’il varie dans le temps de manière continue (il passe d’une valeur à une autre sans discontinuité, sans à-coup). Par exemple, un courant électrique alternatif, un son naturel, la lumière sont des signaux analogiques. La représentation d’un signal analogique est une courbe.

Temps

R

Un signal est dit numérique (quelquefois appelé digital) s’il ne peut prendre que deux valeurs, une valeur basse et une valeur haute (présence ou absence d’un courant, d’un faisceau, atteinte ou non d’un certain niveau de voltage par exemple). Un simple interrupteur qui ouvre ou ferme un circuit électrique permet de générer un signal numérique. Sa représentation est un histogramme.

D


Le « hardware » est la partie matérielle d’un ordinateur, le « software » sa partie logicielle. En effet, tout système informatique est composé d’une part d’un ensemble concret, physique, de composants électroniques tel que nous avons commencé à le décrire, d’autre part de programmes chargés d’exécuter des tâches bien précises, pour certains dès le démarrage de l’ordinateur (afin que ce dernier puisse immédiatement dialoguer avec un minimum de périphériques: c’est le rôle du programme nommé BIOS, qui signifie « Basic Input Output System »).

Temps

D. Types d’ordinateurs et de circuits Par rapprochement avec les deux types de signaux décrits ci-dessus, il existe deux grandes familles d’ordinateurs: les ordinateurs analogiques et les ordinateurs numériques. Les ordinateurs analogiques sont utilisés pour simuler des problèmes physiques au moyen de composants dits « fluidiques », c’est à dire bien souvent des circuits hydrauliques ou électroniques permettant le traitement de signaux analogiques. Les ordinateurs numériques utilisent quant à eux des « algorithmes » pour résoudre des problèmes : les données introduites sous la forme d’instructions sont converties en données numériques décimales ou hexadécimales, puis binaires. Au plus profond de l’ordinateur, on ne retrouve donc plus qu’une série de 0 et de 1, traitée par des petits

12


commutateurs nommés bascules, et qui ne peuvent évidemment prendre que deux positions. Attention toutefois à ne pas confondre « algorithme » et « organigramme » : il ne s’agit pas de hiérarchiser le traitement que l’ordinateur doit effectuer, mais plutôt de décomposer le problème en différentes étapes en vue de sa résolution, ce qui est le but de l’algorithme. A titre d’exemple, voici un algorithme simple qu'utilise un ordinateur numérique pour simplement compter de 1 à 100 en affichant sa progression:

Afficher Compteur

non

AF

Compteur = 101 ?

T

Incrémenter Compteur

oui

R

STOP

Il est à noter que le terme ordinateur est bien souvent employé pour désigner exclusivement le type numérique. C’est ce dernier qui nous concerne plus particulièrement en aéronautique.

D


Compteur = 1

On peut souligner également qu’il existe des systèmes qui mêlent les deux types d’ordinateurs: ce sont les « calculateurs hybrides ». Enfin, il faut préciser qu’on peut traiter des données analogiques avec un ordinateur numérique, par l’intermédiaire d’un convertisseur qui traduit de l’analogique en numérique, et, inversement, des données numériques avec un ordinateur analogique par l’intermédiaire d’un convertisseur qui traduit des données numériques en analogiques.


Convertisseur analogique/numérique RS232

T

La carte figurant ci-dessus, par exemple, se branche sur un ordinateur numérique et permet la lecture, sur 8 voies, de données analogiques fournies sous la forme de tensions. Ce type de système est utilisé en aéronautique, pour traiter des données analogiques à l'aide de circuits quasiment exclusivement numériques.

Capteurs 1

2

n

ampli

R

multiplexeur analogique n voies

AF

Sur un aéronef, la chaîne de traitement des informations prendra souvent la forme suivante:

D


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mémoire

disques

clavier

commandes

microprocesseur

affichage

calculateur

actionneur analogique

convertisseur analogique/numérique

interfaces d’entrée/sortie

convertisseur numérique/analogique

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Les capteurs transmettent notamment des pressions, vitesses, angles et accélérations qui sont représentées par des tensions dont l’amplitude ou la fréquence est fonction de la grandeur physique. Une pression sera par exemple représentée par une tension électrique, une vitesse par une fréquence, un angle par une variation de phase.

III.

Ordinateurs analogiques

T

On peut enfin noter qu’en plus d’informations analogiques ou numériques, un ordinateur peut recevoir des données dites « discrètes ». Une donnée est discrète si elle ne peut prendre qu’un nombre fixe de valeurs distinctes. Par exemple, une variable représentant les lettres de l’alphabet sera discrète puisqu’elle ne pourra prendre que 26 valeurs. Sur un aéronef, les informations discrètes pourront être la position ON ou OFF d'un interrupteur de commande, ou la position de fin de course d'une vanne par exemple.

AF

Ce sont des systèmes hydrauliques ou électroniques qui gèrent des données non binaires, exprimées au moyen de grandeurs physiques comme des intensités, des tensions, des densités, des pressions ou des températures.

R

Toutes ces données introduites dans l’ordinateur sont généralement converties en tensions, sur lesquelles l’ordinateur peut alors utiliser les opérations arithmétiques de base (l’addition notamment). Les résultats sortent en continu (c’est à dire sous la forme d’un signal analogique, sans discontinuité, comme sur l’écran d’un oscilloscope), et sont affichés directement sur un écran, imprimés ou encore convertis dans un autre format (une tension de sortie par exemple). Les ordinateurs analogiques sont désormais réservés à des applications spécifiques, tant il semble plus simple désormais d’utiliser un ordinateur numérique, généralement plus puissant et moins encombrant, couplé à un ou plusieurs convertisseurs analogique/numérique.

D


Après conversion et présentation sur les instruments concernés, ces informations sont traitées par l’ordinateur, qui transmettra éventuellement un ordre à l’aéronef par le biais d’un actionneur analogique.

Citons néanmoins à titre d’exemple le cas des missiles Exocet et Pluton (le missile nucléaire longue portée français), dont le guidage est assuré par des centrales inertielles reliées à des calculateurs analogiques. On tire toujours des Pluton avec ce type de calculateur, qui a en outre fort bien vieilli malgré plus de 20 ans de vie, avec une efficacité prouvée. Citons également certains moteurs d’avions, comme le puissant réacteur J-58 de Pratt et Whitney, qui équipe le SR-71 Blackbird, et qui fut parmi les tous premiers à être régulé par calculateur analogique.

IV.

Ordinateurs numériques Schématiquement, on peut dire qu’un ordinateur numérique est composé d’un élément appelé « processeur » qui effectue les traitements, d’une mémoire centrale pour stocker temporairement les résultats, de périphériques pour converser avec l’extérieur

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(souris, clavier, imprimante, écran…), et d’une partie logicielle qui contrôle notamment les échanges entre tous ces composants. Commençons par décrire la partie matérielle.

A. Matériel

La mémoire centrale est une mémoire « vive » ou RAM (Random Access Memory), ce qui signifie qu’elle se vide lors de l’arrêt de l’ordinateur (voir chapitre 01.07). Elle sert à stocker les instructions du programme en cours, les données à traiter, les résultats intermédiaires et finaux.

T

Le CPU est le processeur central, véritablement le cœur de l’ordinateur. Il est décrit en détail au paragraphe suivant.

AF

Tous les constituants de l’unité centrale sont reliés entre eux par des canaux nommés bus: concrètement, il s’agit d’un ensemble de conducteurs électroniques chargé d’assurer le transfert des données. Un bus est caractérisé par sa largeur, dont dépendra directement le volume de données pouvant transiter simultanément, ainsi que par sa fréquence, c’est à dire la cadence à laquelle les informations peuvent être transmises. Selon leur fonction, on peut distinguer 3 types de bus: le bus de données assure le transfert d'informations entre les différents composants de l'ordinateur,



le bus d'adresse permet au CPU de désigner une donnée en mémoire,



le bus de commande ou de contrôle permet au CPU de piloter les différents composants de l'ordinateur (par exemple indiquer à la mémoire de passer en lecture ou en écriture).

R



D


La carte-mère avec son alimentation, ainsi que tous les composants électroniques et cartes qui lui sont liés, sont souvent réunis au sein d’un même boîtier. L’ensemble se nomme « unité centrale » (voir schéma et photo au chapitre 01.02). Les deux principaux organes enfichés sur la carte mère sont la mémoire centrale et l’unité centrale de traitement ou CPU (Control Processing Unit).

Enfin, l’unité centrale est reliée à un ensemble de périphériques contenus ou non dans le même boîtier, dont le rôle est de stocker les données, de les saisir ou d’afficher les résultats des traitements (voir chapitre 01.08). Ce sont par exemple le clavier, la souris, l’imprimante… Pour pouvoir dialoguer correctement avec ces périphériques, l’unité centrale devra bien souvent passer par l’intermédiaire d’unités d’entrée-sortie. C‘est notamment le rôle des différentes cartes électroniques évoquées précédemment (carte son, carte graphique…), qui s’enfichent sur la carte-mère et présentent à l’extérieur de la tour les connecteurs adaptés pour le branchement des périphériques correspondants. C’est également le cas des prises nommées « ports » que l’on trouve la plupart du temps à l’arrière de la tour. Les plus courants sont les ports « série », les ports « parallèle » et les ports « USB » ou "FireWire". On peut également trouver des ports dits « SCSI », en voie de disparition, et qui nécessitent l’utilisation d’une carte supplémentaire. En revanche, les ports USB et FireWire se sont généralisés: ils permettent entre autres la connexion de plusieurs périphériques sur la même prise, et autorisent le branchement d’un périphérique « à chaud », c’est à dire même lorsque l’ordinateur est allumé. Ces

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différents ports utilisent chacun des modes de transmission des données spécifiques qui seront détaillés au chapitre 01.08. Schématiquement, la partie matérielle d’un ordinateur numérique pourrait donc être résumée de la manière suivante:

Unité centrale

Mémoire centrale

Unités d’entrée-sortie

Périphériques

Bus d’adresse Bus de données Bus de commande ou de contrôle

AF

0

Unité centrale de traitement CPU

T


Alimentation

B. Logiciel

R

Lorsque l’on met en route un ordinateur, celui-ci doit savoir instantanément quelles sont les caractéristiques de ses différents composants et de tous les périphériques qui lui sont reliés (c’est d’ailleurs pour cette raison qu’il est parfois nécessaire de mettre en route ces périphériques avant l’ordinateur). Il devra ensuite gérer correctement tous les échanges entre ces différents constituants: c’est le rôle du système d’exploitation (ou OS, « Operating System »).

D

Ainsi, c’est tout d’abord le BIOS, programme contenu dans une mémoire morte (ROM pour « Read Only Memory », voir chapitre 01.07) qui assure le démarrage initial de l’ordinateur, en conservant certaines informations basiques même après qu’il ait été arrêté (nombre et volume des disques durs, mémoire vive disponible, date et heure, etc…). Le système d’exploitation (qui réside sur un disque dur maintenant reconnu grâce au BIOS) est ensuite chargé dans la mémoire centrale: son rôle sera principalement de gérer les entrées-sorties et les fichiers, ainsi que l’affectation des ressources matérielles (mémoires notamment) aux différents programmes. Ainsi, le système d’exploitation dépend des caractéristiques physiques de l’ordinateur.

V.

Le CPU (Control Processing Unit ou Processeur Central) C’est le cœur de l’ordinateur: au rythme d’une horloge interne, il exécute les instructions du programme en cours, à une certaine cadence appelée fréquence. Par exemple, un processeur dont la fréquence est de 1,4 Ghz effectuera environ 1400 millions d’opérations à la seconde.


T

La vitesse d’un microprocesseur est généralement exprimée en Mégahertz ou en Gigahertz. L’unité hertz est une unité de fréquence qui caractérise le nombre de cycles par seconde effectués par une horloge à quartz. En effet, les microprocesseurs sont munis d’une horloge à quartz interne qui fournit une base de temps leur servant à cadencer les traitements. Ce cycle de base est le temps requis pour le microprocesseur pour effectuer une opération élémentaire. Un microprocesseur cadencé à 2,4 Ghz sera donc plus lent qu’un microprocesseur cadencé à 3 Ghz.

AF

Il est à noter qu’une autre unité de mesure, plus précise que le hertz, est également utilisée pour mesurer la vitesse d’un microprocesseur: il s’agit du MIPS. MIPS signifie Millions d’Instructions Par Seconde. Puisque certaines instructions peuvent prendre plusieurs cycles d'horloge, cette valeur est souvent inférieure au nombre de hertz. Le CPU est composé de deux parties principales : l’unité de contrôle (ou de commande) et l’unité arithmétique et logique.

R

Le rôle de l’unité de contrôle est d’extraire l’instruction à exécuter de la mémoire centrale, d’établir les connexions nécessaires avec l’unité arithmétique et logique, puis de lancer le traitement des données dans cette dernière. Par ailleurs, c’est l’unité de contrôle qui supervise indirectement le fonctionnement des autres éléments de l’ordinateur, en envoyant des commandes à destination d’un composant nommé « séquenceur ».

D


12

L’unité arithmétique et logique est chargée, comme son nom l’indique, d’effectuer toutes les opérations de base (addition, soustraction, multiplication et division) et de comparaison logique sur les données que lui fournit l’unité de contrôle.

Donnée 1

Commandes

Donnée 2

unité arithmétique et logique

Résultat

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L’unité arithmétique et logique est souvent désignée sur les schémas par son abréviation française « UAL » ou anglaise « ALU » (Arithmetic Logic Unit). On peut enfin noter que le CPU reçoit les informations qu’il doit traiter sous la forme de deux champs : le code opération, c’est à dire l’action que doit effectuer le processeur, le code opérande, c’est à dire les paramètres de cette action.

Le circuit intégré

T

Le processeur que nous venons de voir est un circuit intégré. Attention toutefois : la « famille » des circuits intégrés ne comprend pas que des processeurs, mais également et notamment les mémoires, ou, en radio, les amplificateurs de puissance par exemple.

AF

Un circuit intégré peut être défini de la manière suivante: c’est un circuit électronique extrêmement miniaturisé, conçu en un seul bloc, et assemblé sur une plaquette de semiconducteur (la plupart de temps du silicium). Ce dispositif permet de rassembler une quantité de plus en plus importante de transistors sur des surfaces de plus en plus réduites: le premier circuit intégré rassemble 6 transistors en 1961, le premier microprocesseur d’Intel comprendra 2250 transistors sur 6 cm² dix ans plus tard; aujourd’hui, ce sont plusieurs dizaines de millions de composants électroniques qui sont rassemblés sur 10 à 300 mm². Les transistors, en se comportant comme des interrupteurs à 2 positions (0 ou 1, d’où l’importance du binaire en informatique), vont permettre de réaliser toutes les opérations arithmétiques et logiques dont l’ordinateur aura besoin. C’est en multipliant le nombre de transistors que l’on augmente les capacités de traitement d’opérations complexes, à partir finalement des quelques opérations logiques de base. Les transistors sont les composants principaux des circuits intégrés, mais on y trouve également d’autres éléments électroniques comme des condensateurs ou des résistances.

R

VI.

D


Pour une addition par exemple, les deux nombres à additionner représentent le code opérande, et l’addition le code opération à effectuer sur ces nombres.

Transistor

Liaison avec l’extérieur

Résistance

Mur d’isolement

Contacts composants

Agrandissement d’un circuit intégré d’amplificateur

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En informatique, les deux principales applications du circuit intégré sont les mémoires et le processeur central.

Comme il est impossible à ce stade de déposer avec précision des éléments miniaturisés sur des surfaces aussi réduites, on procède alors par élimination: le wafer est recouvert de plusieurs couches de matériaux, dont on enlève au fur et à mesure les excédents pour ne garder que le circuit désiré. Le procédé utilisé se nomme photolithographie: c’est une technique qui associe gravure chimique et exposition aux ultraviolets.

R

AF

T

Chaque wafer contient plusieurs centaines de circuits intégrés. Ceux-ci sont testés un à un directement sur la plaque, avant d’être découpés par une scie diamantée.

Découpe des circuits sous contrôle vidéo

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Un circuit intégré est conçu bien souvent à partir de silicium, composant que l’on trouve abondamment dans la nature (sable des plages). Le silicium présente l’intérêt de pouvoir bloquer ou laisser passer une charge électrique: c’est le principe même des semiconducteurs. Ce silicium est purifié, façonné en longs cylindres, découpé en rondelles de quelques dixièmes de millimètres d’épaisseur (appelées « wafers »), lesquelles sont polies jusqu’à présenter une surface parfaitement lisse.

Un wafer et ses circuits après tests (les circuits intégrés défectueux sont marqués d’une tâche d’encre) Un circuit intégré est défini par sa largeur de grille, c’est à dire le plus petit élément que l’on peut dessiner sur ce circuit intégré. Aujourd’hui, la largeur de grille standard est d’environ 1 micron, bien qu’il existe déjà des largeurs de l’ordre d’1/4 de micron. On se heurte toutefois à des problèmes de dissipation de la chaleur libérée au sein du matériau, d’où les ventilateurs bien souvent présents au dessus des circuits intégrés fortement sollicités (processeur central notamment).

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VII.

Les mémoires A. Mémoire vive

AF

T

Il ne faut pas confondre cette mémoire avec une mémoire de masse telle que le disque dur: celui-ci sert à stocker durablement les programmes et fichiers qui seront chargés en mémoire vive seulement lorsque l’utilisateur aura décidé d’y accéder (en ouvrant un fichier, en lançant un programme, etc…).

Barrette RAM d’un PC

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La mémoire vive se nomme RAM pour Random Access Memory (littéralement « mémoire à accès aléatoire »). Elle se compose de milliers de petits condensateurs CMOS et transistors miniaturisés au sein de circuits intégrés. Le rôle des premiers est de représenter un état logique (toujours du binaire !): 1 s’ils sont chargés, 0 s’ils ne le sont pas. Chaque condensateur est couplé à un transistor (voir figure suivante) chargé de lire ou de modifier son état logique. Comme les condensateurs se déchargent au cours du temps, il est nécessaire de recharger périodiquement ces mémoires: on parle alors de rafraîchissement.

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Nous l’avons vu, la mémoire vive est l’un des composants principaux de l’ordinateur. Elle sert à stocker temporairement les instructions et données du programme en cours, ainsi que tous les éléments dont le système a besoin à un instant précis. Toutes ces données sont effacées lors de l’arrêt de la machine.

Adresse = numéro de ligne + numéro de colonne

Mémoire vive

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L’ensemble forme donc une matrice dans laquelle chaque point mémoire possède une adresse composée de son numéro de ligne et de son numéro de colonne.

B. Mémoire morte La caractéristique principale d’une mémoire morte ou ROM pour Read Only Memory (« mémoire en lecture seule ») est de conserver les données stockées, même lorsqu’elle n’est plus alimentée électriquement (d’où le terme de « mémoire non volatile » que l’on trouve parfois).

AF

T

Un ordinateur comprend une (ou plusieurs) ROM, dont le rôle principal est d’assurer sa mise en route: test du système (avec détection et comptage de la RAM notamment), reconnaissance des constituants principaux (disque(s) dur(s), lecteur de disquettes…), puis chargement et lancement du système d’exploitation. Evidemment, toutes ces informations ne peuvent pas être stockées sur le disque dur, puisque celui-ci n’est pas encore reconnu par l’ordinateur lors de sa mise en route. Au départ, les ROM étaient des mémoires programmées une fois pour toutes: les données étaient gravées directement sur les plaques de silicium.

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Aux alentours de 1980, Texas Instruments a lancé les PROM (Programmable Read Only Memory), circuits intégrés comprenant des milliers de petits fusibles. A l’aide d’un « programmateur de ROM » chargé d’envoyer un fort courant, certains fusibles étaient grillés pour restituer l’état logique 0, les autres restants à 1.

V+

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La mémoire RAM est la plus rapide des mémoires, malheureusement c’est aussi la plus chère. On a toujours intérêt à en avoir le plus possible, car un remplissage prématuré entraîne le système dans un cycle d’effacement et de re-remplissage très préjudiciable en terme de temps d’exécution: l’ordinateur passe son temps à faire des échanges de données entre la mémoire vive et le disque dur.

1

0

1

1

Sont apparues ensuite les EPROM (Erasable Programmable Read Only Memory, ou PROM effaçables), mémoires programmables sur le même principe que les PROM, c’est à dire en se servant de petits fusibles. La différence tient ici dans le fait que ces derniers peuvent être reconstitués en atelier, lorsqu’ils sont en présence de rayons ultra-violets d’une certaine longueur d’onde.

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Enfin, la dernière génération de ROM se nomme EEPROM pour Electrically Erasable Programmable Read Only Memory, ou mémoire flash. Elles peuvent être effacées et programmées par simple courant électrique, donc même lorsqu’elles sont en place dans l’ordinateur. Il est à noter qu’une ROM est à l’heure actuelle environ 15 fois plus lente qu’une RAM.

C. Mémoire de masse

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Les unités de stockage sont des mémoires dites de masse ou auxiliaires. Ce sont par exemple les disques durs, CD-ROM, DVD, disquettes, disques zip ou optiques (DON), et streamers (bandes magnétiques). Leurs capacités sont en général bien supérieures à celles des mémoires vives et mortes, elles sont moins chères à capacité égale, mais elles sont nettement plus lentes.

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AF

La capacité de ces mémoires s’exprime en méga-octet (Mo), en giga-octet (abréviation Go, avec un Go correspondant à 230 octets), voire en téra-octet (To, soient 240 octets).

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La capacité des mémoires RAM et ROM s’exprime en kilo-octets (abréviation Ko), en méga-octets (Mo) ou en giga-octets (Go). Un kilo-octet correspond à 210 octets (c’est à dire 1024 octets), un octet étant lui-même un groupe de 8 bits. Un méga-octet vaut 220 octets, soient plus d’un million d’octets.

Intérieur d’un disque dur

Leur principe de fonctionnement est ici encore de stocker des données sous forme binaire. Pour cela, les disques durs utilisent des têtes de lecture/écriture dites « inductives », c’est à dire capables de générer un champ magnétique: au passage de celles-ci au dessus du disque, elles en polarisent la surface pour créer une suite de parties soit positives, soit négatives, que l’ordinateur pourra directement traduire par des 0 ou des 1 lors de la lecture.

La tête de lecture agit comme une bobine, qui oriente la particule qui se trouve en dessous dans le sens "-+" ou dans le sens "+-". Pour obtenir un bit, il faut deux particules : le bit est à 0 si elles sont toutes deux orientées de la même manière, sinon le bit vaut 1. L'exemple ci-contre représente un bit à 0 :

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Principe de fonctionnement

Piste d’un CD-ROM

Piste d’un DVD-ROM

AF

T

Le DVD-ROM (Digital Versatile Disc - Read Only Memory) est une variante du CDROM : ses alvéoles nettement plus petites et resserrées (voire sur deux niveaux superposés dans certains cas !) permettent une nette augmentation des capacités de stockage.

VIII.

R

Dans la mesure où les mémoires de masse échangent des données avec l’unité centrale, en lecture comme en écriture, elles peuvent également être considérées comme des interfaces d’entrées-sorties.

Les interfaces d’entrée et de sortie Tout système informatique doit pouvoir recevoir des données, les manipuler et présenter le résultat des opérations effectuées. De manière générale, les données viennent donc d’un périphérique d’entrée, et les résultats sont dirigés vers un périphérique de sortie.

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Autre exemple: le CD-ROM (Compact Disk - Read Only Memory) est un disque métallique recouvert d’une couche protectrice de plastique. Les données qu’il contient sont représentées par une succession de trous et d’espaces, gravés en spirale dans la partie métallique. Lorsque le laser parcourt cette spirale, il est réfléchi par la surface métallique s’il rencontre un espace (donnée stockée = 1), et ne l’est pas s’il rentre dans une alvéole (donnée stockée = 0).

Généralement, l’entrée de données dans l’ordinateur se fera par l’intermédiaire d’une frappe de caractères au clavier, de la lecture d’un fichier sur un disque, une disquette ou un CD-ROM, de l’arrivée de données binaires provenant d’un convertisseur analogique/numérique après mesure de pression, d’altitude, de température, etc… La sortie se fera par exemple sous la forme d’une séquence de caractères affichée sur un écran, imprimée, sauvegardée sur un disque, ou transmise à un convertisseur numérique/analogique qui actionnera un dispositif particulier de manière appropriée.

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T

Les périphériques correspondants peuvent donc être regroupés sous trois grandes familles : Les périphériques d’entrée, qui permettent de coder l’information que nous envoyons à l’unité centrale pour traitement. Il s’agit par exemple de claviers, consoles, souris, scanners, tables de numérisation, CD, appareils photographiques ou vidéo, capteurs divers (thermiques, de pression, infrarouges, centrales inertielles ou GPS)…



Les périphériques de sortie présentent ou se servent des résultats fournis par l’ordinateur : écrans, imprimantes, tableaux de bord, convertisseurs vers pilote automatique…



Certains périphériques permettent le transit des données dans les deux sens : ce sont les périphériques d’entrée/sortie. Il s’agit principalement des systèmes de stockage (disques durs, clés USB, cartes mémoires, lecteur flash…), des cartes réseaux et des modems.

R

AF



D



Nous l’avons vu précédemment, les périphériques sont reliés à l’ordinateur par l’intermédiaire d’interfaces (ou d’unités) d’entrée-sortie, qui peuvent être de simples prises nommées « ports » directement soudées sur la carte mère, ou bien des cartes spécifiques comme les cartes réseau, graphique ou son. Dans la majorité des cas, la connexion se fait par le biais d’un port SCSI, série, parallèle, USB ou FireWire. Les deux principales différences qui existent entre ces différents ports sont la forme de la prise, et surtout le mode de transmission des données. Parlons rapidement du port SCSI, qui équipe plutôt les ordinateurs professionnels: c’est une interface qui permet de connecter plusieurs périphériques sur la même prise, mais qui nécessite une carte supplémentaire nommée « adaptateur SCSI ». Le port SCSI standard, qui permettait le raccordement de 8 périphériques (dont la carte elle-même), a évolué vers une nouvelle norme SCSI 2 (16 périphériques), puis SCSI 3 (32 périphériques). Le port série est le plus ancien. Comme son nom l’indique, il permet une transmission des données les unes à la suite des autres. A l’origine, une connexion série ne nécessitait donc logiquement qu’un seul fil, auquel on a rapidement ajouté un second câble pour assurer l’émission (Tx) et la réception (Rx) simultanées des données: les ports série actuels sont donc dits bidirectionnels. Un ordinateur possède généralement deux ports série

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(nommé COM1 et COM2), qui se présentent sous la forme de prises « DB9 » ou « DB25 » (leur nom représentant directement le nombre de broches).

Connecteurs DB25

Un port série sert généralement pour la connexion d’un modem ou d’une souris. La transmission est dite « asynchrone », car elle ne nécessite pas de signal de synchronisation: les données transmises (des 0 et des 1) sont encadrées par une impulsion de début (nommée « bit start ») et une impulsion de fin (« bit stop ») chargées de les délimiter. En informatique, les transmissions série sont régies par la norme RS 232. l’envoi simultané des plusieurs données sur actuels, les informations sont transmises par sont aujourd’hui également bidirectionnels. Ils et LPT2, et les prises sont de type DB25.

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Le port parallèle permet quant à lui différents canaux (fils). Sur les ordinateurs paquets de 8, sur 8 fils. Les ports parallèles sont souvent au nombre de 2, nommés LPT1

R

AF

Ils sont principalement utilisés pour le branchement des imprimantes. La longueur des câbles parallèles est limitée, principalement à cause du fait que les données circulant sur chaque fil arrivent avec des décalages, ce qui provoque des erreurs.

0–1–1–0–1–0–1–0

D


Connecteurs DB9

Transmission en série

0 1 1 0 1 0 1 0


Le port USB a été mis au point en 1995. La transmission des données s’y fait en série (USB signifie Universal Serial Bus, port série universel), mais de manière beaucoup plus rapide qu’avec un port série standard. Le port USB fournit l’alimentation électrique au périphérique connecté, au moyen de deux de ses quatre fils. Les prises USB peuvent être de deux formes (type A et type B):

VBUS


D+ DGND Câblage d’un port USB

Transmission en Prises USB parallèle

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VBUS et GND (ground) correspondent à l’alimentation du périphérique, D + et D sont les fils de données.

Les prises USB ont évolué vers un type de connexion proche, nommé IEEE 1394 ou plus simplement « FireWire ». Il s’agit d’un câble à 6 fils (les 4 de l’USB plus 2 pour l’horloge), qui permettra le transfert de données nettement plus volumineuses qu’avec l’USB (caméras vidéo, DVD…), avec des débits largement supérieurs.

AF

T

La norme IEEE 1394-a défini deux types de prises FireWire :

connecteur 1394a-1995

connecteur 1394a-2000

Le second est aussi appelé mini-DV (pour Digital Vidéo), il est très utilisé pour les caméras vidéos numériques.

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La norme IEEE 1394-b a défini deux autres types de prises FireWire :

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On peut connecter jusqu’à 127 périphériques sur une prise USB par l’intermédiaire d’un HUB (ou concentrateur, boîtier à une entrée et plusieurs sorties). Néanmoins, la longueur d’un câble USB est également limitée techniquement à environ 4 mètres.

connecteur 1394b bêta

connecteur 1394b bilingual

Les transmissions de données, sur les avions de nouvelle génération sont, quant à elles, régies par la norme « ARINC 429 ». Les principales caractéristiques de cette norme sont les suivantes: 

les données sont envoyées par blocs de 32,



20 récepteurs (au maximum) peuvent être connectés à un émetteur,



la liaison est de type série unidirectionnelle,



deux vitesses de transmission sont employées: une lente à 12 500 bauds (qui signifie bits/s, soit le nombre de données envoyées chaque seconde) et une rapide à 100 000 bauds.

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Par exemple, une tension de + 5V sur la ligne + et de – 5V sur la ligne – donnera un différentiel de 10V qui pourra être interprété comme un 1.

MULTITACHE ET MULTIPROCESSEUR

AF

On l'a vu au chapitre 01.05, le CPU exécute basiquement les instructions du programme en cours de manière séquentielle, les unes derrière les autres. Ce système a vite trouvé sa limite, puisque l'utilisation du CPU est alternativement soit très faible, soit très importante. Au vu du coût des premières machines, les chercheurs ont en effet rapidement cherché à en optimiser l'utilisation, en permettant à plusieurs utilisateurs distincts de bénéficier du temps de travail d'un même CPU : le concept de "temps partagé" est né dès les années 60. Il consistait à découper le temps disponible du cœur à parts égales pour le distribuer à chaque tâche: Il s'agit d'un traitement "multitâche".

Tâche 1 partie 1

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IX.

T

Le principal avantage de ce bus est qu’il est très peu sensible aux parasites (en l’occurrence, il est nettement moins sensible qu’une liaison série standard).

tâche 2 partie 1

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Le bus utilisé est constitué d’une paire torsadée, blindée, dont la longueur peut atteindre 100 mètres. Pour reproduire des 0 ou des 1, on utilise une différence de tensions entre le fil noté + et celui noté -.

tâche 3 partie 1

tâche 1 partie 2

tâche 2 partie 2

tâche 3 partie 2

… …

Temps CPU

Le premier problème rencontré a alors été qu'un processus lancé ne pouvait pas forcément libérer le CPU en cours de calcul : le concept a rapidement évolué vers une système dirigé par un logiciel de coordination, qui attribue alors un niveau de priorité et gère l'allocation du temps CPU à chaque tâche. C'est le cas par exemple des systèmes d'exploitation de type Windows.

Tâche 1 partie 1

tâche 3 partie 1

tâche 1 partie 2

tâche 3 partie 2

tâche 1 partie 3

tâche 2 partie 1

… …

Temps CPU Mais les logiciels de plus en plus gourmands ont entraîné les constructeurs dans une course effrénée vers une puissance de calcul qui passe obligatoirement par l'élévation de la fréquence de calcul des processeurs. A l'heure actuelle, ces derniers sont limités

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techniquement aux alentours de 3 à 4 GHz pour les ordinateurs familiaux, pour deux raisons principales : 

le besoin de puissance électrique (à titre d'exemple, un processeur monocœur Intel Pentium 4 nécessite plus de 100 watts à lui seul),



les problèmes de dissipation de chaleur engendrés, notamment sur les ordinateurs portables ou embarqués.

Rien n'empêche alors de ne traiter qu'une seule tâche en la partageant pour une rapidité nettement accrue (on parle alors de "parallélisme"), ou plusieurs à la fois. Un logiciel de coordination peut ainsi distribuer différentes parties de plusieurs tâches à tous les processeurs disponibles pour en optimiser l'utilisation et réduire au maximum les périodes de repos :

tâche 3 partie 2

tâche 2 partie 1

tâche 3 partie 1

AF

Temps CPU 1

tâche 2 partie 3

tâche 2 partie 2

tâche 3 partie 3

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tâche 1 partie 1

tâche 1 partie 2

tâche 1 partie 3

tâche 3 partie 4

… …

R

Temps CPU 2

Enfin, ces dernières années ont vu l'apparition de processeurs multicœurs. Le principe est simple, il s'agit de reproduire le parallélisme autorisé par les multiprocesseurs sur un CPU unique, mais qui possède plusieurs unités de calcul sur le même circuit intégré. Les coûts de constructions sont ainsi réduits, puisque seuls les cœurs sont doublés, le reste des composants demeure commun, et les problèmes de puissance et de chaleur sont résolus.

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Dans un premier temps, on a alors ajouté un à plusieurs processeurs. Le système devient alors fort logiquement "multiprocesseur". Le constructeur peut ainsi soit augmenter la puissance de calcul de son appareil, soit diminuer les problèmes décrits plus haut.

Les processeurs double cœur ("dual core" en anglais), notamment, se sont nettement imposés ces dernières années. En définitive, les combinaisons possibles entre multitâche et multiprocesseur sont assez élevées : un système peut être monotâche avec un seul comme avec plusieurs processeurs, mais il peut aussi être multitâche en étant mono ou multiprocesseur…

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X.

INFORMATIQUE ET AERONAUTIQUE

Trois exemples majeurs sont le GPWS (Ground Proximity Warning System), l'ADC (Air Data Contol) et le FMS (Flight Management System). A. GPWS (Ground Proximity Warning System)

AF

T

Il s'agit d'un système qui détecte la proximité du sol grâce aux informations d'une sonde radio-altimétrique dirigée vers l'avant et le bas de l'aéronef.

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Les informations obtenues sont couplées à celles de la configuration de vol, données par le FMS par exemple (car il peut être inutile, notamment, de signaler une simple augmentation de la hauteur du terrain si l'aéronef est en montée et passe nettement audessus, de manière certaine).

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Les applications de l'informatique sont désormais très répandues en aéronautique. Du simple GPS de pilote privé qui va calculer une trajectoire optimale avec pour entrées, les choix du pilote et les informations fournies par les satellites, et pour sorties la visualisation cartographique et différents paramètres de vol (cap, route, vitesse, heure estimée d'arrivée…), on va rapidement évoluer vers les systèmes complexes qui équipent les gros aéronefs.

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Le cas échéant, une alarme sonore et visuelle est donnée au pilote. Elle peut être de type :

Type de danger

Alarme sonore

Coefficient de descente élevé

Alarme d'angle de descente excessif sur ILS Alarme d'angle de virage excessif Alarme de cisaillement de vent

Tirez vers le haut ou Taux de chute Terrain ou Tirez vers le haut Ne descendez pas Trop bas – Terrain, Trop bas – Train d'atterrissage, Trop bas – Flaps

BANK ANGLE WINDSHEAR

Angle de virage Cisaillement de vent

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La nouvelle génération de GPWS se nomme E-GPWS (Enhanced GPWS pour GPWS amélioré). Ce système intègre d'une part la position de l'aéronef transmise par les dispositifs de navigation embarqués (centrales à inertie, FMS, voire simple GPS), d'autre part une base de données géographiques ainsi que des fonds cartographiques. La trajectoire prévisible de l'appareil est donc confrontée en permanence avec le relief "réel" situé en dessous, mais aussi avec le relief "futur" contenu dans les bases stockées. L'affichage des informations se fait directement sur les instruments, de manière efficace par le biais des fonds cartographiques.

B. ADC (Air Data Control)

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L'ADC est un composant essentiel sur les gros aéronefs, puisqu'il permet, à la base, de fournir des données de vitesse et d'altitude précises à des niveaux de vols où les simples capsules anéroïdes, barométriques, ou altimètres mécaniques ne suffisent plus. Les principales informations calculées sont la vitesse corrigée CAS (Calibrated Air Speed), la vitesse en Mach, l'altitude et les tendances altimétriques. Sur certains aéronefs évoluant à très haute altitude et/ou à très grande vitesse, comme sur les navettes spatiales par exemple, la vitesse équivalente EAS (Equivalent Air Speed) est également fournie (voir glossaire pour les définitions des différentes vitesses aéronautiques).

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Coefficient de proximité terrain élevé Basse altitude après décollage Dégagement de terrain peu sûr

Traduction

PULL UP ou SINKRATE TERRAIN ou PULL UP DON'T SINK TOO LOW – TERRAIN, TOO LOW – GEAR, TOO LOW – FLAPS GLIDESLOPE

La plupart des ADC fournissent aussi la vitesse vraie TAS (True Air Speed) en intégrant en paramètre d'entrée la température totale (TAT,Total Air Temperature), c'est-àdire la température de l'air autour de l'aéronef en mouvement. Toutes les informations ainsi calculées par un ADC sont soit fournies comme indications pour le pilote au travers de ses instruments ou de son EFIS (Electronic Flight Instrument System), soit directement transmises aux différents systèmes automatisés chargés de la gestion de l'aéronef (pilote automatique, enregistreurs de paramètres, transpondeur, pression cabine, poussée des réacteurs…).

AF

T


On peut également signaler que sur Airbus, le principe de l'ADC a été directement couplé avec les informations de navigation et d'attitude de l'appareil, pour former un dispositif unique nommé ADIRU (Air Data Inertial Reference Unit). L'ensemble a encore évolué vers les systèmes ADIRS puis GNADIRS (Global Navigation Air Data Inertial Reference System), qui combine notamment les réceptions GPS et VOR/DME, l'angle d'attaque de l'appareil ainsi que les informations des centrales inertielles aux données externes de température, d'altitude et de vitesse, au sein de l'ordinateur central FMGC décrit au paragraphe suivant.

R D


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Rack ADIRU d'un Airbus A330

Dans un but de sûreté de fonctionnement, les ADIRU's sont souvent dupliqués : ils sont par exemple montés par trois sur les Airbus, ils sont doublés par un SAARU (Secondary Attitude Air Data Reference Unit) sur Boeing 777. La transmission des informations se fait par le biais de bus de données, selon la norme ARINC 429 décrite au paragraphe 01.08. L'importance de ce système, alliée à différents incidents ou accidents dans lesquels les ADIRU ont été impliqués, ont conduit les autorités à rédiger de nombreuses directives qui imposent désormais aux constructeurs un très haut niveau de fiabilité.

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C.

FMS (Flight Management System)



l'entrée des paramètres de planification du vol,



le traitement des données fournies par différents capteurs durant le vol,



le calcul permanent et l'optimisation des paramètres de vol,



le pilotage de l'appareil en fonction de tous les éléments précédents.

Il y a donc effectivement entrée de données, traitement et restitution au travers d'action sur les commandes de vol, avec visualisation sur écrans de contrôle.

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AF

T

Schématiquement, la partie visible d'un FMS est la suivante :

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L'application principale de l'informatique embarquée, en aéronautique, est sans conteste le FMS (Flight Management System) : cet ordinateur monté dans les avions de ligne permet notamment :

Extrait de la brochure de présentation FMS Airbus

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Les deux composants principaux sont le MCDU (Multifunction Control Display Unit) et le ND (Navigation Display). On peut considérer le premier comme un clavier d'ordinateur qui permet au pilote de rentrer des données et de programmer l'intégralité du FMS, par le biais de plusieurs pages qui retracent les différentes phases de vol.



Préparation de vol  Phase Preflight



Décollage 

phase Take off



Montée 

phase Climb



Croisière 

phase Climb



Descente 

phase Descent



Approche 

phase Approach



Remise de gaz 



Après atterrissage  phase Done phase

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phase Go Arround

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Grâce au MCDU, le pilote peut enregistrer puis modifier son plan de vol, insérer les données initiales de type masse de l'aéronef, niveau de croisière souhaité, etc…

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Le système est couplé avec d'autre éléments de l'appareil tel que l'ACARS (Aircraft Communication Addressing and Reporting System) qui inclut l'ATSU (Air Traffic Service Unit), au travers duquel l'équipage peut communiquer directement avec le sol (messages des OPS, paramètres de vol, contrôles techniques pour les équipes de maintenance…).

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Exemple : phases de vol pour le FMS de l'Airbus A320 :

Le MCDU utilise un jeu de codes couleurs pour autoriser les entrées, signaler les données calculées par le système, attirer l'attention de l'équipage, etc…

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Un ensemble de sélecteurs situé en haut du tableau de bord et nommé FCU (Flight Control Unit) permettra à l'équipage, durant le vol, de choisir les modes et de sélectionner les paramètres de conduite de l'appareil de manière simple.

T AF R D


L'écran de visualisation ND permet quant à lui de présenter de manière graphique à l'équipage la position de l'appareil par rapport à son plan de vol, les aides de radionavigation dont il dispose, les informations météorologiques, les trajectoires de départ et d'arrivée des aéroports, les points de report, les trajectoires alternatives proposées, les données de vitesse, de distance et de temps restant, etc…

Exemples de Navigation Display Airbus

A l'instar de l'iceberg, le FMS possède une partie cachée plus importante encore, qui se nomme FMGC (Flight Management and Guidance Computer) : c'est le cœur du système, l'ordinateur central qui permet d'optimiser la trajectoire et les performances de l'avion (la consommation de carburant notamment), à l'aide des entrées manuelles et automatiques qu'il reçoit et traite en permanence. Les MCDU et ND ne sont finalement que ces périphériques d'entrée et de sortie, pour faire un parallèle avec l'ordinateur familial vu précédemment. L'architecture du FMGC, extraite de la brochure de présentation du FMS d'Airbus, est proposée en page suivante.

T

AF

R

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12 Circuits numériques et calculateurs

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T AF R D


La technologie embarquée bénéficie jour après jour des progrès de l'informatique courante : le cockpit de l'Airbus A380 propose désormais des écrans de visualisation ND étendus, des claviers "QWERTY" avec souris et pavé numérique, la gestion de curseurs …

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CHAPITRE O2 – LOGICIELS

Tout le matériel décrit au chapitre précédent, aussi sophistiqué soit-il, ne serait rien sans une série de directives chargée de lui indiquer ce que l'utilisateur attend. C'est ainsi que sur un seul et même ordinateur familial, on peut avoir un ou plusieurs programmes de traitement de texte, un tableur, des logiciels de retouche d'images, etc… Chacun d'entre eux a un but bien précis, et a été programmé à l'aide d'un langage que le processeur pourra comprendre, après un certain nombre d'étapes de "traduction", inversement proportionnel à la complexité de ce langage.

AF

02.01.01 – Langage assembleur

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Car le plus simple pour le processeur reste de s'adresser à lui dans sa propre langue, c'est-àdire en langage "assembleur". Mais c'est assurément le plus compliqué pour le programmeur. A l'inverse, utiliser un langage simple pour le programmeur (un langage dit de "haut niveau") multipliera les étapes de traduction, donc ralentira nettement la vitesse d'exécution. La notion de profondeur désigne la distance du langage utilisé par rapport au processeur.

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On l'a vu dès le début de cet ouvrage, on ne retrouve au plus profond de l'ordinateur que des 0 et des 1 : le processeur ne traite que du binaire (on parle alors de "langage machine"). Néanmoins, manipuler directement du binaire pour donner des ordres au processeur est impossible à l'échelle d'un logiciel de taille normale : les données binaires sont regroupées par blocs de 4 pour former des nombres hexadécimaux. Le système hexadécimal, ou base 16, consiste à compter de 0 à 9, puis de A à F. Ainsi, lorsqu’on arrive à 10 en décimal, on passe à A en hexadécimal. Le 16 en décimal devient 10 (unzéro) en hexadécimal. Voici le tableau de correspondance entre les premières valeurs de chaque système : La conversion entre binaire et hexadécimal se fait en groupant les bits par blocs de 4 :

D


02.01  LANGAGES DE PROGRAMMATION

Par exemple : 100110110010 devient après découpage 1001 1011 0010 .

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On place ce nombre dans le tableau des quatre premières puissances de 2 (soit 1, 2, 4 et 8 notés de la droite vers la gauche), bloc de droite en haut du tableau : On obtient 1001 1011 0010 (base 2) = 9B2 (base 16).

En parallèle, chaque constructeur de processeur met à la disposition des programmeurs le jeu d'instructions supporté par son circuit. Ceux-ci ont donc maintenant à leur disposition :

R

AF

T

- des instructions, qui sont au minimum de type :  déplacement  calculs simples (les quatre opérations de base)  modification de déroulement du programme (saut à une autre adresse, retour à un point caractéristique…)  comparaison - souvent des instructions étendues de type :  déplacement de blocs de mémoire  arithmétique lourde (sinus, cosinus, racine carrée, opérations sur les vecteurs…)  application d'une opération simple à un ensemble de données et non plus une donnée unique. - des valeurs qui sont désormais condensées en hexadécimal, - et les "adresses" des différents lieux de manipulation du processeur (espace dédié aux opérations, au stockage, aux résultats…). Ainsi, à titre d'exemple, si un processeur reconnaît, en langage machine, une instruction du type :

D


On a donc réduit un nombre binaire de 12 bits en un nombre hexadécimal à 3 chiffres ou lettres…

10110000 01100001

la même instruction devient en langage assembleur : movb $0x61,%al

qui signifie : mettre la valeur hexadécimale 61 à l'adresse "AL". Voici un petit exemple de programme écrit en langage assembleur : # define N 16 .global _start .comm _start: mov mov

BUFF

, N

$3 $0

, %eax , %ebx


mov mov int

$BUFF $N $0x80

, %ecx , %edx

mov mov mov mov int

%eax $4 $1 $BUFF $0x80

, , , ,

mov mov int

$1 $0 $0x80

, %eax , %ebx

%edx %eax %ebx %ecx

Toutes ces lignes permettent (seulement !) de lire 16 caractères tapés au clavier et de les afficher à l'écran…

AF

T

Le passage du langage assembleur au langage machine est réalisé par un programme nommé assembleur. Le langage assembleur est un langage dit "de bas niveau", tant il est difficile d'être plus proche du processeur… Mais en raison de sa complexité, il est réservé aux systèmes dédiés et franchement spécifiques : l'informatique embarquée est de fait son domaine de prédilection quasiment exclusif. 02.01.02 – Langages de haut niveau

R

Par opposition, les langages dits "de haut niveau" sont beaucoup plus facile d'accès, mais présentent l'inconvénient de devoir être "traduits" avant utilisation. L'opération, nommée compilation, est souvent lourde et le programme obtenu est presque toujours bien plus lent à l'utilisation, car grand consommateur de ressources. Le programmeur manipule un grand nombre d'instructions proches du langage courant et s'affranchit des contraintes du microprocesseur, qui seront prises en compte ultérieurement par le compilateur.

D


12

Parmi les langages de haut niveau les plus courants, on peut citer le Basic et ses dérivés, les Cobol, Fortran, PHP, Pascal et le C. Les langages de haut niveau ont évolué vers des logiciels nommés L4G (langage de quatrième génération). Ce sont souvent des langages combinés avec des Systèmes de Gestion de Bases de Données (SGBD) : les exemples types sont Access et Power Builder. Ces logiciels complets intègrent d'une part, la gestion des requêtes que l'utilisateur peut envoyer vers la base de données pour sélectionner les informations qu'il souhaite obtenir à un moment précis, d'autre part la création des écrans de visualisation (nommés "formulaires") qui vont servir d'interface entre lui et les données stockées. Ce formulaire permet de sélectionner, visualiser, insérer, modifier ou supprimer les informations contenues dans une base de données permettant la gestion d'un refuge de haute montagne.

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En résumé : -

T

02.01.03 – Langages de script

AF

Un peu en marge des deux précédentes catégories de logiciels, on trouve les langages de script. A l'origine, il s'agissait d'effectuer une succession de commandes simples, par exemple lancer automatiquement un programme et agrandir sa fenêtre en mode plein écran, ou effectuer une sauvegarde quotidienne. Dans les premières années du système d'exploitation Windows, on pouvait ainsi écrire des scripts sous DOS par exemple pour automatiser certaines tâches.

R

A l'heure actuelle, deux langages de scripts sont particulièrement utilisés : VBScript (diminutif de Microsoft Visual Basic Scripting Edition) et JavaScript. Le premier est dérivé de Visual Basic, langage de troisième génération, lui-même très proche du Basic. Il est utilisé pour manipuler, à l'aide d'instructions relativement simples, les objets contenus dans la plupart des applications Microsoft : Excel, Internet Explorer, Word, etc…

D


-

Les langages de première génération s'adressent aux ordinateurs en binaire (0 et 1) ou langage machine, le langage assembleur, s'adresse au microprocesseur instruction par instruction, c'est la seconde génération; la troisième génération introduit une syntaxe et des mots réservés, ce sont les langages procéduraux ou de haut niveau (COBOL, Fortran, BASIC, Pascal, langage C) ou à objets (Java, C++), la quatrième génération L4G, souvent associée à des bases de données, intégre la gestion de l'interface utilisateur et en propose un langage moins technique, plus proche de la syntaxe naturelle.

Voici un exemple très simple de programme VBScript, à titre de comparaison avec l'assembleur. La syntaxe de VBScript reste assez intuitive : For Colonne = 1 To 10 Cells(Ligne, Colonne).Select Valeur = Cells(Ligne, Colonne).Value Select Case Valeur Case 1 Selection.Interior.ColorIndex Case 2 Selection.Interior.ColorIndex Case 3 Selection.Interior.ColorIndex Case Else Selection.Interior.ColorIndex EndSelect End If

= 45 = 14 = 3 = 12

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Ce petit bout de programme déclenche un balayage des 10 premières colonnes d'un tableau Excel, et colorie l'intérieur de chaque cellule en fonction de la valeur qu'il y trouve.

T AF R D


En revanche, JavaScript est utilisé quasiment exclusivement pour la rédaction de scripts Web, d'autant plus que VBScript ne fonctionne que sur le navigateur de Microsoft, Internet Explorer. De ce fait, JavaScript lui a été préféré sur les navigateurs Netscape, Mozilla ou Opéra notamment.

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02.02  SYSTEMES D'EXPLOITATION EMBARQUES

T

L'un des tous premiers systèmes embarqués a été l'ADC du TOMCAT F14 de l'aéronavale américaine. Ce matériel et son logiciel ont été développés entre 1968 et 1970, sur la base du processeur MP944 qui passe pour être le premier microprocesseur de l'histoire. Il utilisait déjà des convertisseurs analogiques-numériques pour transmettre les informations des capteurs, et envoyait des ordres permettant au PA d'agir sur les commandes.

AF

De nos jours, chaque système informatique embarqué possède son OS, la plupart du temps développé exclusivement pour lui. Ce logiciel n'est d'ailleurs jamais totalement "figé", il est souvent mis à jour, voir ré-écrit. Les grands constructeurs emploient de nombreuses équipes d'informaticiens chargées de cette maintenance. Par exemple :

R

L'ATSU (Air Traffic Services Unit, chargé des communications sol/bord), embarqué sur les appareils Airbus, a été construit par Airbus lui-même, mais son logiciel a d'abord été sous-traité à la firme Honeywell, qui a adapté son programme Mark II CMU destiné aux avions non Airbus. Il a toutefois été repris partiellement à plusieurs reprises par les ingénieurs d'Airbus, dans un but de maintenance et d'amélioration. De nouvelles fonctionnalités peuvent ainsi être ajoutées au gré des modifications de l'appareil lui-même, ou pour des raisons de cryptage par exemple.

D


Le rôle du système d'exploitation ou OS pour Operating System a été décrit au paragraphe 01.04.02. Rappelons brièvement que le système d'exploitation est chargé en mémoire au démarrage du système; son rôle sera principalement de gérer les entrées-sorties et les fichiers, ainsi que l’affectation des ressources matérielles (mémoires notamment) aux différents programmes. Ainsi, le système d’exploitation dépend des caractéristiques physiques de l’ordinateur. Il peut être générique, de type Windows, comme sur les ordinateurs grand public, ou avoir été conçu spécifiquement pour un système donné.

A l'inverse, le groupe Thalès qui avait développé en interne un système d'exploitation pour ses logiciels de gestion des FMS, a cherché ensuite à transformer ces programmes pour les rendre compatibles avec d'autres OS, dans le but d'atteindre d'autres marchés. 02.03  NORMES ED-12B ET DO-178B Il est évident que ces logiciels doivent démontrer leur très haut niveau de fiabilité, tant une panne ou un blocage serait susceptible d'entraîner rapidement l'aéronef dans une situation délicate, voire critique. Aussi, deux organismes regroupant les industriels, équipementiers, autorités civiles aéronautiques, représentants des infrastructures au sol, prestataires de services et opérateurs, ont rédigé conjointement plusieurs textes fixant les conditions de sécurité applicables aux logiciels critiques de l'avionique dans l'aviation commerciale et l'aviation générale. Ces deux organismes sont :

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 

EUROCAE (European Organization for Civil Aviation Equipment), et RTCA (Radio Technical Commission for Aeronautics)

Cinq niveaux de criticité nommés DAL (Design Assurance Level) ont été établis en se fondant sur des études de sûreté de fonctionnement informatique :

  

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

Niveau A : Problème catastrophique - Sécurité du vol ou atterrissage compromis - Crash de l'avion Niveau B : Problème majeur entraînant des dégâts sérieux, voire la mort de quelques occupants Niveau C : Problème sérieux entraînant un dysfonctionnement des équipements vitaux de l'appareil Niveau D : Problème pouvant perturber la sécurité du vol Niveau E : Problème sans effet sur la sécurité du vol

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

Ces textes fixent également un certain nombre d'objectifs à atteindre, nombre d'autant plus élevé que le niveau de criticité est proche du A : Niveau E : Le développement logiciel n'est soumis à aucune contrainte particulière.



Niveau D : Le logiciel doit être documenté; la liste de documents à fournir est fixée par la norme. Préalablement au développement, des plans doivent être établis pour fixer les méthodes de développement, de vérification, de gestion de configuration, d'assurance qualité. Il faut assurer et vérifier la traçabilité entre les spécifications du système, les spécifications de haut niveau du logiciel, et les vérifications. Tout ce qui est spécifié doit être formellement vérifié: la couverture fonctionnelle doit être assurée. Les documents doivent aussi être formellement vérifiés. Le logiciel doit être géré en configuration, par exemple toutes les évolutions du code source doivent être justifiées Un service qualité indépendant doit assurer le respect de la norme en inspectant les sorties du cycle de vie du logiciel.

R



D


Parmi les textes proposés, les normes ED-12B et DO-178B Software considerations in airborne systems and equipment certification précisent notamment les contraintes de développement liées à l'obtention de la certification d'un logiciel d'avionique.

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Niveau C : en plus des contraintes du niveau D : Des règles de développement doivent être fixées au préalable (sur les phases de spécification, conception et codage) Les contraintes de traçabilité et de vérification s'appliquent également aux phases de conception et de codage du logiciel. Les exigences de bas niveau (ou exigences de conception) doivent être formellement vérifiées. La couverture structurelle, ou couverture de code, doit être vérifiée et analysée : toutes les instructions du code doivent avoir été exécutées et testées, tous les écarts doivent être justifiés. Ces contraintes amènent souvent à devoir passer des tests unitaires.



Niveau B : en plus des contraintes du niveau C : La couverture de code au niveau "décision" est requise. Les activités de développement et de vérification doivent être confiées à des équipes indépendantes.



Niveau A : en plus des contraintes du niveau B : La couverture de code au niveau "condition"/"décision" est requise.

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

AF

A chaque phase du développement des logiciels de systèmes embarqués, les normes ED12B et DO-178B prévoient également la fourniture de nombreux documents : Avant le développement, en phase de planification : Plan des aspects logiciels relatifs à la certification : en particulier ce document précise le niveau de criticité retenu, et par quels moyens on prévoit de remplir les objectifs des normes ED-12B / DO-178B Plan de développement logiciel Plan de vérification du logiciel Plan de gestion de configuration du logiciel Plan d'assurance qualité du logiciel Règles de spécifications du logiciel Règles de conception du logiciel Règles de codage du logiciel



Concernant le processus de développement proprement dit : Spécifications des exigences du logiciel Description de la conception du logiciel



Concernant le processus de vérification : Cas et procédures de vérification du logiciel Résultats de la vérification du logiciel :  Résultats de tests unitaires  Résultats de tests d'intégration  Résultats de tests  Analyse de la couverture de code  Revue de chaque document du logiciel

R



D



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

Concernant le processus de gestion de configuration : Index de la configuration du logiciel Index de l'environnement du cycle de vie du logiciel



Concernant le processus d'assurance qualité : Enregistrements relatifs à la qualité Compte-rendu de revue de conformité Résumé des travaux réalisés

Dans un souci de parfaite cohérence, EUROCAE et RTCA ont édité deux normes équivalentes dans le domaine du développement électronique, ED-80 et DO-254 "Design Assurance and Guidance for Airborne Electronic Hardware", ainsi qu'une recommandation relative au traitement des analyses de sécurité en aéronautique : ED-79 / ARP4754 "Certification considerations for Highly-Integrated and Complex Aicraft Systems".

R

AF

T

On peut enfin noter que les normes ED-12C et DO-178C font actuellement l'objet d'une révision complète: une nouvelle version totalement refondue sera publiée dans les prochaines années.

Le glossaire suivant propose une définition rapide des principaux termes informatiques utilisés dans ce fascicule.

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E.



Analogique : un signal est dit analogique s’il varie dans le temps de manière continue (il passe d’une valeur à une autre sans discontinuité, sans à-coup). Exemples: le courant alternatif, un son naturel, la lumière... La représentation d’un signal analogique est une courbe.



ASCII (American Standard Code for Information Interchange) : code commun permettant de standardiser l’information pour la rendre réutilisable sur des ordinateurs différents. Le code ASCII s’est imposé principalement sur les petites machines, PC familiaux et ordinateurs de bureau.



Bascule (flip-flop en anglais) : élément logique qui peut mémoriser l’état d’un bit (0 ou 1), dès lors qu’un ordre d’enregistrement est donné. Les processeurs et les mémoires sont composés de bascules en grand nombre.


Binaire : base numérique qui ne comprend que deux chiffres, le 0 et le 1, tout en permettant toutes les opérations arithmétiques et logiques.



Bit (binary digit) : plus petite unité d’information manipulée par un ordinateur, et qui ne peut prendre que les valeurs 0 ou 1.



Bus : ensemble des canaux de transmission reliant les différents modules d’un ordinateur, notamment son CPU et sa mémoire centrale. Un bus est caractérisé par sa largeur (dont dépend directement le volume de données qui peuvent transiter simultanément), ainsi que par sa fréquence (soit la cadence à laquelle les informations peuvent être transmises).



Bytes [Baït]: terme anglais désignant l’octet, c’est à dire un regroupement de 8 bits.



Calculateur : voir ordinateur.



Carte mère : circuit imprimé électronique qui sert de support notamment au processeur et à la mémoire, et qui assure le transfert des données grâce au bus. Les périphériques y sont connectés directement, ou par l’intermédiaire d’autres cartes spécialisées (cartes audio, vidéo, modem…).



CD-ROM (Compact Disk - Read Only Memory) : disque métallique de 12 cm de diamètre, recouvert d’une couche protectrice de plastique, permettant de stocker des données binaires. La capacité actuelle d’un CD-ROM est de 650 ou 700 Mo (soit respectivement 74 et 80 minutes de données audio). Un lecteur de CD-ROM est caractérisé principalement par sa vitesse, calculée par rapport à celle d’un lecteur audio, soit 150 Ko/seconde. Ainsi, un lecteur de CD-ROM qui lit 6000 Ko/seconde a une vitesse de « 40X » (40 fois plus rapide qu’un « 1X »).



Circuit intégré (ou IC pour Integrated Circuit) : circuit électronique extrêmement miniaturisé, comprenant plusieurs dizaines de millions de composants (transistors, condensateurs, résistances…) sur des surfaces très réduites. Les deux principaux circuits intégrés d’un ordinateur sont sa mémoire centrale et son processeur.



Circuit logique : schéma représentant l’agencement des fonctions logiques qui composent un système, pour permettre la compréhension de son fonctionnement. Le circuit logique est transposé de manière simple en circuit physique (l’assemblage des composants électroniques).



Computer : voir ordinateur.



CPU : « Control Processing Unit » ou « unité centrale de traitement » ou « processeur central ». Circuit intégré assurant le traitement des données et l’exécution des instructions.

R

AF

T



D


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12

Décimal (ou base 10) : base numérique courante, composée des chiffres de 0 à 9.



DVD-ROM (Digital Versatile Disk – Read Only Memory) : variante du CDROM permettant le stockage d’un volume nettement plus important de données binaires par rapport à ce dernier. Les DVD peuvent être simple ou double face, et le disque métallique contenu dans l’enveloppe protectrice de plastique peut être composé d’une ou de deux couches de métaux différents. En utilisant des faisceaux lasers de puissances variables, on peut lire les informations contenues sur l’une ou l’autre des deux couches, ce qui permet de superposer deux spirales de données (donc de doubler la capacité). Ainsi, un DVD simple face/simple couche a déjà une capacité de stockage de 4,7 Go ou 9H30 de données audio, soit l’équivalent d’environ 7 CD-ROM. Avec un DVD double face/simple couche, on double logiquement ces chiffres. Un DVD simple face/double couche permet de stocker 8,5 Go de données binaires ou 17h30 de données audio (soit environ 13 CD-ROM). On obtient donc jusqu’à 18 Go ou 35H de stockage avec un DVD double face/double couche, soit l’équivalent de 26 CD. Le principal intérêt du DVD est l’enregistrement de données vidéo, qui requièrent de gros espaces de stockage.



EBCDIC (Extended Binary Coded Decimal Interchange Code) : code mis au point par IBM dans les années 60, longtemps opposé au code ASCII. Comme ce dernier, son but est de standardiser l’information pour la rendre réutilisable sur des machines différentes. L’EBCDIC est encore très présent sur de nombreux ordinateurs professionnels.



Fonction logique : fonction théorique qui transforme la combinaison des valeurs binaires entrées en une ou plusieurs valeurs binaires de sortie.



Go (giga-octet) : 1024 Mo ou 1 073 741 824 octets (230 octets).



Hardware : partie matérielle d’un ordinateur, par opposition à sa partie logicielle (software). Il s’agit de l’ensemble concret, physique, de ses composants électroniques.



Hexadécimal (ou base 16) : base numérique composée des chiffres de 0 à 9, puis des lettres de A à F.



Interface : voir périphérique.



Ko (kilo-octet) : 1024 octets (210 octets).

R

AF

T



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Logique combinatoire : mode de raisonnement permettant la compréhension et la réalisation de circuits complexes fondés sur l’utilisation combinée de fonctions logiques de base.



Mémoire : circuit intégré qui permet le stockage temporaire ou définitif de données binaires.



Mémoire auxiliaire : voir mémoire de masse.



Mémoire centrale : mémoire de type RAM (ou mémoire vive), qui permet le stockage temporaire des données qui vont ou viennent d’être traitées par le processeur central de l’ordinateur, le CPU. A ce titre, la mémoire centrale et le CPU sont les deux organes principaux d’un ordinateur.



Mémoire de masse : mémoire permettant le stockage temporaire ou définitif de gros volumes de données. Elles sont aussi appelées « unités de stockage » ; ce sont par exemple les disques durs, CD-ROM, DVD, disquettes, disques zip ou optiques (DON), streamers (bandes magnétiques)…



Mémoire morte ou ROM (Read Only Memory) : mémoire qui conserve définitivement les données stockées, même lorsqu’elle n’est plus alimentée électriquement. Elle sert principalement à assurer la mise en route du système.



Mémoire vive ou RAM (Random Access Memory) : mémoire permettant le stockage temporaire des données dont l’ordinateur a besoin a un moment précis (chargement d’un programme, ouverture d’un fichier…). Elle est très rapide, mais toutes ses données sont effacées lors de l’arrêt du système.



Mo (méga-octet) : 1024 Ko ou 1 048 576 octets (220 octets).



Numérique : un signal est dit numérique s’il ne peut prendre que deux valeurs, une valeur basse et une valeur haute. Exemples : présence ou absence d’un courant, d’un faisceau, atteinte ou non d’un certain niveau de voltage... Un simple interrupteur qui ouvre ou ferme un circuit électrique permet de générer un signal numérique. Sa représentation est un histogramme.



Octal (ou base 8) : base numérique composée des chiffres de 0 à 7.



Octet : unité d’information formée par le regroupement de 8 bits.



Ordinateur : dispositif électronique programmable et autonome.



Ordinateur analogique : système hydraulique ou électronique capable de traiter des données non binaires, exprimées au moyen de grandeurs

R

AF

T



D


12

de

traitement

de

données,

12


Ordinateur numérique : système électronique permettant de résoudre des problèmes ou d’accomplir des tâches précises au moyen d’algorithmes. Les instructions envoyées sont converties en données binaires, avant traitement par le processeur.



OS ou Operating System : voir système d’exploitation.



Périphérique : dispositif électronique permettant d’effectuer une tâche précise au profit de l’ordinateur auquel il est connecté, comme l’impression, la visualisation, la saisie de caractères ou d’images, la transmission de données, etc...



Périphériques d’entrée : périphériques permettant la saisie et le codage des informations à destination de l’unité centrale, en vue de leur traitement. Par exemple : clavier, souris, scanner, table de numérisation, CD, appareil photo ou vidéo, capteurs divers…



Périphériques de sortie : périphériques qui présentent ou se servent des résultats fournis par l’ordinateur après traitement des données. Ce sont par exemple l’écran, l’imprimante, le tableau de bord de l’aéronef, un convertisseur, etc…



Périphériques d’entrée/sortie : périphériques permettant le transit des données dans les deux sens. Il s’agit principalement des dispositifs de stockage des données (qui doivent fonctionner en lecture comme en écriture), des cartes réseaux et des modems.



Processeur central : voir CPU.



RAM : Random Access Memory (mémoire à accès aléatoire), voir mémoire vive.



ROM : Read Only Memory (mémoire en lecture seule), voir mémoire morte.



Software : partie logicielle d’un ordinateur, par opposition à sa partie matérielle (hardware). Il s’agit de l’ensemble des programmes informatiques contenus dans l’ordinateur et chargés d’exécuter des tâches bien précises, pour certains dès le démarrage du système.



Système d’exploitation (ou OS pour Operating System) : programme informatique lancé dès le démarrage de l’ordinateur (Windows par exemple). Il est chargé de rechercher les périphériques connectés au système, de fournir leurs caractéristiques afin d’en assurer fonctionnement optimal, puis de gérer les échanges entre ces différents constituants. C’est également le système d’exploitation qui fournit l’interface graphique entre l’utilisateur et l’ordinateur.

R

AF

T



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physiques comme des intensités, des tensions, des densités, des pressions ou des températures. Il permet de simuler des problèmes physiques.




To (téra-octet) : 1024 Go ou 1 099 511 627 776 octets (240 octets).



Unité centrale : boîtier renfermant la carte mère et son alimentation électrique, ainsi que tous les composants électroniques et les différentes cartes qu’elle embarque. L’unité centrale est aussi nommée « tour », notamment pour les ordinateurs familiaux.



Unité centrale de traitement : voir CPU.



Vitesses employées en aéronautique :

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"CAS", pour calibrated airspeed (vitesse corrigée) : C'est la vitesse indiquée d'un aéronef, corrigée des erreurs de position et d'instrument. La vitesse corrigée est égale à la vitesse vraie, en conditions atmosphériques standard, au niveau de la mer.

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"EAS", pour equivalent airspeed (vitesse équivalente) : C'est la vitesse corrigée d'un aéronef, corrigée des effets de la compressibilité à l'altitude donnée. La vitesse équivalente est égale à la vitesse corrigée en conditions atmosphériques standard au niveau de la mer.

R

"IAS", pour indicated airspeed (ou KIAS, vitesse indiquée) : C'est la vitesse telle qu'indiquée par l'instrument de mesure anémobarométrique d'un aéronef, corrigée des effets de la compressibilité en conditions atmosphériques standard au niveau de la mer, non corrigée des erreurs du circuit anémobarométrique.

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"TAS", pour true airspeed (vitesse vraie) : C'est la vitesse air d'un aéronef en air calme. La vitesse vraie est égale à la vitesse équivalente multipliée par (ρ0/ρ)1/2 "GS", ground speed ou vitesse sol : C'est la vitesse de déplacement de l'aéronef au-dessus du sol, qui se déduit de l'information de vitesse air (ou vitesse vraie) et du vent régnant. La vitesse sol peut aussi être calculée à l'aide d'un radar utilisant l'effet Doppler, ou d'un GPS.

022 IB ATPL Tome 2 DRAFT.pdf

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