application du radioaltimetre dans le gpws

N° d’ordre : 03 / L3/ TCO Année Universitaire : 2011 / 2012

UNIVERSITE D’ANTANANARIVO ----------------------

ECOLE SUPERIEURE POLYTECHNIQUE -----------------------

DEPARTEMENT TELECOMMUNICATION

MEMOIRE DE FIN D’ETUDES

en vue de l’obtention

du DIPLOME de Licence ès Sciences Techniques

Spécialité : Télécommunication

par : FAMO Velomalaza Faniry

APPLICATION DU RADIOALTIMETRE DANS LE GPWS

Soutenu le mardi 21 Juillet 2015 devant la Commission d’Examen composée de :

Président : M. RAKOTOMALALA Mamy Alain

Examinateurs :

M.RANDRIAMITANTSOA Andry Auguste

M.RAKOTONDRAINA Tahina Ezéchiel

Mme. ANDRIANTSILAVO Haja Samiarivonjy

Directeur de mémoire :

M. RATSIHOARANA Constant

i

REMERCIEMENTS

Avant tout, je glorifie l’Eternel Dieu tout puissant de m’avoir soutenu durant la réalisation de cet

ouvrage. Je tiens à exprimer toute ma reconnaissance à ceux, qui, de près ou de loin ont contribué

à son élaboration. Aussi, je remercie respectueusement :

Monsieur ANDRIANARY Philippe Antoine, Professeur Titulaire, Directeur de l’Ecole Supérieure

Polytechnique d’Antananarivo de m’avoir accueilli au sein de l’établissement ;

Monsieur RAKOTOMALALA Mamy Alain, Maître de Conférences et Chef de Département

Télécommunications, d’avoir permis l’achèvement de mes études dans les meilleurs conditions

possibles et encore qui nous fait l’honneur de présider le jury de cette soutenance.

Monsieur RATSIHOARANA Constant, Maître de Conférences, qui, en tant que Directeur de ce

mémoire, s'est toujours montré à l'écoute et très disponible tout au long de sa réalisation.

Tous les membres de jury, à savoir :

Monsieur RANDRIAMITANTSOA Andry Auguste, Maitre de Conférences au sein du

Département Télécommunication

Monsieur RAKOTONDRAINA Tahina Ezéchiel, Maitre de Conférences au sein du Département

Télécommunication

Madame ANDRIANTSILAVO Haja Samiarivonjy, Enseignant chercheur au sein du Département

Télécommunication

Qui ont accepté de sacrifier leur temps pour assister à la présentation de ce mémoire ;

Mes vifs remerciements s’adressent également à tous les enseignants et les personnels

administratifs de l’Ecole Supérieure Polytechnique d’Antananarivo.

Ma gratitude va plus particulièrement à ma grande famille, mes amis, mes collègues qui m’ont

encouragé et soutenu durant la langue préparation de ce mémoire.

Je vous remercie tous et que le Ciel vous donnera tout le bonheur que vous souhaitez.

ii

TABLE DES MATIERES

REMERCIEMENTS ...................................................................................................................................... i

TABLE DES MATIERES ............................................................................................................................ ii

NOTATIONS ............................................................................................................................................... vii

INTRODUCTION ......................................................................................................................................... 1

CHAPITRE 1 LES TECHNIQUES UTILISEES ET PRESENTATION DU RADAR . ......................... 2

1.1 Introduction ......................................................................................................................................... 2

1.2 Généralités ........................................................................................................................................... 2

1.3 Modulation du signal .......................................................................................................................... 3

1.3.1 Présentation générale sur le traitement du signal ....................................................................... 3

1.3.1.1 Absorption et distorsion dans le milieu .................................................................................. 3

1.3.1.2 Principe de la modulation ....................................................................................................... 4

1.3.1.3 Intérêt de la modulation .......................................................................................................... 4

1.3.2 Modulation d’impulsion ............................................................................................................... 4

1.3.2.1 Caractéristiques d’un signal impulsionnel.............................................................................. 5

1.3.2.2 Relation entre les puissances .................................................................................................. 5

1.3.2.3 Mesure de la distance d’une cible .......................................................................................... 6

1.3.2.4 Calcul du nombre des impulsions reçues ............................................................................... 7

1.3.3 Modulation de fréquence .............................................................................................................. 8

1.4 Présentation générale du RADAR ................................................................................................... 10

1.4.1 Généralités sur le RADAR .......................................................................................................... 10

1.4.2 Principe de fonctionnement ........................................................................................................ 11

1.4.3 Composantes principales ............................................................................................................ 12

1.4.4 Caractéristiques générales .......................................................................................................... 12

1.4.5 Les principaux types de radar utilisés en aviation civile ........................................................... 16

1.5 Conclusion ......................................................................................................................................... 16

iii

CHAPITRE 2 LE RADIOALTIMETRE .................................................................................................. 17

2.1 Introduction ....................................................................................................................................... 17

2.2 Principe de fonctionnement du Radioaltimètre ............................................................................. 17

2.2.1 Principe de base .......................................................................................................................... 17

2.2.2 Mesure de la hauteur .................................................................................................................. 18

2.2.2.1 Radar à modulation de fréquence : ....................................................................................... 18

2.2.2.2 Radioaltimètre à pente asservie : .......................................................................................... 19

2.2.3 Schéma de principe du radioaltimètre ....................................................................................... 20

2.2.4 Fonctionnement du radioaltimètre ............................................................................................ 22

2.2.4.1 Convertisseur Fréquence/Altitude ........................................................................................ 22

2.2.4.2 Traitement analogique .......................................................................................................... 23

2.2.4.3 Générateur dent de scie ........................................................................................................ 26

2.2.4.4 Traitement numérique .......................................................................................................... 26

2.2.4.5 Visualisation ......................................................................................................................... 27

2.3 Mode de fonctionnement .................................................................................................................. 27

2.3.1 Mode de poursuite ....................................................................................................................... 28

2.3.2 Mode de recherche ...................................................................................................................... 28

2.3.3 Mode contrôle d’intégrité ........................................................................................................... 28

2.4 Caractéristiques principales ............................................................................................................. 28

2.5 Equipement de bord.......................................................................................................................... 28

2.5.1 Constitution ................................................................................................................................. 28

2.5.2 Dispositif d’affichage .................................................................................................................. 29

2.6 Performances ..................................................................................................................................... 30

2.6.1 Portée........................................................................................................................................... 30

2.6.2 Précisions .................................................................................................................................... 30

2.7 Problèmes à résoudre........................................................................................................................ 31

2.7.1 Roulis........................................................................................................................................... 31

2.7.2 Tangage ....................................................................................................................................... 31

iv

2.7.3 Installation .................................................................................................................................. 32

2.8 Utilisation ........................................................................................................................................... 32

2.9 Conclusion ......................................................................................................................................... 33

CHAPITRE 3 LE GROUND PROXIMITY WARNING SYSTEM ................ ....................................... 34

3.1 Introduction ....................................................................................................................................... 34

3.2 Généralités ......................................................................................................................................... 34

3.3 Fonction du GPWS ........................................................................................................................... 34

3.4 Constitution du GPWS ..................................................................................................................... 35

3.4.1 Composants situés dans le poste de pilotage (cockpit) .............................................................. 35

3.4.1.1 Les deux hauts parleurs ........................................................................................................ 35

3.4.1.2 Les deux boutons témoins ambre «BELOW G/S» ............................................................... 35

3.4.1.3 Module d'avertissement de proximité sol GPWM................................................................ 36

3.4.2 Composants situés dans la soute électronique ........................................................................... 36

3.4.2.1 Le GPWC (Ground Proximity Warning Computer) ............................................................ 37

3.4.2.2 Le PIN Program ................................................................................................................... 38

3.5 Interface du GPWS ........................................................................................................................... 39

3.5.1 Les interfaces discrètes du système ............................................................................................ 39

3.5.2 Les interfaces digitales du GPWS .............................................................................................. 40

3.5.2.1 Les entrées digitales du GPWS : .......................................................................................... 41

3.5.2.2 Les sorties digitales du GPWS : ........................................................................................... 42

3.6 Modes de fonctionnement ................................................................................................................. 43

3.6.1 Mode 1 : Pente de descente excessive......................................................................................... 43

3.6.2 Mode 2 : Taux d’approche excessif ........................................................................................... 45

3.6.3 Mode 3 : Perte d’altitude après décollage .................................................................................. 47

3.6.4 Mode 4 : Proximité du sol avec les trains d'atterrissage entrants ou les volets entrants ......... 48

3.6.5 Mode 5 : Descente au-dessous du glide slope ............................................................................ 50

3.7 Les indications visuelles et auditives ............................................................................................... 52

3.8 Maintenance du GPWS .................................................................................................................... 53

v

3.8.1 L’auto test du GPWS .................................................................................................................. 53

3.8.1.1 L'auto test du niveau un (1) .................................................................................................. 53

3.8.1.2 L'auto test du niveau 2 .......................................................................................................... 54





3.8.2 L’état des LED sur le panneau avant du GPWC ....................................................................... 55

3.9 Conclusion ......................................................................................................................................... 55

CHAPITRE 4 SIMULATION SOUS MATLAB ...................................................................................... 56

4.1 Introduction ....................................................................................................................................... 56

4.2 Présentation du logiciel de simulation MATLAB .......................................................................... 56

4.3 Présentation de la simulation ........................................................................................................... 56

4.4 La modulation de fréquence ............................................................................................................. 57

4.4.1 Paramétrage ................................................................................................................................ 57

4.4.2 Résultats et interprétation ........................................................................................................... 59

4.5 Le radioaltimètre............................................................................................................................... 60

4.5.1 Paramétrage ................................................................................................................................ 60


4.6 Les modes de fonctionnement du GPWS ........................................................................................ 63

4.6.1 Paramétrage ................................................................................................................................ 64


4.7 Conclusion ......................................................................................................................................... 69

CONCLUSION ............................................................................................................................................ 70

ANNEXE 1 : NOTIONS D’AERONAUTIQUE ....................................................................................... 71

ANNEXE 2 : CODES SOURCES DE QUELQUES PROGRAMMES DE SIMULATION ................ 72

BIBLIOGRAPHIE ...................................................................................................................................... 74

vi

FICHE DE RENSEIGNEMENTS ............................................................................................................. 75

RESUME ...................................................................................................................................................... 76

ABSTRACT ................................................................................................................................................. 76

vii

NOTATIONS

1. Minuscules latines

C : célérité de la lumière

D : la dimension de la cible sur la direction de balayage,

f : fréquence

: fréquence du signal modulant

: fréquence du signal porteuse

H : altitude des roues

h’ : altitude pour le pilote automatique

K : rapport de conversion

n : nombre d’impulsions reçues

: temps de propagation de l’onde allant de la station à la cible

: temps de propagation de l’onde venant de la cible à la station

: durée d’observation des impulsions

V : vitesse de déplacement de la cible

2. Majuscules latines

A : amplitude

: amplitude du signal modulant

: amplitude du signal porteur

: surface apparente de l’antenne

: bande passante du signal modulant

viii

Cal# : commande de calibrage de la dent de scie

D : distance entre la station de radiolocalisation et la cible

D : diamètre de l’antenne

: distance maximale mesurable

: distance minimale mesurable

D1 : diode numéro 1

D2 : diode numéro 2

E : énergie d’une impulsion

F : fréquence de répétition du signal émis

: fréquence de battement

: fréquence de battement fixée égale à 25 kHz.

: fréquence émise

: fréquence reçue

: fréquence émise à l’instant initiale

G : gain d’antenne

G# : commande du gain en fonction de l’altitude

H : hauteur de l’appareil (avion)

: facteur d’efficacité

: sensibilité du modulateur

N : vitesse de rotation de l’antenne

: onde ou signal émis

ix

: onde reçue

: puissance crête

: puissance instantanée d’une impulsion

: puissance moyenne débitée par l’émetteur

: puissance maximale de l’impulsion émise

: puissance réfléchie

: puissance globale reçue par l’antenne

: puissance émise

R : distance parcourue par l’onde

: distance antenne-cible

: distance cible - antenne

: Signal de contrôle de la modulation

: signal émis par l’émetteur/ densité de puissance

: densité de puissance directive

: signal réfléchi par la cible

! : densité de puissance omnidirectionnelle

T : période

" : durée de la dent de scie.

Tr : période de récurrence

#$ : tension en dent de scie délivrée par le générateur

# : tension de commande de la pente de la dent de scie

x

# : tension en de scie modulant de l’émetteur

3. Minuscules grecques

β : indice de modulation

θ : angle d’ouverture du lobe principal de l’antenne

λ : longueur d’onde

π : constante pi

σ : surface équivalente

τ : durée d’impulsion

% : temps de retard le plus petit

φ : pulsation

& : phase instantanée de la porteuse

ω : vitesse angulaire du déplacement de la cible

4. Majuscules grecques

∆f : déviation maximale de fréquence

∆t : durée d’observation

∆φ : déviation maximale de phase

Ф : phase instantanée du signal porteur

Ω : la vitesse angulaire de la rotation de l’antenne

5. Abréviations

AC : Alternative Current

xi

ADIRU : Air Data Inertial Reference Unit

ADIRS : Air Data Inertial Reference System

ADR : Air Data Reference

AID : Air Inertial Data

Alm : alarme

Alt : Altitude

AOA : Angle Of Attach

ARINC : Aeronautical Radio INCorporation

AWR : Airborne Weather Radar

CFIT : Controlled Flight Into Terrain

CP : Control Panel

Cmd : Commande

DEU : Display Electronic Unit

DFCS : Display Flight Computer System

DH : Decision High

EFIS : Electronic Flight Instruments System

FDAU : Flight Data Acquisition Unit

FDR : Flight Data Recorder

FM : Frequency Modulation

FMC : Flight Management Computer

Ft : Feet

xii

Ghz : Gigahertz

GPS : Global Positioning System

GPWC : Ground Proximity Warning Computer

GPWM : Ground Proximity Warning Module

GPWS : Ground Proximity Warning System

Hz : Hertz

ILS : Instruments Landing System

IR : Inertial Reference

IVS : Inertial Vertical Speed

Kg : Kilogramme

KHz : Kilohertz

Km : Kilomètre

Kt : Knots (nœuds)

kΩ : Kilo ohm

LED : Light Electroluminescent Diode

LOC : LOCator

LRU : Line Replaceable Unit

m : mètre

MCP : Mode Control Panel

min : minute

MMR : Multi Mode Receiver

xiii

ND : Navigation Display

NFM : Narrow Frequency Modulation

PFD : Primary Flight Display

PPI : Plan Position Indicator

PSR : Primary Surveillance Radar

RA : Radio Altitude

RADAR : Radio Detection And Ranging

Rest : Reset

REU : Remote Electronic Unit

SHF : Super High Frequency

SMYD : Stall Management Yaw Damper

SSR : Secondary Surveillance Radar

TCAS : Traffic Collision Avoidance System

UHF : Ultra High Frequency

V : Volts

W : Watts

WFM : Wide Frequency Modulation

1

INTRODUCTION

En 1930, L. A. Hyland, du Naval Research Laboratory, réalise la première détection d'un aéronef à

partir de l’onde hertzienne comme support de transmission des signaux. Cette nouvelle découverte

lance une vaste étude sur les diverses applications dans le domaine de la sécurité de la navigation

aérienne civile.

Dans le secteur de l’aéronautique, les pilotes doivent avoir impérativement des informations

exactes sur la distance verticale de l’avion par rapport aux reliefs afin d’en prendre des décisions

adéquates pour la sécurité du vol. C’est pourquoi plusieurs recherches ont effectuées et le

radioaltimètre en est le résultat. Ce système sécuritaire soit-il, est tout de même associé à un

système d’avertissement de proximité sol, le GPWS, afin de garantir plus de sécurité tant pour les

vies humaines à bord de l’avion que pour l’appareil lui-même. Ce qui nous mène à intituler ce

mémoire : « Application du radioaltimètre dans le GPWS ».

Le but de ce mémoire est axé sur l’étude de l’ensemble fonctionnel d’aide RADAR utilisé en

aéronautique, le radioaltimètre, qui permet aux pilotes la lecture de la hauteur de décision et

d’expliquer les modes de fonctionnement du GPWS y associé.

Le contenue du travail de ce mémoire est divisé en deux parties :

La première, subdivisée en trois chapitres :

• Le premier chapitre consiste à expliquer les différentes techniques utilisées en

radiolocalisation et une présentation générale du RADAR

• Le deuxième chapitre est réservé à l’étude du fonctionnement du radioaltimètre

• Le troisième chapitre est consacré à l’étude des modes de fonctionnement du GPWS

La deuxième partie, consistant à des simulations sous Matlab, d’abord du système radioaltimètre,

en générant un signal et en interprétant les résultats lus par l’équipage à bord ; puis des modes de

fonctionnement du GPWS, en alarmant l’équipage à l’aide des messages visuelles et sonores.

2

CHAPITRE 1

LES TECHNIQUES UTILISEES ET PRESENTATION DU RADAR

1.1 Introduction

Le but de ce chapitre est à première vue d’expliquer les techniques utilisées par le système

RADAR afin de pouvoir comprendre son fonctionnement, en principe la modulation en

impulsion et la modulation en fréquence. Ensuite, une présentation générale du RADAR y sera

effectuée afin de pouvoir accéder aux chapitres suivants qui étudieront plus en détails le

radioaltimètre et le GPWS servant d’aide à la navigation dans l’aviation civile.

1.2 Généralités

L’exploitation des ondes radio est un moyen utilisé dans le secteur de l’aéronautique pour

améliorer la sécurité des personnes civiles ou militaires voyageant par voie aérienne à bord des

aéronefs. En général, la communication aéronautique peut être classifiée en deux grandes

catégories de système [1] :

• Les systèmes de radiocommunication ;

• et les systèmes de radiolocalisation.

Dans les systèmes de radiocommunication, comme leur nom l’indique, ils incluent une

communication directe entre le pilote et les contrôleurs aériens. Ils consistent principalement à la

communication d’informations de guidage de la part du contrôleur et de la transmission régulière

du compte rendu de position de l’aéronef par le pilote ainsi que d’autres informations pertinentes

relatives à la sécurité ou au trafic aérien, par exemple la signalisation d’un problème ou incident

quelconque.

Pour la seconde catégorie, elle concerne plutôt à l’utilisation des ondes radio pour localiser

l’aéronef dans l’espace tridimensionnelle incluant l’altitude, et nécessite la mesure des paramètres

de vol par le traitement des signaux émis et ou reçus, selon l’équipement utilisé.

Aussi, pour pouvoir transmettre une information, quel que soit son type et son utilisation, on doit

procéder la modulation de ce signal afin de l’adapter au canal de transmission [3].

Les systèmes de navigation aérienne utilisent différents types de modulation suivant la fonction de

l’équipement utilisé et du genre d’information échangée :

• modulation en impulsion

• modulation en amplitude

• modulation en fréquence

3

• modulation de phase

Ici, nous nous intéressons à la modulation en impulsion et à la modulation en fréquence, les

modulations utilisées par les Radar.

1.3 Modulation du signal

Il ne s’agit pas d'étudier le traitement de l'information, au sens de la compression, amplification,

encodage, mais de se consacrer aux traitements appliqués aux signaux en vu de leur transmission :

c'est à dire la modulation.

1.3.1 Présentation générale sur le traitement du signal

Afin de transmettre un signal, il est important de savoir la nécessité de le moduler.

1.3.1.1 Absorption et distorsion dans le milieu

La transmission d’information se faisant bien souvent par antennes, le canal utilisé est l’air qui a la

propriété d’absorber les ondes.

L'absorption est un phénomène dû à une perte d'énergie dans le milieu, le signal s'atténue

en parcourant le milieu comme le fait l'onde de choc créée par un corps jeté dans l'eau.

Figure 1.01: Amplitude d’une onde en fonction de la distance

De la même façon, toutes les composantes fréquentielles d'un signal ne se propagent pas à la

même vitesse. D'où l'intérêt, lors de la transmission d'un signal, de transmettre un spectre assez

étroit [1][2][3][4].

4

1.3.1.2 Principe de la modulation

Un récepteur capable de capter un signal provenant d'un émetteur rayonnant une onde

électromagnétique d'amplitude, de phase et de pulsation constantes, ne recevrait comme

information que la fréquence du signal émis.

Il est donc nécessaire de moduler le signal émis afin de pouvoir multiplier les informations

transmises.

Indépendamment de cela, il faut pouvoir transmettre les signaux à distance. Dans le cas de la

radiodiffusion: l'intérêt est d'utiliser un signal porteur de haute fréquence qui se propage bien dans

l'air, pour transmettre un signal basse fréquence (la voix ou musique) qui se transmettrait moins

loin de l'émetteur et moins bien [2][3][4].

1.3.1.3 Intérêt de la modulation

Supposons que l'on veuille transmettre un signal sonore audible. Il encombrerait une plage de

fréquences s'étendant de 50 Hz à 20 kHz. La transmission directe de ce signal, par ondes

hertziennes, est impossible car :

• il serait impossible, à la réception, de distinguer ce signal de tous les autres occupant la

même plage de fréquences.

• Les dimensions des antennes sont grandes d'environ une longueur d'onde du signal.

Celle-ci atteindrait alors des dimensions prohibitives.

Pour un signal de fréquence 20 kHz, la longueur de l'antenne serait d'au moins :

' ( ) * " ( ) ( +3 * 10/0

101 ( 30 3

où c est la vitesse de la lumière ou la célérité et T, f, sont respectivement la période, la fréquence

et la longueur d'onde.

• Même si il était possible de construire l'antenne, étant donné que, dans notre cas, la

fréquence du signal varie sur une large plage de fréquences, l’antenne ne serait pas

adaptée.

L'intérêt de la modulation réside donc dans la possibilité d'avoir un signal aisément

discernable et qui se propage correctement [2][3][4].

1.3.2 Modulation d’impulsion

L’onde porteuse est émise pendant les temps très courts séparés de longs intervalles. Les ondes

modulées par impulsions sont caractérisées par la variation de :

5

• l’amplitude des impulsions

• La durée de l’émission de l’onde porteuse ou la durée de l’impulsion

• La période de répétition ou période de récurrence des impulsions

1.3.2.1 Caractéristiques d’un signal impulsionnel

Pendant la durée d’impulsion, on peut modéliser le signal impulsionnel sous la forme :

4+50 ( 6 784ΩΩΩΩ5 (1.01)

Elle est caractérisée par :

• La puissance instantanée d’une impulsion :

9:+50 ( 4²+50 (1.02)

• L’énergie d’une impulsion de durée τ :

< ( = 9:>5 ( = 6² 784²+ΩΩΩΩ50 >5 ( 6² ?@

?

A

?

A

(1.03)

• La puissance crête de durée τ :

97 ( <? ( 6²

@ (1.04)

• Et la puissance moyenne d’un train de n impulsions de durée totale n.TC :

9D ( E . <E . GH ( <

GH ( 97. ?GH

(1.05)

1.3.2.2 Relation entre les puissances

Soient PJ : la puissance moyenne débitée par l’émetteur,

PM : la puissance maximale de l’impulsion émise,

τ: la durée d’une impulsion et

TC: la période de répétition des impulsions

9M. GH ( 9D? (1.06)

On peut encore écrire :

Le coefficient N

OP est appelé coefficient de remplissage qui représente la fraction de la période de

répétition occupée par chaque impulsion.

Le rapport OP N montre bien que la puissance de crête de l’impulsion émise est strictement supérieure

à la puissance moyenne du signal émis qui pourrait être propagé dans l’espace mais en

régime permanent [1][3][5].

6

1.3.2.3 Mesure de la distance d’une cible

Il est à noter que la modulation par impulsion est généralement utilisée pour la mesure de la

distance entre la station de radiolocalisation et la cible. La mesure de la distance s’effectue par

l’intermédiaire du temps du trajet d’aller et de retour de l’onde (cf. figure 1.02) [1][2][4].

En effet, si D est la distance entre la station de radiolocalisation et la cible ; C la vitesse de

propagation de l’onde, ce temps de trajet est mesuré par :

∆5 ( @. QR

(1.07)

∆t n’est autre que la durée d’observation t

Figure 1.02 : Mesure du temps de propagation du signal

Où E : l’émetteur de la station de radiolocalisation

R : le récepteur de la même station

SU+t0: signal émis par l’émetteur

SC+t0: signal réfléchi par la cible

tU: le temps de propagation de l’onde allant de la station (émetteur) jusqu’à la cible

tC: le temps de propagation de l’onde venant de la cible jusqu’à la station (récepteur).

Afin de pouvoir mesurer cette distance, l’impulsion écho et l’impulsion émise ne doivent pas se

superposer, c'est-à-dire que la durée d’observation doit être supérieure à celle de la durée de

chaque impulsion.

t> τ

A la limite, on a pour t ( τ : τ ( 2. DJWX

C

La distance minimale détectable est donc :

Z[\] ( ^ . _@

(1.08)

7

En outre, le signal est formé d’une série d’impulsions. Pour distinguer le signal écho du signal

émis, on doit imposer la condition suivante : t<TC A la limite maximale, on a pour t ( TC :

TC ( 2. DJ `C

La distance maximale mesurable sera donc :

Z[ab ( ^ . cd@

(1.09)

Figure 1.03 : Allure des signaux émis et reçus ainsi que la durée d’observation

1.3.2.4 Calcul du nombre des impulsions reçues

Soit les caractéristiques de l’antenne d’une station de radiolocalisation :

• θ : l’angle d’ouverture à 3 dB,

• N (tours/mn) : la vitesse de rotation de l’antenne,

• d : la dimension de la cible sur la direction de balayage,

• la vitesse de déplacement de la cible :

+v dans le sens du balayage

-v dans le sens contraire

• F : la fréquence de répétition du signal émis.

La durée d’observation est définie par :

t ( θ e fg

Ω

Avec R : la distance oblique entre la cible et la station,

Ω : la vitesse angulaire de la rotation de l’antenne.

8

Il y a deux cas à étudier lors du calcul du nombre d’impulsions reçues:

Pour une cible fixe, le nombre d’impulsions reçues est défini par :

n ( tTC

( tF

n ( θ e fg

ΩxF

Mais pour une cible mobile, on doit faire intervenir la vitesse angulaire de déplacement de la cible

qui est ω ( lg

Quand la cible se déplace dans le sens de rotation de l’antenne, le nombre d’impulsions reçues

est :

E ( θθθθ e >m

ΩΩΩΩ e nm

op (1.10)

Par contre, si elle se déplace dans le sens inverse, le nombre des impulsions reçues est :

E ( θθθθ e >m

ΩΩΩΩ q nm

op (1.11)

1.3.3 Modulation de fréquence

La modulation de fréquence est un procédé qui consiste à faire varier la fréquence d'un signal

porteur sinusoïdal en fonction d'un message à transmettre [1].

On considère la porteuse de fonction :

r(5) ( 6r . 784s@tur. 5 e ϕϕϕϕ(5)v (1.12)

On appelle phase instantanée de p(t)l'expression Φ(t) telle que :

ΦΦΦΦ(5) ( @xur. 5 e ϕϕϕϕ(5) (1.13)

La fréquence instantanée dep(t) est ()donnée par :

u(5) ( y@t o > ΦΦΦΦ(5)

>5 ( ur e y@x o >ϕϕϕϕ(5)

>5 (1.14)

En modulation de fréquence, la dérivée de la phase instantanée ϕ()est proportionnelleau signal

modulant, tel que :

y@x o zϕϕϕϕ()

z ( |uo [() ~) le sensibilité du modulateur en /# (1.15)

Elle varie en fonction du temps proportionnellement au signal modulant. On peut alors établir

une expression de la phase instantanée :

9

Φ(t) ( 2. t e ϕ+t0 et 12 x ϕ+0

( x 3+0

Φ+50 ( @tur. 5 e @x. |uo = [+0z (1.16)

+50 ( 6ro 784+ΦΦΦΦ+500 ( 6ro 784 @xur. 5 e @x. |u o = [+0z (1.17)

Soit un message d’équation:

[+0 ( 6D . 784+@x . u[. 50.... (1.18)

La fréquence instantanée du signal modulé s'écrit : u+50 ( ur e |u . 6D . 784+@x . u[ . 50 ( ur e ∆∆∆∆u. 784+@x . u[ . 50 (1.19)

Où ∆ ( . AJest la déviation maximale de fréquence.

+t0 varie donc entre q ∆ et e ∆

La phase instantanée du signal est telle que :

Φ+t0 ( 2π . t e 2 . x = AJ . cos+2 . . t0 . dt

Φ+t0 ( 2π . t e 2 . AJ2 .

x sin+2 . . t0

ΦΦΦΦ+50 ( @t ur. 5 e ∆∆∆∆uu[

o 4:E+@x . u[ . 50 (1.20)

Par définition∆φ est appelé déviation maximale de phase ou indice de modulation β telle que :

∆ϕ ( β ( ∆

.La phase instantanée Φ(t) varie entre (ϕ q ∆φ0 et(ϕ e ∆φ0

On peut maintenant dire que le signal modulé s(t) peut s’écrire :

+50 ( 6ro 784s@t ur. 5 e ββββ . 4:E+@x . u[ . 50v (1.21)

On a l’allure du signal modulé représenté sur la figure 1.04.

Figure 1.04 : Allure du signal modulé en fréquence

10

Voici une représentation de spectres en fonction de β :

Pour β ( 1 Pour β ( 2 Pour β ( 5

Figure 1.05 : Représentation de spectres

B : largeur de bande

Par définition on appelle modulation large bande (WFM) toute modulation FM pour laquelle

β>>1. A l’inverse, si β<<1, on parle de modulation bande étroite (NFM). En pratique on parle de

NFM dès que β<<0,5.

Comme la bande occupée par un signal FM est infinie, cependant, il est démontrer que la

transmission dans une bande donnée permet de récupérer parfaitement un signal à la

démodulation, car en général les raies du spectre sont concentrées autour de celle de la

porteuse.

De façon empirique, si m(t) est le signal modulant alors ∆ ( * |3+0| ( ∆

où est la

largeur de bande du modulant.

La largeur de bande est aussi donnée par une nouvelle formule de Carson :

( @ +∆∆∆∆u e y0 ( @+y e ββββ0. y (1.22)

Il faut noter que cette règle n'est pas la seule référence pour calculer la largeur de bande.

Elle donne en général une valeur sous estimée de la bande utile nécessaire à la transmission [1][4].

1.4 Présentation générale du RADAR

1.4.1 Généralités sur le RADAR

Le RADAR ou Radio Détection And Ranging est le résultat de l'accumulation de nombreuses

recherches menées antérieurement, et auxquelles les scientifiques de plusieurs pays, tels que les

Etats-Unis, l’Allemagne ont parallèlement participé. Ces recherches sont accélérées par le

développement général de l’arme aérienne, qui serait utilisée durant la deuxième guerre mondiale,

une guerre qui semblait inévitable. Après le conflit, le radar fait son apparition dans le domaine

civil. En premier, c’est le domaine de l’aviation civil qui en est équipé et se répand ensuite dans

11

des domaines aussi divers que la détection des précipitations en météorologie, l’étude des planètes

en astronomie, le contrôle de la vitesse sur les routes et la détection des artefacts archéologiques

dans le sol. Utilisé pour des applications dans l’aviation civile, le Radar est un système de

détection et de localisation d’obstacles, le moyen d’aide radioélectrique le plus fiable utilisé pour

permettre un rapide développement du contrôle aérien et aussi participant à la maintient de la

sécurité des aéronefs en vol et de la vie humaine à bord [1] [5] [6].

1.4.2 Principe de fonctionnement

Le radar utilise des impulsions d'énergie électromagnétique, ce signal hyperfréquence est émis en

direction de la cible. Une petite partie de l'énergie transmise est réfléchie par la cible dans la

direction du radar. Cette énergie renvoyée par la cible jusqu'au radar est appelée « écho »,

exactement comme lorsque l'on considère les ondes sonores. Un radar utilise l'écho afin de

déterminer la direction et la distance de l'objet quia réfléchi son signal [6].

Figure 1.06 : Principe de fonctionnement d’un radar

Le schéma ci-dessus illustre le principe de fonctionnement du radar primaire. Le signal transmis

par le radar est généré par un émetteur puissant puis passe par un duplexeur qui l’aiguille vers

l’antenne émettrice. Chaque cible réfléchit le signal en le dispersant dans un grand nombre de

directions ce qui se nomme la diffusion. La rétrodiffusion est le terme désignant la partie du signal

réfléchi diffusée dans la direction opposée à celle des ondes incidentes (émises). L'écho ainsi

réfléchi par la cible vers l’antenne sera aiguillé par le duplexeur vers un récepteur très sensible.

Les échos détectés par le radar peuvent être finalement visualisés sur l'écran traditionnel de type

PPI (plan position indicator) ou sur tout autre système de visualisation plus élaboré. L'écran type

12

PPI permet de visualiser un vecteur dont l'origine est la position actuelle du radar et la direction

l'axe de l'antenne. Ce vecteur fait le tour de l'écran à la vitesse de rotation de l'antenne, et la

position de l'axe de l'antenne au moment où un écho est détecté correspond donc à la direction

dans laquelle se trouve cet écho [1] [6].

1.4.3 Composantes principales

Un système radar est composé des éléments suivants [1]:

• le transmetteur est l’équipement qui génère le signal sous forme d’impulsion courte et de

forte puissance.

• le duplexeur est un circuit électronique qui relie l’antenne alternativement avec le

transmetteur et le récepteur, cela permet d’utiliser la même antenne pour l’émission et la

réception.

• le récepteur a pour fonction d’amplifier, de démoduler les signaux reçus et de renvoyer

des signaux vidéo à l’écran.

• l’antenne est un équipement qui diffuse l’énergie de l’émetteur dans l’espace. C’est aussi

celle qui capte les ondes électromagnétiques

• l’écran permet de représenter graphiquement la position relative des cibles détectées par le

radar.

1.4.4 Caractéristiques générales

• Equation du radar [6]

L'équation du radar traduit l'influence de phénomènes physiques sur la puissance rayonnée, la

propagation de l'onde, et jusqu'à la réception du signal réfléchi (écho). L'équation du radar permet

de réaliser une estimation des performances d'un système radar.

Supposons que les ondes électromagnétiques se propagent dans des conditions idéales (sans

perturbation).

Pour une antenne isotrope, ces ondes se propagent de façon uniforme dans toutes les directions

alors les zones d'égale densité de puissance forment donc des surfaces sphériques (A= 4π·R²)

concentriques autour de l'antenne.

La formule suivante permet de calculer la densité de puissance pour un aérien omnidirectionnel Su

¡¢ ( £¤x¥y@

(1.23)

13

Avec : puissance émise ¦§¨ ! : densité de puissance omnidirectionnelle ¦§ 3⁄ ¨ : distance antenne-cible ¦3¨ Comme les antennes radars ne sont pas des antennes isotropes et n’émettent que dans une seule

direction (sur une portion de la sphère) alors la densité de puissance dans la direction du gain

maximum est la suivante :

¡ª ( ¡¢ * « (1.24)

avec : densité de puissance directive ¦§¨ et G : gain d’antenne

La détection de la cible ne dépend pas uniquement de la densité de puissance à sa position mais

elle dépend également de la partie de l’énergie réfléchie par la cible qui est renvoyée vers

l'antenne du radar. Afin de déterminer la valeur de cette puissance réfléchie « utile », il est

nécessaire de connaître la surface équivalente radar σ de la cible.

La puissance réfléchie Pr découle de la densité de puissance Su, du gain d'antenne G et de la très

fluctuante surface équivalente radar σ:

9H ( 94. ¬. ¤tmy@ (1.25)

Avec : puissance réfléchie ¦§¨ et ® : surface équivalente radar ¦3¨ D'une façon simplifiée nous pouvons considérer la cible comme un émetteur (du signal réfléchi).

La puissance réfléchie Pr est donc assimilable à une puissance émise (par la cible).

Comme les conditions de propagation du signal sont identiques sur le trajet aller et sur le trajet

retour, nous pouvons réutiliser la formule (1) pour déterminer la densité de puissance Se atteignant

l'emplacement de l'antenne du radar:

¡¯ ( £d¤x¥@@ (1.26)

: densité de puissance ¦§ 3⁄ ¨, : distance cible-antenne ¦3¨ L'énergie globale reçue par l'antenne PR (c'est à dire la quantité de densité de puissance captée

par l'antenne) dépend de la surface apparente de l'antenne AW.

9m ( ±². 6³ (1.27)

: puissance ¦§¨ et : surface apparente de l’antenne ¦3¨ Nous pouvons donc définir la surface apparente par:

14

6³ ( 6´ . µ´ (1.28)

: facteur d’efficacité et A : surface réelle (géométrique) de l’antenne ¦3¨ Le calcul de la puissance captée par l'antenne PR peut donc s'effectuer ainsi:

9m ( ±² . 6´. µ´ (1.29)

£¥ ( £d¤x¥@@ . 6´. |´ (1.30)

Nous allons maintenant étendre l'équation au trajet global de l'onde, et comme nous pouvons

écrire que R1 = R2 nous obtenons l'équation suivante:

9m (94.¬.¤tmy@

¤tm@@ * 6´. µ´

9m ( 94. ¬. +¤t0@my@m@@ * 6´. µ´

(1.31)

Avec ( , on obtient :

9m ( 94. ¬. +¤t0@m¤ * 6´. µ´ (1.32)

Une formule supplémentaire (cependant elle ne sera pas expliquée ici) permet de déterminer le

gain d'antenne G en fonction de la longueur d'onde λ du signal émis.

« ( ¤xλλλλ

@ * 6´. µ´ (1.33)

L’équation du radar s’écrit :

9m ( 94. ¬@. λλλλ@+¤t0¶m¤ (1.34)

Après mise en forme nous pouvons exprimer la distance R sous la forme suivante:

m ( ·94. ¬@. λλλλ@9m+¤t0¶¤

(1.35)

On s’aperçoit que pour avoir des portées considérables, il faut : de grandes puissances à

l’émission, de récepteurs de très grandes sensibilités et des antennes très directives.

15

• Longueur d’onde [1] [4]

Comme le principe du radar est basé sur la réflexion d’ondes radioélectriques sur des obstacles

alors cela impose des longueurs d’ondes d’autant plus faibles que les obstacles à détecter sont plus

petits.

Le fait de travailler avec des « λ » faibles facilite la réalisation d’antennes très directives. Les

radars utilisent surtout des ondes hyperfréquences « UHF ou SHF »

• Durée de l’impulsion à l’émission [1]

Les durées choisies se situent généralement entre 0,1 et 1us

• Fréquence de récurrence [1]

Elle détermine la portée maximum. En effet, l’écho correspondant à un obstacle à la portée

maximum doit être revenu avant l’émission d’une nouvelle impulsion.

Les fréquences de récurrence choisies vont de 250 à 1000 Hz, soit des périodes de récurrence de 1

à 4 ms, d’où des portées de 150 à 600 Km

• Ouverture du faisceau (directivité) [1] [7]

Figure 1.07 : Diagramme de rayonnement

L’angle d’ouverture du lobe principal d’une antenne radar est d’autant plus étroit que le gain de

l’antenne est grand. L’affaiblissement considéré pour la mesure de l’angle est 3dB.

¸° ( ºAλλλλQ´ (1.36)

où D : le diamètre de l’antenne

16

1.4.5 Les principaux types de radar utilisés en aviation civile

Il existe plusieurs variétés de radar en aviation civile mais les plus utilisés sont :

• Les radars pour le contrôle de la circulation aérienne :

Le radar panoramique ou radar primaire (PSR : Primary Surveillance Radar) est un radar de

détection à grande portée, muni d’un faisceau fin balayant en azimut sur 360° autour de la station,

fournit la position des avions en coordonnées polaires sur un écran cathodique du type PPI

Le radar secondaire (SSR : Secondary Surveillance Radar) est une aide à la circulation aérienne

qui complète le radar primaire dont les impulsions émises par la station provoquent des réponses

actives des aéronefs équipés de transpondeurs. Le but du radar secondaire est d’obtenir de la part

des avions interrogés des informations d’identification et d’altitude-pression (calage 1013 mb)

• Les radars constituant une aide autonomes à la navigation aérienne :

Le radioaltimètre ou radiosonde d’atterrissage ou encore radar altimètre servant à connaitre la

hauteur de l’avion par rapport au sol, il sera étudier plus en détail prochainement.

Le radar météo de bord (AWR : Airborne Weather Radar) : servant à la détection, la localisation et

l’évitement des zones à forte turbulence et de précipitations associées aux nuages (cumulonimbus)

en avant de l’avion. Il permet aussi au pilote d’avoir une vision cartographique du sol en dessous

et devant l’avion (mapping : map mainting) [1][6].

1.5 Conclusion

Il est indispensable de connaitre les techniques utilisées en radiolocalisation, la modulation en

impulsion et la modulation de fréquence, pour comprendre le fonctionnement du système radar

altimètre utilisé en aviation civile consistant à une aide autonome à la navigation aérienne. Le

chapitre suivant étudiera plus en détails le fonctionnement de ce radioaltimètre.

17

CHAPITRE 2

LE RADIOALTIMETRE

2.1 Introduction

Le radioaltimètre ou radiosonde ou encore radar altimètre est un appareil de bord qui n’a aucune

relation avec d’autres appareils au sol : c'est une aide autonome à la navigation dans les phases

d'approche et d'atterrissage. Il permet de mesurer la hauteur d'un aéronef par rapport au sol ou la

surface de l'eau.

Le radioaltimètre joue un rôle très important dans les approches de précision ILS (Instruments

Landing System). C’est à partir de la DH (Decision High ou hauteur de décision) y affichée que la

décision de remise de gaz ou de poursuivre l’atterrissage est prise par le pilote.

2.2 Principe de fonctionnement du Radioaltimètre

2.2.1 Principe de base

Le radioaltimètre radioélectrique appartient à la classe des radars. Il fonctionne donc comme un

radar, et c’est le sol qui joue le rôle de réflecteur passif. L’antenne d’émission, installée sous le

fuselage de l’aéronef émet verticalement le signal vers le sol et une antenne de réception recueille

le signal écho [7].

Figure 2.01: Représentation de l’altitude d’un avion

Le principe du radioaltimètre est basé sur la modulation de fréquence.

L’utilisation de la modulation de fréquence avec un signal triangulaire ou sinusoïdal pour la

détermination de l’altitude est un élément essentiel pour le radioaltimètre.

2.2.2 Mesure de la hauteur

2.2.2.1 Radar à modulation de fréquence

La fréquence du signal émis est modulée sur une loi en dent de scie entre les deux valeurs

extrêmes et . L’écho de ce signal parvient avec un retard

En mélangeant le signal reçu avec une partie du signal

fréquence de battement [8]:

Figure 2.02 :

On a les relations :

Où τ : la durée du trajet aller-retour du signal émis

H : la hauteur à mesurer

C : la vitesse de la lumière

∂F : la variation maximale de fréquence

: la fréquence émise

: la fréquence reçue

On a alors :

La relation de la hauteur est alors obtenue par

18

Radar à modulation de fréquence :

du signal émis est modulée sur une loi en dent de scie entre les deux valeurs

. L’écho de ce signal parvient avec un retard τ à l’antenne de réception.

En mélangeant le signal reçu avec une partie du signal émis, on fait apparaître une

: Schéma représentant le signal émis et le signal reçu

retour du signal émis,

la variation maximale de fréquence

La relation de la hauteur est alors obtenue par :

du signal émis est modulée sur une loi en dent de scie entre les deux valeurs

à l’antenne de réception.

émis, on fait apparaître une

(2.01)

Schéma représentant le signal émis et le signal reçu

(2.02)

(2.03)

(2.04)

19

» ( c[. ¼. ½¾@. ¿½ (2.05)

Les radioaltimètres utilisent ce principe mais avec comme cible le sol. Le signal envoyé par

l’antenne d’émission du radioaltimètre est réfléchi par la surface de la terre et revient

jusqu’au niveau de l’antenne de réception. La durée de cet aller-retour est τ qu’on a vue dans la

relation précédemment [8].

Ce trajet aller-retour du signal émis par le radioaltimètre représenté sur la figure

Figure 2.03 : Schéma du trajet aller-retour de l’onde

De plus si l’on peut maintenir ∂Fet constantes, la mesure de " permet de calculer la hauteur H.

On a alors :

» ( |. c[ (2.06)

2.2.2.2 Radioaltimètre à pente asservie :

Il fonctionne selon le principe du radar à modulation de fréquence.

On sait que :

c[ ( @». ¿½¼ . ½¾

Et que ∂F et sont constantes.

La pente du signal en dents de scie dépend donc de la hauteur :

• à hauteur élevée, " est plus long

• à hauteur basse," est faible

20

Figure 2.04 : Variation du signal en dents de scie selon la hauteur

Pour obtenir ces résultats, il faut réaliser deux asservissements :

• le premier maintient la fréquence à la valeur .

• le second maintient l’excursion de fréquence ∂F constante

Le calcul de la hauteur H sera réalisé à partir de la mesure de " [8].

2.2.3 Schéma de principe du radioaltimètre

Figure 2.05 : Schéma synoptique du radioaltimètre

Le rôle de chaque bloc [7] [8]:

• L’oscillateur :

L’oscillateur a pour rôle de générer un signal triangulaire ou sinusoïdal pour moduler le signal à

envoyer. L’oscillateur du radioaltimètre travaille dans les fréquences de 4.20GHz à 4.40GHz.

Basse altitude

21

• L’émetteur :

L’émetteur a pour rôle de transmettre le signal modulé en fréquence vers l’antenne d’émission

après l’avoir amplifié.

• L’antenne d’émission :

L’antenne d’émission reçoit en totalité le signal à émettre qui vient de l’émetteur.

L’antenne d’émission transforme alors ce signal électrique en onde électromagnétique et qu’il va

émettre vers le sol.

• L’antenne de réception :

L’antenne de réception fait l’opération inverse de celle de l’antenne d’émission. Il capte l’onde

électromagnétique qui est réfléchie par le sol, et il le transforme en signal électrique. Ce

signal électrique sera envoyé vers le récepteur.

• Le récepteur :

Le récepteur filtre le signal écho venant de l’antenne pour éliminer le bruit qui s’est superposé à ce

signal écho, puis amplifie le signal filtré. En suite, il envoi le signal ainsi amplifié vers

l’étage mélangeur.

• Le mélangeur :

Le mélangeur à pour rôle de mélanger le signal reçu avec une partie du signal émis afin d’obtenir

le produit de ces deux signaux.

• Le préamplificateur :

Le préamplificateur a pour rôle d’amplifier le signal de fréquence venant du mélangeur.

• Le filtre passe bas :

Le filtre passe bas est utilisé pour ne garder que la partie basse fréquence du mélange, en

particulier le signal qui est à la fréquence avec ( q .

• Le détecteur :

Ce bloc a pour rôle de trouver la variation de fréquence ∂F pour permettre au convertisseur

fréquence/tension d’en extraire les informations sur l’altitude de l’avion.

• Le convertisseur fréquence/tension :

Le bloc convertisseur fréquence/tension génère à partir de la fréquence de battement déviation

fréquence ∂F une valeur de tension qui est directement proportionnelle à l’altitude de l’aéronef.

• L’afficheur :

L’afficheur donne la valeur de l’altitude en pieds de l’aéronef selon la valeur de la tension obtenue

par le convertisseur fréquence/tension.

22

2.2.4 Fonctionnement du radioaltimètre

Pour mieux comprendre le fonctionnement du radioaltimètre, il est nécessaire de voir en détail le

fonctionnement de chaque bloc qui le constitue. L’étude sera alors basée sur le schéma fonctionnel

plus net du radioaltimètre et au fur et à mesure, on entre dans les détails sur chaque élément

constituant ce schéma fonctionnel.

Le schéma de principe général du radioaltimètre est illustré sur la figure 2.06. [7]

Figure 2.06: Schéma fonctionnel du radioaltimètre

Avec : L’onde ou le signal émis et : L’onde reçue.

: Signal de contrôle de la modulation.

H : hauteur de l’appareil, h : altitude des roues et h’ : altitude pour le pilote automatique.

Cal# : commande de calibrage de la dent de scie.

: fréquence de battement.

G# : commande du gain en fonction de l’altitude.

# : tension de commande de la pente de la dent de scie et # : tension en de scie modulant

l’émetteur.

" : durée de la dent de scie. Et Alm : alarme.

2.2.4.1 Convertisseur Fréquence/Altitude

Ce bloc réalise la conversion /en information contenant l’altitude Hen élaborant la fréquence

de battement entre l’onde émise et l’onde reçue. Il délivre aussi le signal de contrôle de

modulation .

23

Le schéma fonctionnel du convertisseur Altitude/Fréquence est illustré par la figure ci-dessous:

Figure 2.07 : Schéma fonctionnel du convertisseur altitude/fréquence

• Modulation de fréquence :

Cette fonction secondaire est réalisée par un oscillateur à varactor dont la fréquence est

modulée par la tension #.

• Contrôle de modulation :

Ce bloc délivre une information lorsque, au cours de la modulation, la fréquence est égale à

une des valeurs de référence donnée.

• Conversion tension/onde :

Cette fonction est réalisée par l’antenne d’émission qui rayonne l’onde à émettre defréquence.

• Conversion onde/tension :

C’est l’opération inverse de la conversion tension/onde, cette fonction est réalisée par l’antenne de

réception qui capte l’onde réfléchie par le sol et transforme en un signal électrique

defréquence .

• Soustracteur de fréquence :

Cette fonction est réalisée par un mélangeur. Le mélangeur fait la soustraction de la fréquence

d’émission avec la fréquence du signal reçu pour avoir la fréquence de battement .

( q

2.2.4.2 Traitement analogique

Figure 2.08 : Schéma fonctionnel du convertisseur

24

Il réalise une amplification variable en fonction de l’altitude (cf. figure3.7). La commande de la

variation du gain de l’amplification est réalisé par G# qui est un mot numérique. Il élabore aussi

une tension #qui est proportionnelle à la fréquence de battement . Mais la fonction la plus

importante que le traitement analogique assure est de stabiliser la boucle d’asservissement

constituée par le convertisseur Altitude/fréquence, le traitement analogique et la génératrice dent

de scie notamment en adaptant son amplification en fonction de l’altitude en vue de maintenir la

pente ÀÁÂ constante.

• Amplificateur A1 :

L’amplificateur A1 amplifie le signal qui a pour fréquence la fréquence de battement . Il a une

amplification de gain A1=48.

• Amplificateur à gain variable :

L’amplificateur à gain variable est réglé par la commande G# en fonction de l’altitude mesurée

afin de maintenir l’amplitude de la tension d’entrée du discriminateur sensiblement constante.

Figure 2.09 : Schéma de l’amplificateur à gain variable

L’amplificateur opérationnel MA1/1 et MA/2 sont de type TL082.

Le transistor Q1 est type 2N2222A.

Le convertisseur numérique analogique MN1 est du type AD7524.

• Filtrage/limitation :

Cette fonction limite le spectre du signal transmis dans une bande étroite centrée sur 25kHz en vue

de s’affranchir des ondes multiples réfléchies par le sol et reçues par l’antenne de réception. De

plus elle amplifie le signal transmis.

25

La variation du coefficient de pertes peut faire varier le niveau du signal reçu de façon

relativement importante. Cette fonction a aussi pour effet d’empêcher une variation brutale

de l’amplitude appliquée à l’entrée du discriminateur ce qui risquerait d’entraîner des

perturbations.

• Discriminateur :

Le bloc discriminateur réalise l’opération :

# ( Ã+ q 0

Dans cette opération est la fréquence de battement et ( 25kHz. Ici #est la tension d’erreur

qui est une tension continue et k est le rapport de conversion.

Le schéma complet d’un discriminateur du radioaltimètre radioélectrique est donné sur la figure ci

dessous :

Figure 2.10 : Schéma du discriminateur

Ici comme sur l’amplificateur à gain variable les trois amplificateurs opérationnels MA/1, MA/2 et

MA/3 du discriminateur sont de type TL082.

Tandis que les deux diodes D1 et D2 sont de type 1N4148.

• Intégrateur :

L’intégrateur est utile pour corriger la réponse transitoire de façon à annuler l’erreur statique.

• Correcteur du gain :

Le correcteur du gain contribue à la stabilité de l’asservissement de la fréquence de battement .

Elle limite automatiquement la valeur du terme proportionnel, l’amplification augmente

avec l’altitude z, ce qui diminuerait la stabilité sans cette précaution [7].

26

2.2.4.3 Générateur dent de scie

Le générateur dent de scie élabore une tension # en dent de scie dont la pente varie en fonction

du signal commande #.

Le schéma fonctionnel du générateur d’un signal en dent de scie est illustré sur la figure

ci-dessous [7]:

Figure 2.11 : Schéma fonctionnel d’un générateur d’un signal dent de scie

• Production dent de scie :

Elle délivre une tension #$en dent de scie, d’amplitude maximale # constante, de

penteproportionnelle à la valeur de la tension de commande #.

L’information "fournie par ce bloc production dent de scie représente la durée de la dent de scie

et qui est envoyé vers le bloc traitement numérique.

• Calibrage dent de scie :

La commande de calibrage Cal# permet de régler les paramètres # et Ç# de la tension #

suivantune relation de la forme : # ( . #$ e #

Figure 2.12 : Signal en dent de scie selon la valeur #et ∂V

2.2.4.4 Traitement numérique

A partir de la mesure de la durée de la dent de scie " par le générateur de dent de scie et du

signal de contrôle de la modulation , la fonction du traitement numérique consiste à déterminer

27

l’altitude H de l’avion, et d’élaborer les commandes de gain G# et de calibrage de la dent de scie

Cal#.

Le traitement numérique interprète également les commandes et réglages Cmd, et dans le cas

échéant il génère les alarmes Alm. Il élabore aussi l’information en altitude h’ pour le pilote

automatique.

Voici un schéma fonctionnel du bloc traitement numérique d’un radioaltimètre radioélectrique :

Figure 2.13 : Schéma fonctionnel du bloc traitement numérique

La fonction assurée par le traitement numérique est organisée autour d’un microcontrôleur. Ce

bloc contrôle le séquencement des échanges de données et effectue les différents calculs.

L’information Rest permet de réinitialiser la fonction du traitement numérique.

2.2.4.5 Visualisation

La visualisation donne l’information de l’altitude H de l’aéronef sous forme lisible par le pilote.

La connaissance de cette altitude permet donc au pilote de prendre une décision pour mieux

gérer l’approche et l’atterrissage son appareil.

2.3 Mode de fonctionnement

Afin de garantir des mesures fiables, le radioaltimètre utilise trois modes de fonctionnement [1] :

• Mode de poursuite

• Mode de recherche

• Mode contrôle d’intégrité

28

2.3.1 Mode de poursuite

C’est le mode de fonctionnement courant du radioaltimètre. Lorsque la quantité du signal reçu par

l’antenne de réception permet une mesure valide de la hauteur. La durée de la dent de scie est

l’image de la hauteur.

2.3.2 Mode de recherche

Lorsque pour une raison quelconque, le signal reçu ne permet pas une mesure valide, le

radioaltimètre entre automatiquement dans le mode recherche. Dans ce mode, il explore

successivement les diverses altitudes, en partant de l’altitude zéro. Lorsque la mesure devient

valide, il retourne dans le mode poursuite. S’il ne parvient pas au cours de cette exploration à

obtenir une mesure valide, alors il génère une alarme.

2.3.3 Mode contrôle d’intégrité

En vue de garantir l’intégrité de son fonctionnement, le radioaltimètre teste périodiquement

les fonctions qui constituent les chaînes de mesure utilisées dans les modes précédents. Pour ce la,

il injecte des signaux de test, puis contrôle les résultats obtenus. En cas de défaut, il génère une

alarme.

2.4 Caractéristiques principales

Le radioaltimètre a les quelques propriétés de fonctionnement suivantes [1][7]:

• Plage de fréquence de l’oscillateur de 4,2Ghz à 4,4Ghz

• Plage de température de -15°C à 71°C.

• Puissance émise : une puissance inférieure à 1 Watt, pratiquement elle est de 0,5 Watts

• Stabilité de la fréquence de plus ou moins 20MHZ.

2.5 Equipement de bord

2.5.1 Constitution

L’équipement de bord est constitué par [1]:

• Deux antennes identiques en forme d’assiette disposées sous le fuselage de l’avion, l’une

pour l’émission et l’autre pour la réception

• Un émetteur-récepteur SHF installé en soute centrale

• Un indicateur

2.5.2 Dispositif d’affichage

L’information de distance verticale (hauteur de l’aéronef par rapport au sol) est présentée

directement soit sur un indicateur à aiguille, soit sur le PFD (Primary Flight Display) pour les

aéronefs équipés d’instruments EFIS (Electronic Flight Instrument System)

Les indicateurs comportent une échelle de 0 à 2500 ft

• La première moitié du cadran

• La deuxième moitié du cadran

Un index commandé par un bouton permet de sélecter une hauteur limite (hauteur de décision) au

dessous de laquelle une alarme se dé

lumineux).

Figure 2.14

Sur les aéronefs équipés d’instruments EFIS

le mode s’effectue sur le panneau «

Sur l’image ci-après la DH est reportée sur le PFD en bas à droite. Lorsque l’aéronef arrivera à

DH un voyant ambre en bas au centre clignotera 3secondes puis restera allumé jusqu’à

l’atterrissage.

29


irectement soit sur un indicateur à aiguille, soit sur le PFD (Primary Flight Display) pour les

aéronefs équipés d’instruments EFIS (Electronic Flight Instrument System)

Les indicateurs comportent une échelle de 0 à 2500 ft :

La première moitié du cadran : 0 à 500 ft échelle linéaire

La deuxième moitié du cadran : 500 à2500 ft échelle logarithmique


dessous de laquelle une alarme se déclenche automatiquement (clignotement d’un voyant

Figure 2.14 : L’indicateur à aiguille du radioaltimètre

fs équipés d’instruments EFIS la sélection de la DH (hauteur de décision) ainsi que

le mode s’effectue sur le panneau « Control Panel » situé sur le bandeau du tableau de bord.

après la DH est reportée sur le PFD en bas à droite. Lorsque l’aéronef arrivera à



irectement soit sur un indicateur à aiguille, soit sur le PFD (Primary Flight Display) pour les

aéronefs équipés d’instruments EFIS (Electronic Flight Instrument System) [1][9].


clenche automatiquement (clignotement d’un voyant

L’indicateur à aiguille du radioaltimètre

la sélection de la DH (hauteur de décision) ainsi que

situé sur le bandeau du tableau de bord.

après la DH est reportée sur le PFD en bas à droite. Lorsque l’aéronef arrivera à


Figure 2.15

2.6 Performances

2.6.1 Portée

Un radioaltimètre a une portée maximale de 2500 ft soit 762 m de hauteur (1ft = 0,3048m)

2.6.2 Précisions

La précision du radioaltimètre varie selon la hauteur

• De 0 à 100 ft : erreur de +/

• De 100 à 500 ft : erreur de +/

• De 500 à 2500 ft : erreur de +/

30

Figure 2.15 : Le Primary Flight Display (PFD)

Un radioaltimètre a une portée maximale de 2500 ft soit 762 m de hauteur (1ft = 0,3048m)

La précision du radioaltimètre varie selon la hauteur [1] :

: erreur de +/- 1,5 ft

: erreur de +/- 2 ft

: erreur de +/- 4 ft

Un radioaltimètre a une portée maximale de 2500 ft soit 762 m de hauteur (1ft = 0,3048m) [1].

2.7 Problèmes à résoudre

2.7.1 Roulis

L’altitude représente le plus court trajet entre l’appareil et le sol. Lorsque l’appareil fait un angle

avec le sol, si les antennes ont un diagramme de

dirigé verticalement, cela introduit une erreur de mesure.

Il faut donc utiliser des antennes avec un diagramme très ouvert : 45° p

ne pas fausser la mesure de l’altitude effectuée

Figure 2.16 : Représentation de l’ouverture du faisceau d’onde pendant le roulis

Après correction, l’antenne de réception captera différents échos, ce qui traduit par un

élargissement du spectre vers les fréquences élevées.

Le radioaltimètre devra reconnaître le signal utile correspondant au temps de retard le plus petit

[1][7].

2.7.2 Tangage

Les problèmes rencontrés lors du roulis apparaîtront lors du tangage, ainsi qu’à l’atterrissage et au

décollage, du fait des angles d’inclinaison que prend l’appareil par rapport au sol.

31


avec le sol, si les antennes ont un diagramme de rayonnement étroit, et si le faisceau n’est plus

dirigé verticalement, cela introduit une erreur de mesure.

Il faut donc utiliser des antennes avec un diagramme très ouvert : 45° pour le lobe principal pour

pas fausser la mesure de l’altitude effectuée.

Représentation de l’ouverture du faisceau d’onde pendant le roulis

, l’antenne de réception captera différents échos, ce qui traduit par un

élargissement du spectre vers les fréquences élevées.



d’inclinaison que prend l’appareil par rapport au sol.


rayonnement étroit, et si le faisceau n’est plus

our le lobe principal pour

Représentation de l’ouverture du faisceau d’onde pendant le roulis

, l’antenne de réception captera différents échos, ce qui traduit par un



d’inclinaison que prend l’appareil par rapport au sol.

32

Figure 2.17 : Les ouvertures du faisceau d’onde pendant le tangage.

En outre, compte tenu de la vitesse du déplacement par rapport au sol, l’effet Doppler se manifeste

et il en résulte une variation de la fréquence de battement qui peut atteindre 1kHz [1][7].

2.7.3 Installation

Selon la géométrie de l’appareil, l’emplacement des antennes, la liaison entre les antennes et

le boîtier électronique, il résulte un délai d’installation dans l’appareil qui sera désigné par AID.

L’altitude h du train d’atterrissage se calcule à partir de l’altitude H par la relation : h = H – AID.

En pratique, ce délai correspond à quelques dizaines de pieds. Son réglage permet

d’étalonner l’altitude 0 correspond au toucher des roues.

L’emplacement et le diagramme des antennes doivent être adaptés à l’appareil pour que la mesure

de l’altitude ne soit pas perturbée lors de la sortie du train d’atterrissage [1][7].

2.8 Utilisation

A bord de l’aéronef, le pilote sélectionne la DH à l’avance, selon la catégorie d’approche. Durant

les phases d’approche et d’atterrissage, le pilote peut avoir en permanence sa distance verticale par

rapport au sol ou la surface de l’eau. Et dès que la DH est atteinte une alarme se déclenche et un

voyant lumineux se clignote (s’allume) automatiquement jusqu’à ce que les roues de l’aéronef

touchent le sol (la surface de la piste d’atterrissage), rendant la hauteur affichée sur le

radioaltimètre à une valeur H=0.

Figure 2.18

La première figure indique que l’avion entre dans la phase d’approche à l’atterrissage et

1500 ft du sol.

La deuxième figure indique que l’avion est bien à la DH sélectée, obligeant le pilote à prendre

une décision adéquate à la sécurité du vol

La troisième figure signifie que le pilote a choisi de poursuivre l’att

un succès. L’alarme s’arrête et le voyant lumineux s’éteint.

La dernière figure signifie que le pilote a décidé d’interrompre l’approche à l’atterrissage,

l’avion monte jusqu’à un niveau de vol donné par le contrôleur aérien

durant laquelle une autorisation donnée permettra de procéder à une nouvelle approche à

l’atterrissage.

2.9 Conclusion

Le radioaltimètre est donc un

information continue de la distance verticale de l’avion par rapport au sol. Il participe grandement

dans l’approche à l’atterrissage en indiquant la hauteur de l’avion qui a pour valeur la DH, point

où une décision favorable à la sécurité du vol est obligatoirement p

son fonctionnement nous a permis de comprendre le principe de détermination de la hauteur de

l’avion. Le chapitre suivant se consacrera à l’étude de fonctionnement du GPWS qui utilisera

l’information de distance fournie par l

33

face de la piste d’atterrissage), rendant la hauteur affichée sur le

radioaltimètre à une valeur H=0. [1]

Figure 2.18 : Exemple d’affichage radioaltimètre

indique que l’avion entre dans la phase d’approche à l’atterrissage et

indique que l’avion est bien à la DH sélectée, obligeant le pilote à prendre

une décision adéquate à la sécurité du vol : poursuivre ou non l’atterrissage.

signifie que le pilote a choisi de poursuivre l’atterrissage et que celui

un succès. L’alarme s’arrête et le voyant lumineux s’éteint.

signifie que le pilote a décidé d’interrompre l’approche à l’atterrissage,

l’avion monte jusqu’à un niveau de vol donné par le contrôleur aérien pour un circuit d’attente


système fiable utilisé en navigation aérienne, il fournit au pilote une

continue de la distance verticale de l’avion par rapport au sol. Il participe grandement


où une décision favorable à la sécurité du vol est obligatoirement prise par le pilote. L’étude de



l’information de distance fournie par le radioaltimètre.

face de la piste d’atterrissage), rendant la hauteur affichée sur le

indique que l’avion entre dans la phase d’approche à l’atterrissage et étant à

indique que l’avion est bien à la DH sélectée, obligeant le pilote à prendre

: poursuivre ou non l’atterrissage.

errissage et que celui- ci est

signifie que le pilote a décidé d’interrompre l’approche à l’atterrissage,

pour un circuit d’attente


système fiable utilisé en navigation aérienne, il fournit au pilote une

continue de la distance verticale de l’avion par rapport au sol. Il participe grandement


rise par le pilote. L’étude de



34

CHAPITRE 3

LE GROUND PROXIMITY WARNING SYSTEM

3.1 Introduction

Le but de ce chapitre est d’expliquer ce qu’est un GPWS afin de pouvoir comprendre son utilité

dans la prévention d’accidents auxquels des pertes de vie humaines en sont les conséquences. Il y

sera présenté des brefs généralités, puis successivement la fonction, la constitution, les interfaces

du GPWS. Par la suite, les modes de fonctionnement, qui sont les points essentiels, seront

expliqués plus en détail. Pour finir, il y sera définit les indications visuelles et auditives et la

maintenance du GPWS.

3.2 Généralités

Les collisions avec le relief sans perte de contrôle CFIT (Controlled Flight Into Terrain)

constituent depuis l'avènement de l'aviation commerciale dans les années cinquante, la majorité

des cas d'accidents aériens. Ce type d'accident est d'autant plus dramatique que l'enquête technique

montre, qu'avant l'impact, l'avion était en état de navigabilité, que ses systèmes de bord

fonctionnaient de façon normale mais que l'équipage n'avait pas conscience de l'imminence de

l'accident. [11]

De ce fait plusieurs recherches sont effectuées en se penchant sur ce problème crucial pour la

sécurité de vol afin de prévenir ce type d’accident ; et parmi les fruits de ces recherches, le GPWS

installé à bord des avions. Il fonctionne avec le radioaltimètre lorsque l’avion se trouve à moins

de 2500 ft. [1]

3.3 Fonction du GPWS

Le Ground Proximity Warning System a une fonction de générer des alarmes sonores et visuelles

lorsque l’évolution de l’avion est anormale et risque d’entrainer une collision avec le sol [1].

Cet équipement est obligatoire à bord des avions [12]:

• dont la configuration maximale approuvée est supérieure à 9 sièges ou dont la masse

maximale certifiée au décollage est supérieure à 5700 kg.

• dont la configuration maximale approuvée est supérieure à 30 sièges ou dont la masse

maximale certifiée au décollage est supérieure à 15000kg.

35

En comparant en permanence les informations fournies par le radioaltimètre et d’autres paramètres

de vol, le GPWS surveille constamment la position de l'avion par rapport au sol et exclut ainsi

pratiquement tout risque de contact d'une façon dangereuse avec ce dernier [13].

3.4 Constitution du GPWS

Le système GPWS est représenté sur ce schéma :

Figure 3.01 : Schéma synoptique représentant le GPWS

Selon leur localisation, les éléments qui composent le GPWS sont les suivants [13][14] :

3.4.1 Composants situés dans le poste de pilotage (cockpit)

3.4.1.1 Les deux hauts parleurs

Les hauts parleurs sont branchés avec le GPWC à travers le REU (Remote Electronic Unit)

(cf. Figure 3.01). Ils fournissent des avertissements générés électroniquement par le GPWS.

3.4.1.2 Les deux boutons témoins ambre «BELOW G/S»

Les deux boutons témoins ambres «BELOW G/S» sont placés sur le tableau de bord. Ils ont deux

fonctions :

• Ils s'allument en clignotant pour avertir l'équipage que l'aéronef est en dessous de la

trajectoire du Glide Slope.

• Pour désactiver les alertes du mode 5, il suffit d'appuyer sur l'un de ces boutons témoins.

36

3.4.1.3 Module d'avertissement de proximité sol GPWM

Le module d'avertissement de proximité sol GPWM est l'interface entre l'équipage et le GPWS, il

se situe en face du copilote (cf. Figure 3.02).

Figure 3.02 : Le module d’avertissement de proximité sol (GPWM)

Il contient les éléments suivants:

• Une lampe témoin ambre (GPWS INOP) : elle s'allume dans les cas suivants :

Le mauvais fonctionnement du GPWS ;

Le manque de l'une des entrées critiques du GPWC (input);

Pendant un autotest du GPWC.

• Bouton poussoir test (SYS TEST) : le bouton de test permet de faire un autotest du

GPWC au niveau du poste de pilotage.

• Un interrupteur d'inhibition volets (FLAPS INHIBIT) : Lorsqu'on veut faire une

approche terrain ou un atterrissage avec des volets partiels, à ce moment on met

l'interrupteur sur la position INHIBIT afin d'éliminer l'alarme sonore du mode 4.

• Un interrupteur d'inhibition trains (GEAR INHIBIT) : Lorsqu'on veut faire une

approche terrain avec trains entrants, on met l'interrupteur sur la position INHIBIT afin

d'éliminer l'alarme sonore du mode 4.

3.4.2 Composants situés dans la soute électronique

Ils sont placés dans un compartiment dit E1 de la soute électronique

37

Figure 3.03 : Emplacement des composants dans la soute électronique

Les composants situés dans la soute électronique sont :

3.4.2.1 Le GPWC (Ground Proximity Warning Computer)

Le calculateur d'avertissement de proximité sol GPWC, compare le profil de l'avion, la position

des volets, des trains et la marge de sécurité par rapport au sol, pour déterminer s'il y a une alerte

ou condition d'avertissement de collision avec le sol. Le GPWC est un LRU (Line Replaceable

Unit), avec 2.4 pouces de largeur (6.10Cm), 7.9 pouces de hauteur (20.07Cm), et de 14.3 pouces

de longueur (36.32Cm). Il pèse 7 pounds (3.18Kg). Il est alimenté sous une tension alternative de

115V AC, ayant une fréquence de 400Hz. [2] (cf. Figure 3.04)

Figure 3.04 : Le calculateur d'avertissement de proximité sol (GPWC)

La face avant du GPWC comprend trois (3) LEDs (Light Electroluminescent Diode) et une porte

(cf. Figure 3.05) :

• LED EXTERNAL FAULT (défaut externe): elle s'allume ambre en cas de panne

extérieur au GPWC ;

PIN Program

GPWC

38

• LED COMPUTER OK (ordinateur ok): elle s'allume verte et reste allumée tant que

l'EGPWC est alimenté et fonctionne normalement ;

• LED COMPUTER FAIL (échec d'ordinateur) : elle s'allume rouge et reste allumée en

cas de panne interne du calculateur.

Figure 3.05 : Face avant du GPWC

La porte de la face avant donne l'accès aux fonctions suivantes (cf. Figure 3.05) :

• SELF TEST SWITCH (bouton poussoir) : pour démarrer le test du GPWS;

• HEADPHONE JACK (prise d'écouteur) : où se branchent les écouteurs pour entendre

toutes les alarmes qui sont dans la mémoire du GPWC ;

• MEMORY CARD SLOT (fente de carte mémoire) : pour introduire la carte afin de

charger ou de décharger les données du terrain (pour une application future);

• UPLOAD/DOWNLOAD STATUS INDICATOR : quatre (4) LEDs qui indiquent le

déroulement des opérations de chargement ou déchargement ;

• RS-232 CONNECTOR (connecteur RS-232) : utilisé dans l'atelier, pour le chargement

/déchargement des données à l'aide d'un ordinateur ainsi que durant la maintenance du

GPWC ;

3.4.2.2 Le PIN Program

Le PIN Program est un ensemble de micros Switch câblés et positionnés de telles sortes à donner

un mot binaire indiquant au GPWC les informations suivantes:

39

• Le type d'avion ;

• Le volume d'écoute haut ou bas.

3.5 Interface du GPWS

Le système d'avertissement de proximité sol GPWS (cf. Figure 3.06) comprend un calculateur

d'avertissement de proximité sol GPWC, un module d'avertissement de proximité sol GPWM, les

deux relais et d'autres composants. Le GPWC est considéré comme le composant principal du

GPWS, il est programmé pour échanger des données avec autres éléments constitutifs du système.

Figure 3.06 : Les interfaces du GPWS

Le constructeur a différencié les interfaces du GPWS selon le degré de l'importance de

l'information à traiter en deux: les interfaces discrètes et les interfaces digitales [1][13][14].

3.5.1 Les interfaces discrètes du système

La figure suivante illustre les interfaces discrètes :

40

Figure 3.07: Les interfaces discrètes du GPWS

Les entrées discrètes sont :

• L'interrupteur d'inhibition trains (Gear Inhibit Switch) du GPWM ;

• L'interrupteur d'inhibitions volets du GPWM ;

• L'interrupteur d'inhibition terrain du GPWM ;

• Le bouton poussoir test du GPWM ;

• Les deux boutons témoins «BELLOW G/S» ;

• La lampe INOP du GPWM ;

• Le module de commutateur de programme PIN Program.

Les sorties discrètes sont :

• La lampe INOP du GPWM ;

• Le système d'alerte de trafic et d'évitement de collision TCAS ;

• Les deux boutons témoin «BELLOW G/S» ;

• Le REU (Remote Electronic Unit).

3.5.2 Les interfaces digitales du GPWS

Le GPWS sert comme interface avec les autres systèmes de l'aéronef à l'aide du bus de données

ARINC 429 (Aeronautical Radio Incorporation type 429). Ces systèmes ont des interfaces

digitales avec le GPWC (cf. Figure 3.08).

Figure 3.08

3.5.2.1 Les entrées digitales du GPWS :

• L'ADIRU (Air Data Inertial Reference Unit ou

en vol).

L’ADIRU a deux fonctions primaires :

- Référence de données aériennes (ADR).

- Référence de données inertielles (IR).

Les données envoyées de L'ADIRU

- La latitude et longitude;

- L'altitude à inertielle ;

- La vitesse verticale à inertielle ;

- L'angle magnétique vrai ;

- Le cap magnétique et cap vrai ;

- L'attitude de lacet et l'attitude de roulis ;

- L'accélération verticale à inertielle ;

Les données envoyées de L'ADIRU au GPWC par le biais du bus

- La vitesse anémométrique calculée ;

- La vitesse anémométrique

- Le taux d'altitude ;

- L'altitude non corrigée.

41

Figure 3.08 : Les interfaces digitales du GPWS

Les entrées digitales du GPWS :

L'ADIRU (Air Data Inertial Reference Unit ou unité de référence des données inertielles

a deux fonctions primaires :

Référence de données aériennes (ADR).

Référence de données inertielles (IR).

L'ADIRU au GPWC par le biais du bus IR sont :

La latitude et longitude;

La vitesse verticale à inertielle ;

rai ;

Le cap magnétique et cap vrai ;

L'attitude de lacet et l'attitude de roulis ;

L'accélération verticale à inertielle ;

Les données envoyées de L'ADIRU au GPWC par le biais du bus ADR sont :

La vitesse anémométrique calculée ;

La vitesse anémométrique vraie ;

L'altitude non corrigée.

unité de référence des données inertielles

:

sont :

42

• SMYD (Stall Management Yaw Damper)

Le SMYD calcule et envoie les commandes de gestion de décrochage et l'amortisseur de lacet. Le

SMYD envoie les données suivantes au GPWC :

- L'angle d'attaque indiqué AOA ;

- L'AOA corrigé ;

- La position des volets ;

- La vitesse minimum de sustentation.

• FMC (Flight Management Computer)

L'ordinateur de gestion du vol (FMC) exécute diverses fonctions pour aider l'équipage dans la

gestion du vol. Ses fonctions sont toutes construites dans un plan latéral et dans un plan vertical, le

pilote choisit ce plan de vol à partir d'une base de données stockée dans le système et peut le

modifier à tout moment.

Dans le plan latéral, le FMC exécute:

- Le calcul de la navigation (la position de l'aéronef) ;

- Le choix de l'aide à la radio navigation (automatique ou par le pilote) ;

- Le guidage latéral pour maintenir l'avion le long du vol, du décollage à l'approche.

Dans le plan vertical, il calcule :

- La vitesse optimale pour chaque point.

• MMR (Multi Mode Receiver)

Le MMR (récepteur à plusieurs mode de fonctionnement) contient l'ILS (Instrument Landing

System), et le GPS (Global Positioning System).

• Radio altimètre

Le système radioaltimètre donne la distance vraie entre le sol et l'avion, il fournit la lecture de

l'altitude par le DEU (Display Electronic Unit). L'altitude maximale que peut mesurer ce dispositif

est de 2500 pieds, il est utilisé principalement durant le décollage et l'atterrissage de l'avion.

• MCP (Mode Control Panel) du système de commande de vol

Il envoie la donnée du cap sélectionné au GPWC. Cette donnée est utilisée dans le mode 5.

3.5.2.2 Les sorties digitales du GPWS :

• Les DEUs (Display Electronic Unit):l'EGPWC envoie le statut du système, les données

d'alarme et d'alerte à l'aide du bus ARINC 429 (annexe) aux DEUs pour les afficher sur les

PFDs (Primary Flight Display) et NDs (Navigation Display).

43

• Le FDAU (Flight Data Acquisition Unit): le GPWC envoie les alertes, les alarmes et les

statuts discrets au FDAU. Celui-ci les envoie à l'enregistreur des paramètres de vol FDR

(Flight Data Recorder).

Afin de programmer les modes de fonctionnement du GPWS, dans la simulation (chapitre 4), nous

présentons dans le paragraphe suivant une description de ces modes.

3.6 Modes de fonctionnement

Le système surveille automatiquement et en permanence la trajectoire de vol de l'avion par rapport

au terrain à toutes les altitudes comprises entre 50 et 2450 pieds. Il utilise les sorties des systèmes

fournissant la radio altitude, vitesse de l'air, le Mach, la position des trains d'atterrissage, la

position des volets, et la hauteur de décision DH. Les diverses conditions dangereuses qui peuvent

être rencontrées en vol sont divisés en cinq modes [1] [13] [14] [15].

Ce sont :

• Mode 1 : Pente de descente excessive;

• Mode 2 : Taux d'approche excessif ;

• Mode 3 : Perte d'altitude après décollage ;

• Mode 4 : Proximité du sol avec les trains d'atterrissage entrants ou les volets entrants;

• Mode 5 : Descente au-dessous du glide slope.

3.6.1 Mode 1 : Pente de descente excessive

Le mode 1 fournit au pilote des alertes et des avertissements pour de grands taux de descente

quand l'avion est près du terrain. Ce mode dépend de l'altitude et du taux barométrique. Si l'avion

entre dans la première zone dangereuse indiquant une pente de descente excessive, le message

d’alerte «Sink Rate» sera entendu et l'indication «Pull Up» s'allumera. Si le taux de descente n'est

pas rectifié, l'avion entrera dans la deuxième zone dangereuse, et le message «Sink Rate» sera

changé par l'avertissement «Whoop Whoop, Pull Up» et l'indication «Pull Up» étant toujours

allumée (cf. Figure 3.09).

Dans ce cas, la situation devient plus dangereuse et le pilote doit impérativement corriger la

trajectoire. A une altitude inférieure à 50 pieds, toutes les alarmes du mode 1 sont invalides.

44

Figure 3.09 : Mode 1 (Pente de descente excessive).

Les alarmes du mode 1 seront entendues pour une radio altitude de 50 jusqu’à 2450 pieds.

La figure 3.10 montre le fonctionnement du mode 1 :

Figure 3.10 : Principe de fonctionnement du mode 1.

Les LRU (Line Replaveable Unit) fournissent les entrées du mode 1 par :

• Les émetteurs et récepteurs de radio altimètre ;

• L’ADIRU (Air Data Inertial Référence Unit)

Altitude

radioaltimetrique (Ft)

Vitesse (Ft/min)

45

Le système GPWS emploi les données reçues par les LRU pour détecter les alertes et les

avertissements du mode 1. Ces données sont (cf. Figure 3.10) :

• La radio altitude (RA) ;

• La vitesse verticale inertielle (IVS) ;

• Le taux barométrique d’altitude.

Le détecteur de mode GPWC calcule le taux de descente en utilisant la vitesse verticale inertielle.

Si elle n’est pas disponible, le détecteur de mode fait appel au taux d’altitude intérieurement

calculé. Si les deux données ne sont pas valides, le taux d’altitude barométrique de l’ADIRU est

utilisé.

3.6.2 Mode 2 : Taux d’approche excessif

Le mode 2 fournit des alertes et des avertissements quand le taux d’approche au terrain est très

grand. Il a deux sous modes, le sous mode 2A et le sous mode 2B. Ce mode dépend du mach, de

l’altitude, du taux barométrique et de la configuration de l’avion (position des flaps et des trains

d’atterrissage).

• Le sous mode 2A : volets ne sont pas en configuration d’atterrissage

Le sous mode 2A se produit pour un grand taux d’approche si les Flaps (volets) ne sont pas dans

la configuration d’atterrissage (c’est-à-dire inférieur à 30 unités). Ce sous mode peut avoir un état

d’alerte ou un état d’avertissement. Pour un état d’alerte, le GPWS donne le message auditif

«Terrain Terrain» et le DEU affiche «Pull Up». Si il y’a une augmentation de taux d’approche,

le GPWS donne un avertissement et le message «Terrain Terrain» sera changé par le message

«Whoop Whoop Pull Up» (cf. Fig. 3.11).

Figure 3.11 : Sous mode 2A (Taux d'approche excessif).

46

• Le sous mode 2B : volets sont en configuration d’atterrissage

Le sous mode 2B est activé pour un grand taux d'approche si les Flaps sont dans la configuration

d'atterrissage (plus de 30 unités) et que si les trains d'atterrissage sont en configuration

d’atterrissage ou non. Ce sous mode peut aussi donner des alertes et des avertissements. Le GPWS

donne une alerte sous forme de message auditif «Terrain Terrain » et si l'alerte continue, le

GPWS donne le message auditif «Whoop Whoop Pull Up» (cf. Figure 3.12).

Figure 3.12 : Sous mode 2B (Taux d’approche excessif).

Les alertes du sous mode 2A se produisent entre 50 et 1500 pieds de radio altitude, pour des

vitesses anémométrique moins de 3900 Ft/min. La limite supérieure est de 1800 pieds de radio

altitude pour des vitesses anémométriques supérieures à 3900 Ft/min. Et les alertes du sous mode

2B se produisent entre 220 et 789 pieds de radio altitude, pour des vitesses supérieures à 2278

Ft/min. Le GPWS emploie le taux de descente et la position des Flaps (volets) pour calculer la

limite inférieure. (cf. Figure 3.13).

Les LRUs (Line Remplaçable Unit) assurent les différentes entrées pour l’opération du mode2 en

utilisant :

• Les émetteurs et récepteurs de la radio altitude ;

• L’ADIRU gauche ;

• Le module du GPWS ;

• L’amortisseur de lacet de gestion de décrochage (SMYD) ;

• Les MMRs1 et 2.

Ces différents équipements assurent les différentes données utilisées par le GPWS pour détecter

les alertes et les avertissements du mode 2 (cf. Figure 3.13).

Ces différentes données sont :

• La radio altitude ;

47

• La vitesse verticale inertielle (IVS) ;

• Le taux barométrique calculé ;

• La position des volets et des trains d’atterrissage ;

• Le Glide Slope et le Localizer.

Quand il y’a un avertissement (danger) au vol, le détecteur de mode envoie un signal discret au

GPWS pour donner les messages auditifs avancés. Les messages auditifs vont à la REU (Remote

Electronique Unit) qui les envoie aux haut-parleurs du poste de pilotage.

Figure 3.13 : Principe de fonctionnement du mode 2

3.6.3 Mode 3 : Perte d’altitude après décollage

Les alarmes du mode 3 se déclenchent lorsqu’il ya une grande perte d’altitude après décollage. Le

message auditif qui sera entendu est «Don’t Sink».

Lorsque l’avion atteint 700 pieds de radio altitude, le mode 3 devient non fonctionnel.

Altitude

radioaltimetrique (Ft)

Vitesse (Ft/min)

48

Figure 3.14 : Mode 3 (Pertes d’altitude après décollage).

Le principe de fonctionnement du mode 3 est illustré par la figure 3.15 ci-dessous :


3.6.4 Mode 4 : Proximité du sol avec les trains d'atterrissage entrants ou les volets entrants

Le mode 4 fournit des alertes quand l'avion est trop prés du terrain, et les trains d'atterrissage ou

les volets ne sont pas dans l'état de configuration d'atterrissage. Il a deux sous modes, le sous

mode 4A et le sous mode 4B. (cf. Figure 3.14).

• Le sous mode 4A : les trains d'atterrissage entrants

Le GPWS donne une alerte pour le sous mode 4A quand les trains d'atterrissage ne sont pas sortis.

Le sous mode 4A donne un message auditif «Too Low Gear» lorsque la vitesse anémométrique

est basse, ou «Too Low Terrain» lorsque la vitesse anémométrique est élevée.

49

• Le sous mode 4B : les volets ne sont pas en configuration d’atterrissage

Le GPWS donne une alerte pour le sous mode 4B quand les trains d'atterrissage sont sortants et les

Flaps ne sont pas dans la configuration d'atterrissage. Le sous mode 4B donne un message auditif

«Too Low Flaps» lorsque la vitesse anémométrique est basse, ou «Too Low Terrain» lorsque la

vitesse anémométrique est élevée.

Figure 3.16 : Mode 4 (Proximité du sol avec les trains d'atterrissage ou avec les entrants).

Le principe de fonctionnement du mode 4 est montré par la figure 3.17. Il faut signaler que le

message «Too Low Gear» du sous mode 4A peut être toujours générée quand l’altitude

radioaltimètre est entre 50 et 500 pieds tant que les paramètres de vol d’un avion pourront encore

activées ce mode 4A (vitesses, trains non sortis). Le message auditif «Too Low Flaps» du sous

mode 4B se déclenche à partir 245 Ft d’altitude avec des vitesses inférieures à 160 Kt. Ce message

sera changé par le message auditif «Too Low Terrain» lorsque la vitesse anémométrique est au-

dessous de 160 noeuds.

50


Les LRU assurent ces entrées pour le mode 4 en utilisant :

• L'émetteur et le récepteur du radioaltimètre ;

• L'ADIRU gauche et air data bus;

• L'amortisseur de lacet et de gestion de décrochage (SMYD) ;

• Le switch manuel du train d'atterrissage ;

• Le module du GPWS.

Le GPWS emploie ces données pour détecter les alertes du mode 4. Ces données sont : la radio

altitude, la vitesse anémométrique calculée et la position des Flaps et des trains d'atterrissage.

Quand il y a un avertissement, le détecteur de mode envoie un signal discret au GPWS pour

donner les messages auditifs avancés. Les messages auditifs vont être envoyés au REU (Remote

Electronic Unit) qui les envois par la suite aux haut-parleurs du poste de pilotage.

3.6.5 Mode 5 : Descente au-dessous du glide slope

Le GPWS donne une alerte pour le mode 5 quand l'avion engage son atterrissage au-dessous de

l'axe du glide slope pendant l'approche si les trains d'atterrissage sont sortants.

Pour les alertes du mode 5, le GPWS donne un message auditif «Glide Slope». Le niveau de

volume du message auditif augmente et se répète plus rapidement pendant que le terrain

s'approche de plus en plus. (cf. Figure 3.18).

Figure 3.18 : Mode 5 (Descente au dessous du glide slope)

51

Les alertes du mode 5 peuvent se produire entre 50 et 500 pieds de radio altitude, il est actif quand

l'approche de l'avion est en-dessous du plan du Glide. Une alarme sonore «Glide slope» retentit

tandis qu'une inscription BELOW G/S spécifique s'allume. La fréquence de répétition du message

<<Glide slope>> est d'autant plus élevée que l'avion est en-dessous du plan et proche du sol (cf.

Figure 3.19).


Les entrées de LRU (Line Replaceable Unit) pour l'opération du mode 5 sont :

• Les émetteurs et récepteurs de la radio altimètre ;

• La boite de commande de mode DFCS ;

• Le commutateur de garde de train d'atterrissage ;

• Les MMRs ;

• Les FMCs ;

• Le module du GPWS ;

Le GPWS emploie ces données pour calculer les alertes du mode 5 : la déviation de pente du

Localizer et du Glide Slope, la position des trains, le cap magnétique et la radio altimètre.

Quand il ya une alerte du mode 5 le détecteur de mode envoie un signal discret au GPWS pour

faire générer les messages auditifs avancés. Les messages auditifs vont aux REU (Remote

Electronics Unit) qui les envoie aux haut-parleurs du poste de pilotage.

52

3.7 Les indications visuelles et auditives

Les indications visuelles et auditives correspondant à chaque mode sont récapitulées dans le

tableau ci-après [13] :

Tableau 3.01: Les indications visuelles et auditives du GPWS

Dans le cas de plusieurs alarmes sonores au même temps avec huit (8) différentes messages du

GPWS, il y'a une priorité pour ces message. Le tableau suivant présente la priorité des alarmes :

Tableau 3.02: Priorité des alertes audio.

L'avertissement sonore qui est la première donnée quand un mode est activé, identifie une

configuration d'un danger potentiel, qui sera bientôt corrigé par une investigation immédiate

effectuée par l'équipage, les avertissements ne cessent que lorsque l'avion est hors de l'enveloppe

du mode actif, à l'exception du mode 2A ou il faut gagner 300 pieds d'altitude barométrique pour

faire arrêter l'alerte.

53

3.8 Maintenance du GPWS

Il y'a une panne dès qu'un défaut apparait. Ce défaut est un écart entre ce qui devrait être et ce qui

est. Souvent le dépanneur cherche à supprimer la panne sans chercher les causes première. Si l'on

veut réellement que la panne ne se reproduise plus, il faut remonter à la cause première d'où la

nécessité de produire la chaine des causes.

Pour le cas du GPWS, on peut principalement choisir deux procédures de recherche de panne

parmi les différentes procédures existantes [13]:

• L'auto test du système GPWS.

• L'état des LEDs du panneau avant du GPWS.

Pour qu'on puisse avoir accès à ces deux procédures, il faut assurer les conditions suivantes :

• L'avion au sol ;

• La mise sous tension du GPWS ;

• Sélectionner le mode ND (Navigation Display) de la boite de commande EFIS en mode

demi-cercle ;

• Sélectionner le commutateur TERR sur la boite de commande EFIS CP (Control Panel);

• Tous les systèmes d'interfaces sont installés et activés.

Remarque : le mode demi-cercle de l'afficheur ND est sélectionné dans la boite de commande

EFIS, il permet au pilote d'afficher le relief.

3.8.1 L’auto test du GPWS

Le GPWS a six (6) niveaux d'auto test. Chaque niveau fournit des informations différentes. Les

six niveaux de l'auto test sont :

• Test opérationnel ;

• Défauts des courants ;

• Configuration du système ;

• Historique de défauts ;

• Historique d'alertes/warnings ;

• Test d'entrée des signaux discrets.

3.8.1.1 L'auto test du niveau un (1)

Le niveau (1) "go/no go test operationnal " fournit des annonces auditives et visuelles au niveau

du poste de pilotage. On peut commencer un test de niveau (1) sur le panneau avant du GPWC

54

mais on ne peut pas voir les annonces du poste de pilotage, c'est pour cela qu'on utilise le GPWM

pour commencer le test opérationnel du GPWS.

Le test du niveau (1) est défaillant dans les conditions suivantes :

• Il n'y a pas d'affichage du terrain.

• Affichage du message «TERR FAIL» sur le ND (Navigation Display).

• Absence de tous les messages, soit auditifs ou visuels.

3.8.1.2 L'auto test du niveau 2

Un test de dépannage du niveau (2) commence par un message auditif, "CURRENT FAULT"

(défaut de courant). S'il n'y a aucun défaut de courant, on entend le message auditif "NO FAULT".

S'il y a des défauts, le GPWC les annonce un par un. Une courte ou longue annulation termine le

test du niveau 2.


Un test du niveau 3 annonce la configuration du GPWS, et commence par le message auditif

"SYSTEM CONFIGURATION". Une annulation courte conduit le test immédiatement au

prochain niveau de configuration. Une longue annulation finit le test du niveau 3. Un test du

niveau 3 fournit les informations suivantes : numéro de la pièce du GPWC ; état de modification

du GPWC ; numéro de série du GPWC ; version de logiciel d'application ; et version de bases des

données du terrain.


Le test de niveau 4 montre l'historique de défauts du GPWS au-dessous des dix derniers vols. Un

test de niveau 4 commence par un message auditif "FAULT HISTORY". S'il n'y a aucun défaut

dans la mémoire d'historique du vol, nous entendons la déclaration de défauts, nous commençons

par le plus récent puis nous entendons les autres défauts dans cet ordre : vol X (X est le dernier

segment de vol) ; défauts internes pour le vol X ; et défauts externes pour le vol X.


Un test de niveau 5 commence par un message auditif "WARNING HISTORY". S'il n'y a aucune

alerte dans la mémoire d'historique de vol, on entend le message auditif "NO WARNING", s'il y a

des alertes, on entend les alertes les plus récentes d'abord.

55


L’auto test du niveau 6 peut être faite par GPWC ou par le GPWM. Pour écouter l'information de

test du GPWC, on utilise un écouteur, branché au jack sur le panneau avant du GPWC (cf. Figure

3.05). Appuyer sur le bouton self test sur le panneau avant du GPWC ou le bouton self test sur le

GPWM pour obtenir l'accès au niveau 6.

Remarque : On peut accéder à l'auto test des niveaux 2 à 5 par le GPWM et le GPWC. Quand on

emploi le GPWC, un écouteur de 600 ohms est nécessaire pour écouter les messages du test. On

branche l'écouteur au jack sur le panneau avant du GPWC (cf. Figure 3.05). Si le test est fait au

poste de pilotage c'est-à dire en utilisant le GPWM, l'information vient à travers les speakers du

poste de pilotage. On emploi le bouton self test sur le panneau avant du GPWC ou le bouton self

test sur le GPWM pour obtenir un accès aux niveaux 2 à 5.

3.8.2 L’état des LED sur le panneau avant du GPWC

Il y a trois états LED sur le panneau avant de l'ordinateur d'avertissement de proximité de sol

GPWC. (cf. Figure 3.05). Les indicateurs de LED montrent l'état du GPWC quand l'alimentation

est assurée. Les LEDs s'allument pour ces conditions:

• Défaut externe : jaune ;

• L'ordinateur OK : vert ;

• L'ordinateur en panne : rouge.

3.9 Conclusion

Le GPWS est donc un équipement obligatoire à bord des aéronefs de transport. Cet appareil

génère une alarme sonore et visuelle lorsque l'évolution de l'aéronef l'amène à risquer une

collision avec le sol. Le GPWS est un calculateur unique dialoguant avec diverses chaînes de

mesure (Radioaltimètre, ADIRS, récepteur ILS), et reçoit en entrée la hauteur au sol fournie par le

radioaltimètre et d’autres paramètres comme : la position et cap, l’écart avec le Glide et le LOC

(LOCator) de l'ILS, les différentes vitesses, configuration trains, volets. Il génère des alarmes en

sortie, correspondant à : un taux de descente excessif, un taux de rapprochement excessif avec le

sol, une perte d'altitude excessive au décollage ou en approche interrompue, une configuration

trains, volets anormale et un écart excessif sous le plan du Glide sélectionné en approche. Les

alarmes, si elles se déclenchent, s'arrêtent lorsque l'appareil sort des conditions critiques. Elles ne

sont actives que sur une certaine plage de hauteurs. Bref, le GPWS est conçu pour signaler le

pilote de tout événement anormal de l’avion au cours de son vol.

56

CHAPITRE 4

SIMULATION SOUS MATLAB

4.1 Introduction

La simulation en question consiste à faire une application de la modulation de fréquence avec un

programme élaboré sous MATLAB, où on pourra voir la forme du signal après l’avoir traité. Puis

on va effectuer la mesure de la hauteur de l’avion par le radioaltimètre, qui donnera l’information

lue par le pilote tel qu’elle peut se présenter dans l’avion. Cette hauteur sera ensuite utilisée par le

GPWS afin de calculer la présence ou non d’un danger plus ou moins important, selon les modes

de fonctionnement, pouvant nuire la sécurité de vol.

4.2 Présentation du logiciel de simulation MATLAB

MATLAB, acronyme de « MATrix LAboratory » est un logiciel développé par The Mathworks

conçu pour les calculs scientifiques possédant toutes les fonctionnalités des approches récentes de

programmation. En plus d’être un outil très puissant de calcul et riches en possibilités, la logique

des syntaxes et des codes employés facilitent considérablement sa manipulation, c’est la raison

pour laquelle dans cette simulation on a utilisé MATLAB version 7.10 (R2010a).

4.3 Présentation de la simulation

Lorsque le logiciel MATLAB est lancé, il suffit d’ouvrir le fichier « avion.m », puis de lancer

programme, qui devra faire apparaitre la fenêtre d’accueil (cf. figure 4.01).

Figure 4.01: Fenêtre d’accueil du programme

57

Arrivé à la fenêtre d’accueil, pour continuer la simulation il suffit de cliquer sur le bouton

« Entrer », ou « Quitter » pour interrompre la simulation.

La simulation comporte trois parties qui sont :

• La modulation de fréquence,

• Le radioaltimètre,

• Et les modes de fonctionnement GPWS

Une fenêtre permettant de faire un choix entre ces trois parties apparaitra, si l’on décide de

poursuivre la simulation (cf. figure 4.02).

Figure 4.02: Fenêtre de choix entre les parties de la simulation

4.4 La modulation de fréquence

La modulation de fréquence est l’un des techniques de modulation la plus utilisée en

radiolocalisation, en particulier pour le radioaltimètre. On va donc voir une application de cette

technique de modulation avec un programme élaboré sous MATLAB.

4.4.1 Paramétrage

Après avoir choisie la partie « modulation de fréquence », il faut configurer certains paramètres

pour pouvoir procéder à la simulation.

58

Tout d’abord, rappelons un peu les différentes caractéristiques du signal modulé en fréquence :

• Le signal modulant a pour expression : È+0 ( cos+20

• Le signal porteur a pour expression : É+0 ( cos+20

• L’excursion de fréquence, c’est l’amplitude du signal modulant avec une constante k qui a pour expression : ∆ ( Ã.

Dans notre étude, on a pris k=1, alors l’indice de modulation a pour expression :

[ ( ∆uu[ ( Ê[u[ (4.01)

Donc les paramètres à introduire sont :

Pour le signal modulant, son amplitude Am et sa fréquence fm

Ici, prenons Am= 10 V, fm = 100 Hz

Pour le signal porteuse, son amplitude Ap et sa fréquence fp

Ici, prenons Ap= 5 V, fp = 1000 Hz

Comme on sait que le signal modulé a pour expression:

Ë+0 ( ÊÌ 784+@xuÌ e [. 4:E+@xu[00 (4.02)

Alors avec l’indice de modulation D ( Ê[u[

( yAyAA ( 0.1, on a l’expression suivante :

Ë() ( 784(Í, @Î. yAÏ¶ e A, y. 4:E+Í, @Î. yA@00 (4.03)

Figure 4.03: Fenêtre de paramétrage

59

On peut toujours changer certaines entrées et les valider à tout moment, ou les réinitialiser

entièrement en cliquant sur le bouton approprié. Après validation des entrées, on pourra procéder

aux résultats.

4.4.2 Résultats et interprétation

Il suffit de cliquer sur le bouton « simuler », pour voir les résultats de la simulation (cf. figure

4.04).

Figure 4.04: Résultat de la simulation

On peut avoir alors les caractéristiques de la modulation et la forme ou l’allure des signaux : le

signal porteuse, modulé suivant le rythme de la fréquence du signal modulant ; et le signal modulé

qui sera ensuite envoyé par l’émetteur à bord de l’avion à travers les antennes du radioaltimètre.

On peut toutefois réinitialiser la simulation pour pouvoir entrer de nouvelles données, puis avoir

de nouvel résultat, si non terminer cette partie en cliquant sur « Précédent ». Ce qui permettra de

revenir à la fenêtre du choix de la partie. On quitter directement la simulation en cliquant sur

« Quitter ».

60

4.5 Le radioaltimètre

Rappelons toujours que le radioaltimètre radioélectrique appartient à la classe des radars. Il

fonctionne donc comme un radar, et c’est le sol qui joue le rôle de réflecteur passif. L’antenne

d’émission, installée sous le fuselage de l’aéronef émet verticalement le signal vers le sol et une

antenne de réception recueille le signal écho.

Dans cette partie ce principe sera simulé pour enfin donner la hauteur de l’avion.

Pour se faire, choisissons la partie appropriée et la fenêtre « Radioaltimètre » apparaitra, prête

pour paramétrage.

4.5.1 Paramétrage

Les paramètres qui doivent être configurés sont expliqués ci-après mais peut être déjà aperçus

dans la figure 4.05.

Figure 4.05: Fenêtre de paramétrage

61

D’après l’équation du radar :

» ( ·£¯. «@. Ð@. Ñ£¥. +¤x0¶¤

(4.04)

Plusieurs paramètres doivent avoir leurs valeurs qui seront calculées selon les relations évoquées

plus haut.

L’antenne d’un radioaltimètre est de type paraboloïde, de rayon r = 0,12 m.

L’aire effective S (3) de l’antenne paraboloïde est donnée par la relation suivante :

¡ ( @x¶ ÒÓÌ+@a e Ì0¶ q Ì@Ô (4.05)

Avec : la profondeur de l’antenne

Õ : double de la distance focale où Ì ( d@¤a

On peut alors calculer la valeur du gain de l’antenne Ö d’expression:

« ( ¤xÐ@ ¡

(4.06)

Avec ' est la longueur d’onde de valeurs A, AÍÎ × Ð × A, Aºy car la fréquence utilisée est entre

4,2 à 4,4GHz.

La surface équivalente σ(3) se calcul à l’aide des relations suivantes :

Ñ ( @x Ø»[ab 5´E Ù@Ú

@

(4.07)

Ù° ( ¶ÛÐd , θ est l’ouverture du faisceau radar mi-puissance et »[\] ( ºÍ@ [ altitude minimum

pour une puissance maximale.

La puissance émise doit être inférieur à 1 Watt et la sensibilité de l’antenne en termes de

puissance est de 10ÏÜ Watts. Alors la puissance reçue doit être supérieure à cette valeur.

Pour des valeurs expérimentales, prenons : ( 0,05 3, ' ( 0,073, ( 0,5§, ( 7,7. 10ÏÞ§

Celles-ci permettront de données la valeur de chaque paramètre servant à donner la hauteur de

l’avion. Ces résultats seront affichés dans la figure 4.06.

62


En cliquant sur le bouton « valider », on peut voir les informations sensées être vues par le pilote

dans le cockpit.

Un cadran à aiguille du radioaltimètre représente directement la hauteur de l’avion par rapport au

sol. L’aiguille du cadran indique la hauteur de l’avion et le curseur de couleur orange indique la

hauteur de décision DH présélectionnée par le pilote.

Une boite de message peut contenir ou non des commentaires d’appréciation, de notification ou de

demande de manœuvre importante à la sécurité de vol.

Un des cas qui peuvent se présenter est le suivant :

Figure 4.06: Résultats de la simulation

Comme la hauteur de l’avion est à la DH alors le voyant lumineux brille avisant l’équipage à

prendre une décision adéquate à la sécurité de vol.

63

On pourra toujours réinitialiser toutes les données pour de nouvelle simulation, si non on termine

cette partie en cliquant sur « Précédent » pour revenir à la fenêtre de choix de la partie simulation.

4.6 Les modes de fonctionnement du GPWS

Afin d’augmenter la sécurité de vol, il est obligatoire qu’un avion de masse de transport public

soit équipé d’un système d’avertisseur de proximité sol GPWS.

Il génère des alarmes visuelle et sonore pour chaque mode.

Le GPWS a cinq modes de fonctionnement principaux à rappeler :

• Mode 1 : Pente de descente excessive

• Mode 2 : Taux d'approche excessif ;

• Mode 3 : Perte d'altitude après décollage ;

• Mode 4 : Proximité du sol avec les trains d'atterrissage entrants ou les volets entrants

• Mode 5 : Descente au-dessous du glide slope.

Quand on choisi la partie « Modes de fonctionnement du GPWS », une fenêtre apparaît. Le menu

« Mode de fonctionnement » permettra de choisir l’un des cinq modes (cf. Figure 4.07).

Figure 4.07: Fenêtre montrant la partie GPWS.

64

4.6.1 Paramétrage

Pour chaque mode, au moins deux paramètres doivent être insérés par des valeurs.

Comme le GPWS utilise les valeurs d’altitude données par le radioaltimètre, la hauteur de l’avion

est un paramètre commun pour tous les modes. Mais le deuxième paramètre peut changer selon le

mode choisi.

PARAMETRES A INTRODUIRE

Mode 1 Altitude de l’avion (en ft) et sa vitesse (en ft/min)

Mode 2 Altitude de l’avion (en ft), sa vitesse (en ft/min) et la configuration des volets

Mode 3 Altitude de l’avion (en ft) et la perte d’altitude (en ft)

Mode 4 Altitude de l’avion (en ft), sa vitesse (en kt) et configurations des volets/trains

Mode 5 Altitude de l’avion (en ft) et point au dessous du faisceau Glide

Tableau 4.01: Les paramètres à introduire

Chaque mode a son propre fonctionnement, on a établi un algorithme correspondant à chaque

graphe des différents modes.

Voici les algorithmes correspondant à chaque graphe des différents modes (cf. Paragraphe 3.6) :

Figure 4.08: Algorithme du mode 1

Les valeurs constantes sont : ( 0,8 ; à ( q750 ; ( Þáâ ( 0,53 ; à ( q Üáâ ( q565,38

65


Les valeurs constantes sont : ( 1Ü/áä ( 0,79 ; à ( q1579 ; ( ä ( 0,14 ; à ( â/ (942,85


début

H et P

50 × × 700

ç 10

H q b ×

Inhibit system

Alarm « Don’t

fin

fin

fin

fin

OUI

OUI

NO

NO

NO

No alarm

No alarm

OUI

66

Les valeurs constantes sont : ( ÞÜÞ ( 10,83 ; à ( ÏáÜÞ ( q58,33


Les valeurs constantes sont : ( ÜÜ ( 10,2 ; à ( q1387


H q bÕ ç

Inhibit system

fin

fin

fin

fin

fin

OUI

OUI

NO

NO NO

NO

début

H et p

50 × × 500

p ç 1,5

H ç 150

Alarm« Glide Slop» Alarm« Glide Slop»

No alarm

No alarm

OUI

OUI

67

Les valeurs constantes sont : ( q ,Ü ; à ( 250

Ainsi, ces algorithmes ont été programmés et seront alors simuler afin d’avoir les résultats

souhaités.


Après avoir entrés tous les paramètres, pour chaque mode des alarmes visuelles et auditives sont

enclenchées dès qu’on clique sur « valider ». Ici, l’alarme auditive est comme même convertie en

message.

Un graphe montrant le fonctionnement de chaque mode est affiché et un message peut apparaitre

pour des avertissements et des suggestions de manœuvre. Montrons les exemples du mode 1 et du

mode 2 :

Figure 4.13: Résultats de la simulation du mode 1

68

On constate que les résultats de la simulation correspondent bien au graphe. Pour des valeurs

introduites (Altitude = 1500 ft et vitesse = 4000 ft/min) l’alarme sonore affiche : Alarm « SINK

RATE » et l’alarme visuelle « PULL UP » s’allume signifiant que l’avion est dans une situation

dangereuse (premier degré) et le pilote doit réagir rapidement. Le voyant GPWS s’allume aussi

indiquant que le système GPWS fonctionne normalement.

Pour la simulation du mode 2, on a les résultats suivants :

Pour des valeurs introduites, Altitude = 1000 ft et Vitesse = 4000 ft/min, en cliquant sur

« valider », la boite de dialogue suivante apparaitra, elle permettra de déterminer la configuration

des flaps ou volets.

Figure 4.14: Confirmation de configuration des flaps

Si les flaps ou volets sont en configuration d’atterrissage, c'est-à-dire en cliquant sur « Yes », cela

revient à dire qu’aucun danger n’apparaisse alors aucune alarme sonore n’est déclenchée (« No

alarm ») et l’alarme visuelle « PULL UP » reste éteinte.

Par contre si on clique sur « No », les flaps ne sont pas en configuration d’atterrissage et l’alarme

visuelle « PULL UP » sera allumée et l’alarme sonore sera aussi déclenchée : Alarm « TERRAIN

TERRAIN ». Un message d’avertissement apparaitra aussi, il contient une suggestion au pilote

afin de l’aider à réagir proprement à la situation (cf. Figure 4.15).

Toutefois, on peut toujours effacer les valeurs introduites puis réintroduire de nouvelles valeurs

pour avoir de nouveaux résultats.

69

Figure 4.15: Résultats de la simulation du mode 2

4.7 Conclusion

Dans cette partie de simulation, on a vu trois parties différentes. Elle nous a permis de comprendre

la modulation de fréquence, comment se présente l’information de distance verticale à bord et

aussi les alarmes visuelle et auditive correspondant à chaque mode du GPWS. Ce programme

pourra être amélioré en générant des alarmes auditives et en intégrant plusieurs autres données des

systèmes comme le GPS, IVS, radar Météo de bord (AWR).

70

CONCLUSION

Les collisions avec le relief sans perte de contrôle CFIT (Controlled Flight Into Terrain)

constituent depuis l'avènement de l'aviation commerciale dans les années cinquante, la majorité

des cas d'accidents aériens. Ce type d'accident est d'autant plus dramatique que l'enquête technique

montre, qu'avant l'impact, l'avion était en état de navigabilité, que ses systèmes de bord

fonctionnaient de façon normale mais que l'équipage n'avait pas conscience de l'imminence de

l'accident. De ce fait plusieurs recherches sont effectuées en se penchant sur ce problème crucial

pour la sécurité de vol afin de prévenir ce type d’accident ; et parmi les fruits de ces recherches, le

GPWS installé à bord des avions. Il fonctionne avec le radioaltimètre lorsque l’avion se trouve à

moins de 2500 ft.

Grâce aux techniques utilisées en radiolocalisation, le radioaltimètre donne constamment la

distance verticale de l’avion par rapport au sol au cours de son vol, particulièrement durant les

phases d’approche à l’atterrissage. Cette information de distance est ensuite utilisée par le GPWS,

comparée avec d’autres paramètres de vol tel que la vitesse de l’avion, la configuration des volets

et trains d’atterrissage afin de générer des alarmes visuelles et auditives obligeant l’équipage à agir

de façon sécuritaire.

Toutefois ces systèmes performants soient-ils, tout dépend de l’homme c'est-à-dire du pilote lui-

même. Mais n’empêche que l’OACI spécifie ces systèmes comme obligatoire à bord d’un avion,

surtout de transport public. Finalement, l’amélioration de la sécurité de vol est bénéfique tant pour

les vies humaines que pour l’avion lui-même, dans le but encore d’améliorer cette notion de

sécurité plusieurs avions sont équipés d’un système TCAS, « système d'alerte de trafic et

d'évitement de collision ». C’est un instrument de bord destiné à éviter les collisions en vol entre

aéronefs.

71

ANNEXE 1 : NOTIONS D’AERONAUTIQUE

Définitions de quelques termes usuels en aéronautiques :

• Aéronef : appareil pouvant se soutenir dans l’atmosphère grâce à des réactions de l’air.

• Altitude : distance verticale de l’avion par rapport au niveau de la mer.

• Altitude-pression : ou niveau de vol, distance verticale calculée à partir de la surface

isobare (1013,25 hPa : pression standard).

• Cap : angle entre la direction origine et la ligne de foi de l’avion

• Décrochage : est une subite perte de portance causée par une interruption du flux d'air

normal sur la surface supérieure d'une aile.

• Hauteur : distance verticale de l’avion par rapport à la surface du sol.

• Route : projection à la surface de la terre, de la trajectoire d’un aéronef dont l’orientation

en un point donné de cette trajectoire est exprimée par rapport au Nord (vrai, magnétique).

• Trains d’atterrissage : ensemble des organes assurant le roulement et la suspension des

aéronefs.

• Volets : Ce sont des dispositifs appelés hypersustentateurs servant à augmenter la courbure

et ou la surface de l’aile, et pour certains, à contrôler la couche limite de l’écoulement d’air

Les angles de l’avion :

• Assiette : C'est l'angle compris entre l'axe longitudinal de l'avion et l'horizontale.

• Incidence : ou AOA, c’est l’angle entre la trajectoire de l’avion (vitesse de l’air) et la

corde de référence de l’aile.

• Pente : c’est l’angle entre la trajectoire de l’avion et l’horizon.

Mouvements de rotation d’un avion :

• Lacet : mouvement de l’avion autour de son axe vertical.

• Roulis : mouvement de l’avion autour de son axe longitudinal.

• Tangage : mouvement de l’avion autour de son axe latéral.

Unités de mesure de la distance :

• Pied (Ft) : 1Ft = 0,3048 m

• Nautique miles (Nm) : 1 Nm = 1 852 m = 6076 Ft

Unités de mesure de la vitesse :

• Nœud (Kt) : nautique mile par heure, 1 Kt = 1,852 Km/H è100 Ft/min

Mach (M) : vitesse de l’avion par rapport à la vitesse du son.

72

ANNEXE 2 : CODES SOURCES DE QUELQUES PROGRAMMES DE SIMULATION

Voici les codes sources de quelques programmes de simulation sous Matlab, comprenant quelques

fonctions et aussi une simple interface utilisateur:

%%Extraits des programmes de simulation %====== %======Modulation de fréquence k=1; m=k*a1; %excursion de fréquence m=(delta(f))*Am i=m/f1; %indice de modulation t=0:0.0001:0.1; p=a0*cos(2*pi*f0*t); %Signal porteuse cos forme cos(2*pi*fc*t) M=a1*cos(2*pi*f1*t); %Signal modulant y=cos(2*pi*f0*t+(m.*sin(2*pi*f1*t))); %signal modulé axes(handles.axes1); plot(t,p); ylabel( 'amplitude' );xlabel( 'temps' );title( 'Signal porteuse' ); axes(handles.axes2); plot(t,M); ylabel( 'amplitude' );xlabel( 'temps' );title( 'Signal modulant' ); axes(handles.axes3); plot(t,y); ylabel( 'amplitude' );xlabel( 'temps' );title( 'Signal modulé' ); %Valeur rayon antenne 5cm soit 0.05m %=====Valeur aire effective r=0.12; %rayon antenne en mètre a=0.05; %profondeur en mètre p=r.^2/(2*a) %deux fois focale 0.144 S=((2*pi)/3)*(p.^(1/2))*[((2*a)+p).^(3/2)-p^(3/2)] %en mètre carré 0.0524 %%====Calcul de la hauteur %a=0.05; %profondeur en mètre Pe=0.5; %Puissance émise R=((Pe*(G^2)*(L^2)*s)/(Pr*((4*pi)^3))).^(1/4) %================================================== =============== %%Interface utilisateur comprenant quelques élément s de contrôles % chaine = 'Fenetre principale' ; %========== haut = 180; larg = 315; figNumber = figure( 'Color' ,[1 1 0.9], ... 'Visible' , 'off' , 'NumberTitle' , 'on' , 'Resize' , 'off' , 'Name' ,chaine, 'Position' , ... [400 530 larg haut], 'Units' , 'pixels' ); %===== Menu menuprincipal = uimenu(gcf, 'Label' , 'Info.' ); %===== Les elements de menu textetb = str2mat( 'A propos...' , 'Sauve' , 'Charge' , 'Quitte' ); septb = str2mat( 'off' , 'on' , 'off' , 'on' ); M = size(textetb,1); for k = 1:M, sousmenu(k)=uimenu(menuprincipal, 'Label' ,textetb(k,:), 'Separator' ,septb(k,:)); end set(sousmenu(M), 'Callback' , 'close(gcf);clear all' ); %===== Frame uicontrol( 'Style' , 'frame' , 'Units' , 'pixels' , 'Position' ,[10 haut-135 165 115], ...

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'BackgroundColor' ,[.8 .8 .8]); chaine = 'Texte statique' ; %========== txtsstat = uicontrol( 'Style' , 'text' , 'Units' , 'pixels' , 'Position' , ... [15 haut-45 155 20], 'BackgroundColor' ,[0 .5 1], 'ForegroundColor' , ... [0 0 0], 'String' ,chaine, 'HorizontalAlignment' , 'center' ); %===== Texte editable txtedit = uicontrol( 'Style' , 'edit' , 'Units' , 'pixels' , 'Horiz' , 'left' , 'String' , ... str2mat( 'SIMULATION FM' , 'SIMULATION Radioaltimètre' , 'SIMULATION GPWS'), 'Max' ,[3], 'Position' , [15 haut-100 155 50]); %===== popupctrl = uicontrol( 'Style' , 'popup' , 'String' , '1|2|3|4' , 'Position' , ... [15 haut-125 155 18]); %===== boutradio = uicontrol( 'Style' , 'radio' , 'Value' ,1, 'BackgroundColor' , ... [0 .8 1], 'Position' , [200 haut-35 90 16], 'String' , 'Bouton radio' ); %===== casecochee = uicontrol( 'Style' , 'checkbox' , 'Value' ,0, 'BackgroundColor' , ... [0 .8 1], 'Position' , [200 haut-65 90 16], 'String' , 'Case cocher' ); % ===== Glissiere glsse = uicontrol( 'Style' , 'slider' , 'Position' , ... [200 haut-100 90 16], 'Value' ,.5); %===== Bouton poussoir boutpousse = uicontrol( 'Style' , 'pushbutton' , 'Position' , ... [10 haut-170 168 25], 'String' , 'Quitter' ); set(boutpousse, 'Callback' , 'close(gcf);clear all' ); set(figNumber, 'Visible' , 'on' ); Après lancement de ce petit programme, on devrait avoir une petite fenêtre de ce genre :

Figure A2.01 : Exemple de fenêtre d’interface utilisateur sous Matlab

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BIBLIOGRAPHIE

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[16] Ivao, « Les services et utilisation du radar », sect. Instruction, div. France, Aou. 2010.

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FICHE DE RENSEIGNEMENTS

Nom : FAMO

Prénoms : Velomalaza Faniry

Adresse: Lot II E 81 FR Tsarahonenana

Antananarivo 101

Téléphone : +261 33 73 517 96

E-mail : [email protected]

Titre du mémoire :

APPLICATION DU RADIOALTIMETRE DANS LE GPWS

Nombre de pages : 76

Nombre de tableaux : 03

Nombres de figures : 59

Mots clés : Accident, avertisseur, avion, radioaltimètre, sécurité.

Directeur de mémoire : Monsieur RATSIHOARANA Constant

Téléphone : +261 33 16 023 76

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RESUME

Le présent mémoire nous a permis de connaître et de comprendre ce que sont le système de

radioaltimètre et le système d’avertissement de proximité sol GPWS, pourquoi ces systèmes sont-

ils aussi indispensables pour les pilotes.

La première partie nous décrit comment le radioaltimètre fonctionne et avec quelles techniques,

ainsi que son utilisation. Et aussi dans cette partie même, les différents modes de fonctionnement

d’un GPWS avec leurs alarmes visuelles et auditives sont évoqués.

La deuxième partie est réservée pour la simulation, qui est divisée en trois sous parties notamment

la modulation de fréquence, le radioaltimètre et les modes de fonctionnement du GPWS. A chaque

fois, on doit configurer les divers paramètres utiles à la simulation pour ensuite la réaliser. Notons

que la simulation se fait à l’aide du logiciel MATLAB version 7.10 (R2010a).

ABSTRACT

This memory allowed us to know and to understand what the radio altimeter System and the

Ground Proximity Warning System are, why they are so important for pilot.

The first part describes us how does the radio altimeter work and what are technologies and them

used for. And also in the same part, the different modes of GPWS with their visual and auditory

alarms are raised.

The second part is reserved for the simulation, which is divided in three under parts such us the

frequency modulation, the radio altimeter and the working modes of GPWS. First, some

parameters should be setup so as we can start the simulation. Notice that the simulation is done

using software MATLAB version 7.10 (R2010a).

application du radioaltimetre dans le gpws

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