FR2924505A1

FR2924505A1 - Methode de decouplage du mode de suivi automatique du profil lateral et du mode de suivi automatique du profil vertical

Info

Publication number: FR2924505A1
Application number: FR0708455A
Authority: FR
Inventors: Guy Deker; Castaneda Manuel Gutierrez
Original assignee: Thales SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2007-12-04
Filing date: 2007-12-04
Publication date: 2009-06-05
Anticipated expiration: 2027-12-04
Also published as: US20090177341A1; US8838299B2; FR2924505B1

Abstract

La présente invention concerne une méthode de découplage du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical d'un système automatique de guidage d'un aéronef (A) volant sur une trajectoire de référence (T).Le mode de suivi automatique du profil vertical n'est pas désengagé immédiatement sur désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral.Après désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral, le mode de suivi automatique du profil vertical n'est désengagé automatiquement que si au moins un critère de séparation latérale entre la position courante ou à court terme de l'aéronef et le profil latéral correspondant à la trajectoire de référence est satisfait, compte tenu de l'erreur de position.Application : systèmes de gestion du vol

Description

Méthode de découplage du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical Domaine technique : La présente invention concerne une méthode de découplage du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical d'un système automatique de guidage d'un aéronef volant sur une trajectoire de référence. Elle s'applique par exemple dans le domaine des systèmes de gestion du vol.

Art antérieur et problème technique : Un plan de vol est la description détaillée de la route que doit suivre un avion dans le cadre d'un vol planifié. Le plan de vol comporte notamment une séquence chronologique de points de passage décrits par leur position, leur altitude et leur heure de survol. Les points de passage constituent une trajectoire de référence à suivre par le pilote de l'avion s'il souhaite respecter au mieux son plan de vol. Mais cette trajectoire de référence est également une aide précieuse au personnel de contrôle au sol. Elle lui permet d'anticiper les mouvements de l'avion et ainsi assurer un niveau de sécurité optimum, notamment dans le cadre du maintien des critères de séparation entre aéronefs. Le plan de vol est couramment géré à bord des avions civils par un système désigné par la terminologie anglo- saxonne de Flight Management System , que l'on appellera FMS par la suite. Un FMS met la trajectoire de référence à disposition du personnel de bord et à disposition des autres systèmes embarqués. Dans un souci de sécurité essentiellement, il faut donc s'assurer que l'avion suit au moins en terme géographique et éventuellement en terme horaire la trajectoire de référence décrite dans le plan de vol. Pour cela, des procédures de guidage permettent d'asservir l'avion sur un profil latéral et sur un profil vertical contenus dans la trajectoire de référence. Par exemple, en mode managed selon la terminologie anglo-saxonne, le pilote automatique élabore des manoeuvres à partir de la trajectoire de référence mise à disposition par le FMS et les exécute automatiquement afin de suivre au plus près dans l'espace à trois dimensions la trajectoire correspondant à la trajectoire de référence. Cependant, dans les zones terminales à forte densité de trafic ou en approche, les controleurs préfèrent usuellement assurer eux-mêmes le guidage à partir d'instructions de cap et de vitesse, ceci afin d'assurer en temps-réel la séparation optimum. De plus, dans certaines situations, il est préférable voire indispensable de dévier de la trajectoire de référence. Par exemple, la trajectoire de référence peut amener l'avion à croiser un autre aéronef en violant les critères de séparation latérale. Depuis son centre de contrôle au sol, le contrôleur de trafic en charge du vol, de la séparation et de l'anticollision avec les autres avions, anticipe par avance et prévient les risques potentiels car il a la connaissance de l'ensemble de la situation aérienne dans un large périmètre autour des aéronefs qu'il contrôle. Il met alors en oeuvre des procédures pré-établies de coordination entre le sol et le bord, ces procédures étant couramment regroupées sous la terminologie anglo-saxonne de Radar Vectoring . Les procédures de Radar Vectoring peuvent permettre d'assurer le croisement de deux aéronefs dans des conditions de sécurité optimum. Elles se basent sur un ensemble d'instructions ou de consignes de guidage, également pré-définies, que le contrôleur passe au pilote. Ces consignes sont abusivement regroupées sous la terminologie anglo-saxonne de clearance . Le pilote désengage alors les fonctions de suivi automatique de la trajectoire de référence et exécute manuellement les consignes de guidage qu'il reçoit du contrôleur, les unes à la suite des autres, en confirmant à chaque fois leur exécution au contrôleur. Bien souvent, les consignes sont exclusivement passées oralement par radio VHF, le pilote confirmant l'exécution par phonie également, même si certains systèmes récents utilisent parallèlement des liaisons de données numériques pour échanger quelques consignes de guidage. Par exemple, le contrôleur contrôlant le vol en guidage radar en zone terminale ou en approche et ne connaissant pas précisément la trajectoire prévue par l'avion, donnera au pilote une consigne de suivi d'un cap répondant au besoin de séparation de trafic sans pour autant que cela impose de s'écarter trop de la trajectoire calculée par le FMS. Le pilote doit alors désengager le mode de suivi automatique du profil latéral, afin de suivre manuellement la consigne de cap donnée par le contrôleur. Pour cela, les solutions actuelles lui imposent de désengager simultanément le mode de suivi automatique du profil latéral et le mode de suivi automatique du profil vertical, le profil latéral et le profil vertical faisant partie de la trajectoire de référence. En effet:, le profil vertical étant construit à partir du profil latéral, il apparaît évident que suivre le profil vertical n'a pas de sens si le profil latéral n'est plus suivi. Il est même probable que le profil vertical devienne rapidement impossible à suivre si le profil latéral n'est plus suivi. Les FMS selon l'art antérieur imposent donc d'asservir l'avion sur le profil latéral pour pouvoir suivre le profil vertical. II faut comprendre que le profil latéral présente un intérêt particulier pour le contrôleur au sol dans ses tâches de maintien des critères de séparation entre aéronefs. Alors que le profil vertical présente plutôt un intérêt particulier pour le pilote dans sa logique d'optimisation du vol en termes de consommation de kérosène, de confort des passagers et de temps de vol pour respecter son créneau d'atterrissage. En zone d'approche par exemple, le contrôleur guide l'avion en privilégiant des consignes latérales, même s'il essaie de suivre les autres contraintes du plan de vol tant que faire se peut en regard de la sécurité des vols dans la zone d'approche. Mais d'une part, le pilote peut être peut être gêné pour anticiper et optimiser la fin de son vol quand il n'a plus l'assistance du mode de suivi automatique du profil vertical. Tant qu'il n'a pas reçu d'instruction spécifique du contrôleur, ce qui est généralement le cas, le pilote est un peu livré à lui-même dans le choix de sa stratégie de vol vertical en manuel. D'autre part, le FMS continue à faire des prédictions sur le profil vertical, en faisant l'hypothèse que le profil vertical de la trajectoire de référence va être récupéré au plus tôt, c'est-à-dire qu'une manoeuvre de récupération va être déclenchée immédiatement, alors que ce n'est pas le cas. Ainsi, outre le fait que les prédictions sont fausses, le FMS est inutilement chargé puisqu'il recalcule en permanence une trajectoire de récupération. Il apparaît donc que cette logique opérationnelle combinée au désengagement simultané selon l'art antérieur du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical entraînent une perte de prédictabilité sur le profil vertical, sur le profil de vitesse et sur le temps de vol, une surcharge inutile du FMS et une perte d'anticipation pour le pilote. Par ailleurs, il arrive parfois que le contrôleur change d'avis et envoie une consigne resume route pour renvoyer l'avion sur sa trajectoire de référence. Dans ce cas, le fait de ne plus suivre le profil latéral s'avère particulièrement regrettable du point de vue du pilote.

Reprise des revendications : L'invention a notamment pour but de rémédier aux inconvénients précités. Pour cela, l'invention propose de ne pas désengager immédiatement le mode de suivi automatique du profil vertical quand le mode de suivi automatique du profil latéral est désengagé. Car bien souvent, le cap demandé suit plus ou moins le profil latéral de la trajectoire de référence, permettant en pratique de continuer à suivre pendant un certain temps le profil vertical optimisé. Souvent le contrôleur laisse au pilote une certaine marge en altitude. Parfois même, il laisse le pilote libre de choisir son profil vertical tant qu'il suit les consignes latérales. Ainsi, l'invention propose de désengager le mode vertical ultérieurement, seulement quand l'avion s'est écarté de sa trajectoire de référence à une distance telle que sa rejointe engendrerait un écart de distance et de temps de vol qui imposerait de recalculer complètement le profil vertical. A cet effet, l'invention a pour objet une méthode de découplage du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical d'un système automatique de guidage d'un aéronef volant sur une trajectoire de référence. Le mode de suivi automatique du profil vertical n'est pas désengagé sur désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral. Après désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral, le mode de suivi automatique du profil vertical n'est désengagé automatiquement que si au moins un critère de séparation latérale entre l'aéronef et le profil latéral correspondant à la trajectoire de référence est satisfait. Par exemple, après désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral, le mode de suivi automatique du profil vertical ne peut être désengagé automatiquement que si l'aéronef est susceptible de s'écarter du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence d'une distance supérieure à un seuil donné. Avantageusement, la distance dont l'aéronef est susceptible de s'écarter du profil latéral peut être calculée en estimant d'abord la position courante de l'aéronef, à partir de sa position mesurée à laquelle peut être ajoutée l'erreur de précision susceptible de l'écarter au maximum du profil latéral. Puis, peut être estimée la position de l'aéronef au bout d'un délai At s'il maintient, au départ de sa position courante, sa vitesse et/ou son angle de roulis constants pendant le délai At. Enfin, peut être estimée la distance entre la position de l'aéronef au bout du délai At et le point du profil latéral situé à la même altitude. Dans un mode de réalisation, après désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral, le mode de suivi automatique du profil vertical peut être désengagé automatiquement si l'aéronef est à une distance du profil latéral supérieure au seuil de distance. Le mode de suivi automatique du profil vertical peut également être désengagé automatiquement si l'aéronef s'éloigne du profil latéral de sorte qu'il sera au bout du délai At à une distance du profil latéral supérieure au seuil. L'invention a également pour objet une méthode de découplage du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical d'un système automatique de guidage d'un aéronef volant sur une trajectoire de référence. Le mode de suivi automatique du profil vertical est engagé automatiquement si le mode de suivi automatique du profil latéral est sur le point d'être engagé et si un critère de proximité latérale entre l'aéronef et le profil latéral correspondant à la trajectoire de référence est satisfait. Par exemple, le mode de suivi automatique du profil vertical peut être engagé automatiquement si l'aéronef est susceptible de s'approcher du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence d'une distance inférieure à un seuil donné.

Avantageusement, la distance dont l'aéronef est susceptible de s'approcher du profil latéral peut être calculée en estimant la position courante de l'aéronef, à partir de sa position mesurée à laquelle est ajoutée l'erreur de précision susceptible de l'approcher au maximum du profil latéral. Puis, peut être estimée la position de l'aéronef au bout d'un délai At s'il maintient, au départ de sa position courante, sa vitesse et/ou son angle de roulis constants pendant le délai At. Enfin, peut être estimée la distance entre la position de l'aéronef au bout du délai At et le point du profil latéral situé à la même altitude. Dans un mode de réalisation, le mode de suivi automatique du 35 profil vertical peut être engagé automatiquement si l'aéronef est à une distance du profil latéral inférieure au seuil de distance ou si l'aéronef s'approche du profil latéral de sorte qu'il sera au bout du délai At à une distance du profil latéral inférieure au seuil. L'invention a également pour objet une méthode de découplage du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical d'un système automatique de guidage d'un aéronef volant sur une trajectoire de référence mettant en oeuvre les deux méthodes décrites précédemment.

Avantages : Outre l'intérêt de voler plus longtemps un profil vertical optimisé et de diminuer la perte d'anticipation du pilote, l'invention a encore pour principaux avantages qu'elle permet de mieux maîtriser l'heure d'arrivée dans le cas où l'avion a une contrainte horaire à l'arrivée, scénario qui deviendra de plus en plus fréquent avec la densification du traffic aérien. Inversement, l'invention peut également permettre, à partir de la même fonction implémentant la même logique opérationnelle selon l'invention, d'anticiper l'engagement du mode de suivi latéral afin d'engager à l'avance le mode de suivi vertical, quand le mode de suivi latéral est sur le point de s'engager.

Description des figures : D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'aide de la description qui suit faite en regard de dessins annexés qui 25 représentent : - la figure 1, par un schéma, un exemple d'architecture d'un FMS permettant de mettre en oeuvre l'invention ; les figures 2a, 2b, 2c et 2d, par des synoptiques, des exemples de situations opérationnelles permettant selon l'invention de retarder 30 le désengagement du mode de suivi automatique du profil vertical ou inversement d'engager à l'avance le mode de suivi automatique du profil vertical.

Description de l'invention à partir des figures : La figure 1 illustre par un schéma un exemple d'architecture d'un FMS permettant de mettre en oeuvre l'invention. L'invention peut être implémentée dans un module 200 de guidage utilisant en entrée des éléments fournis par un module 120 et par un module 140. Le module 120 fournit des éléments d'une trajectoire de référence. Le module 140 fournit des éléments de prédiction construits à partir d'un plan de vol fourni par un module 110 à partir d'une base de données de performance 150 et d'une base de données de navigation 130, ainsi qu'à partir de la position et du vecteur d'état avion provenant d'un module 170 de localisation. Le module de localisation 170 utilise des capteurs de position 190, comme une balise GPS et/ou une centrale inertielle par exemple. Le plan de vol et les prédictions sont affichées au pilote par l'intermédiaire d'un module d'affichage 210. Le module de guidage 200 envoie à un module de pilotage automatique 180 des requêtes d'engagement de mode et de sous-mode de guidage correspondant aux boucles d'asservissement du module de pilotage automatique 180, ainsi que les consignes ou les cibles.

Les figures 2a, 2b, 2c et 2d illustrent par des synoptiques quatre situations opérationnelles rencontrées par un avion A. Les situations des figures 2a, 2b, 2c et 2d permettent à l'avion A de retarder selon l'invention le désengagement du mode de suivi automatique du profil vertical, qui est normalement selon l'art antérieur dégagé automatiquernent quand le mode latéral automatique est dégagé. Une condition de base pour autoriser le maintien du mode vertical engagé est que l'avion A ne s'écarte pas à plus d'une certaine distance de la trajectoire de référence T. Cependant, en plus de la position courante de l'avion A, il faut également considérer l'erreur de position courante, ainsi que la position de l'avion A à un horizon temporel court terme At, afin de garantir que l'avion A n'est pas en train de sortir d'un corridor centré sur T, ce corridor pouvant être de largeur RNP ( Required Navigation Performance ) par exemple. Des exemples de réalisation sont détaillés ci-après, dans lesquels : • le mode VNAV désigne le mode de suivi automatique du profil vertical et le mode LNAV désigne le mode de suivi automatique du profil 35 latéral ; • le mode selected désigne selon une terminologie anglo-saxonne le mode de guidage au pilote automatique permettant au pilote d'introduire une consigne de vol, comme par exemple une consigne de cap ou de vitesse, le pilote automatique contrôlant et maintenant la valeur de consigne indépendamment des autres paramètres de vol ; • XTK ( Cross Track selon l'expression anglo-saxonne) désigne l'écart latéral en distance par rapport à la trajectoire de référence T ; • TKE ( Track Angle Error selon l'expression anglo-saxonne) désigne l'écart angulaire entre l'angle de route correspondant à l'avion A et l'angle de route correspondant à la trajectoire de référence T ; • XTK.TKE désigne le produit scalaire de XTK et TKE ; • c désigne l'angle de roulis nécessaire pour effectuer un virage ; • VS désigne la vitesse sol ; • g = 9, 81 m/s2 ; • KI et K2 désignent respectivement un gain sur l'erreur de position latérale et un gain sur l'erreur d'altitude, qui dépendent du contexte avion et de sa dynamique convergente ou divergente par rapport à la trajectoire de référence T ; • EPU désigne selon l'acronyme anglo-saxon : Estimated Position Uncertainty une marge d'erreur maximale sur la position latérale ; • VEB désigne selon l'acronyme anglo-saxon Vertical Error Budget une marge d'erreur maximale sur l'altitude ; • ALTVERT désigne l'altitude prévue sur le profil vertical associé à la trajectoire de référence T ; • ALTA désigne l'altitude de l'avion A.

Ainsi, dans un mode de réalisation, le mode VNAV peut rester engagé si : • le mode VNAV est engagé, et • le mode LNAV était engagé et vient d'être désengagé pour un mode de navigation selected en cap par exemple, et :

o dans la situation de la figure 2a par exemple : l'avion A s'approche et converge vers la trajectoire de référence T (XTK.TKE <0), ou35 o dans la situation des figures 2b, 2c et 2d par exemple : l'avion A s'éloigne et diverge de la trajectoire de référence T (XTK.TKE > 0) mais ne devrait pas sortir du corridor de largeur RNP dans un intervalle de temps At suffisant pour laisser le temps à l'équipage de comprendre et réagir, c'est-à-dire :

^ dans la situation de la figure figure 2b par exemple : • l'avion A n'est pas en virage (11<3° par exemple), et • la position courante assortie de l'erreur de position latérale EPU et propagée de At avec le cap du vecteur vitesse courant ne dépasse pas le RNP: I(XTK + KI*EPU) + Vs*At*sin(TKE)I RNP, ou ^ dans la situation de la figure 2c par exemple : • l'avion A est en virage (IcI>3° par exemple), et • le virage le fait reconverger : ITKEI diminue, et • l'écart minimum de XTK dans le virage (assortie de son erreur de position latérale EPU) sera inférieure à RNP, c'est-à-dire : I(XTK + KI*EPU) + R*(1-cos(TKE))I s RNP avec R = (Vs)2 /(g*tanO), ou

^ dans la situation de la figure 2d par exemple : • l'avion A est en virage (IcDI>3° par exemple), et • le virage le fait diverger : ITKEI augmente, et • la propagation du virage en cours supposé constant pendant un temps At, à partir de la position courante assortie de l'erreur de position latérale EPU, donne un écart XTK inférieur à RNP.

Sinon, dans les autres situations que celles illustrées par les figures 2a, 2b, 35 2c et 2d, le mode VNAV est désengagé. 25 30 Les exemples de situations opérationnelles illustrées par les figures 2a, 2b, 2c et 2d permettent inversement à l'avion A de ré-engager à l'avance selon l'invention le mode de suivi automatique du profil vertical, qui est normalement engagé en même temps que le mode de suivi automatique du profil latéral.

Ainsi, le mode VNAV peut être engagé si : • le mode LNAV n'est pas engagé, et 10 • le mode LNAV est armé, et

o dans la situation de la figure 2a par exemple : l'avion A converge vers sa trajectoire de référence (XTK.TKE <0) et son écart de position latérale est inférieur à RNP, c'est-à-dire I(XTK + Ki*EPU)I RNP, ou

o dans la situation des figures 2b, 2c et 2d par exemple : l'avion A diverge de sa trajectoire (XTK.TKE > 0), et

^ dans la situation de la figure 2b par exemple : • l'avion A n'est pas en virage (101<3° par exemple), et • son écart de XTK maximum, c'est-à-dire propagé de AT et assorti de son erreur de précision latérale EPU, restera inférieur à RNP, c'est-à-dire : I(XTK + KI*EPU) + VS *At*sin(TKE)I 5 RNP, ou

^ dans la situation de la figure 2c par exemple : 30 • l'avion est en virage (1CI>3° par exemple), et • son écart de XTK maximum assorti de son erreur de précision latérale EPU restera inférieur à RNP, c'est-à-dire : I(XTK + KI*EPU) + R*(1-cos(TKE))I <_ RNP 35 avec R = (Vs)2/(g*tand)) 15 20 25 Sinon, le mode VNAV n'est pas engagé, notamment dans la situation illustrée par la figure 2d. Dans un autre mode de réalisation, il peut être envisagé d'engager le mode VNAV même si le pilote n'a pas armé le mode LNAV, à condition que l'avion A puisse suivre un profil vertical en étant proche de la trajectoire de référence T. 10 Ainsi, le mode VNAV peut être engagé si : • le mode LNAV n'est ni armé ni engagé, et • l'avion A se trouve proche verticalement de la trajectoire de référence T, c'est-à-dire par exemple : 15 IALTVERT û ALTA + K2*VEBI < 1000 pieds, et • l'avion A est dans l'une des situations de la figure 2a, 2b ou 2c.

Sinon, le mode VNAV n'est pas engagé, notamment dans la situation illustrée par la figure 2d. 20 Avantageusement, dans un autre mode de réalisation, le découplage complet des mode LNAV et VNAV peut être réalisé en appliquant les conditions d'écart contenu décrites précédemment et à 25 condition que le mode latéral soit armé.

Autres avantages : L'invention décrite précédemment permet de maintenir le mode de suivi d'un profil vertical optimisé pendant un temps suffisant pour que 30 l'équipage puisse préparer une nouvelle stratégie permettant d'optimiser le vol dans les nouvelles conditions engendrées par la consigne de guidage donnée par le contrôleur. In fine, le principe selon l'invention de suivi de la position de l'avion autour de son profil latéral peut autoriser un découplage des modes de suivi automatique du profil vertical et du profil latéral. 35

Claims

REVENDICATIONS

1. Méthode de découplage du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical d'un système automatique de guidage d'un aéronef (A) volant sur une trajectoire de référence (T), caractérisé en ce que : le mode de suivi automatique du profil vertical n'est pas désengagé sur désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral ; après désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral, le mode de suivi automatique du profil vertical n'est 1 o désengagé automatiquement que si au moins un critère de séparation latérale entre l'aéronef et le profil latéral correspondant à la trajectoire de référence est satisfait.

2. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que, après 15 désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral, le mode de suivi automatique du profil vertical n'est désengagé automatiquement que si l'aéronef est susceptible de s'écarter du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence (T) d'une distance supérieure à un seuil donné (RNP). 20

3. Méthode selon la revendication 2, caractérisée en ce que la distance dont l'aéronef (A) est susceptible de s'écarter du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence (T) est calculée : en estimant la position courante de l'aéronef à partir de sa position 25 mesurée à laquelle est ajoutée l'erreur de précision susceptible de l'écarter au maximum du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence ; -en estimant la position de l'aéronef au bout d'un délai At s'il maintient, au départ de sa position courante, sa vitesse et/ou son 30 angle de roulis constants pendant le délai At ; en estimant la distance entre la position de l'aéronef au bout du délai At et le point du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence situé à la même altitude.

4. Méthode selon la revendication 3, caractérisée en ce que, après désengagement du mode de suivi automatique du profil latéral, le mode de suivi automatique du profil vertical est désengagé automatiquement si : l'aéronef (A) est à une distance du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence (T) supérieure au seuil de distance (RNP), ou l'aéronef s'éloigne du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence de sorte qu'il sera au bout du délai At à une distance du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence supérieure au seuil (RNP).

5. Méthode selon la revendication 3, caractérisée en ce que l'erreur de précision comporte : une composante latérale égale à un gain (KI) multiplié par une erreur maximale en position latérale (EPU) ; une composante en altitude égale à un gain (K2) multiplié par une erreur maximale en altitude (VEB) ; les gains KI et K2 dépendant de la dynamique convergente ou divergente de l'aéronef par rapport à la trajectoire de référence (T).

6. Méthode de découplage du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical d'un système automatique de guidage d'un aéronef (A) volant sur une trajectoire de référence (T), caractérisé en ce que le mode de suivi automatique du profil vertical est engagé automatiquement si : le mode de suivi automatique du profil latéral est sur le point d'être engagé, et ; un critère de proximité latérale entre l'aéronef et le profil latéral correspondant à la trajectoire de référence est satisfait.

7. Méthode selon la revendication 6, caractérisée en ce que, le mode de suivi automatique du profil vertical est engagé automatiquement si l'aéronef (A) est susceptible de s'approcher du profil latéral correspondantà la trajectoire de référence (T) d'une distance inférieure à un seuil donné (RNP).

8. Méthode selon la revendication 7, caractérisée en ce que la distance dont l'aéronef (A) est susceptible de s'approcher du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence (T) est calculée : - en estimant la position courante de l'aéronef à partir de sa position mesurée à laquelle est ajoutée l'erreur de précision susceptible de l'approcher au maximum du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence ; -en estimant la position de l'aéronef au bout d'un délai At s'il maintient, au départ de sa position courante, sa vitesse et/ou son angle de roulis constants pendant le délai At ; - en estimant la distance entre la position de l'aéronef au bout du délai At et le point du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence situé à la même altitude.

9. Méthode selon la revendication 8, caractérisée en ce que, le mode de suivi automatique du profil vertical est engagé automatiquement si : l'aéronef (A) est à une distance du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence (T) inférieure au seuil de distance (RNP), ou -l'aéronef s'approche du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence de sorte qu'il sera au bout du délai At à une distance du profil latéral correspondant à la trajectoire de référence inférieure au seuil (RNP).

10. Méthode selon la revendication 8, caractérisée en ce que l'erreur de précision comporte : une composante latérale égale à un gain (KI) multiplié par une erreur maximale en position latérale (EPU) ; une composante en altitude égale à un gain (K2) multiplié par une erreur maximale en altitude (VEB) ; les gains KI et K2 dépendant de la dynamique convergente ou divergente de l'aéronef par rapport à la trajectoire de référence (T).

11. Méthode de découplage du mode de suivi automatique du profil latéral et du mode de suivi automatique du profil vertical d'un système automatique de guidage d'un aéronef (A) volant sur une trajectoire de référence (T), caractérisée en ce qu'elle met en oeuvre les méthodes selon les revendications 1 et 6.