Etude du "système avertisseur de proximité du sol amélioré (EGPWS) " et simulation de ses modes de fonctionnement

REPUBLIQUE ALGERIENNE DEMOCRATIQUE ET POPULAIRE
Ministère de l'Enseignement Supérieur et de laRecherche Scientifique

Université des Sciences et de la Technologie Houari Boumediene



Faculté d'Electronique et Informatique

Département Instrumentation et Automatique

Mémoire de Projet de Fin d'Etudes
D'Ingénieur d'Etat en Electronique

Option : INSTRUMENTATION

THEME

ETUDE DU "SYSTÈME AVERTISSEUR DE PROXIMITE DU
SOL AMELIORE (EGPWS)" ET SIMULATION DE SES MODES
DE FONCTIONNEMENT

Proposé par: Présenté par:

Mr. F.OUNNAS (AIR ALGERIE) Encadré par: Mme. N.Saadia (USTHB) Mr. F.OUNNAS (AIR ALGERIE)

ZERZOUR Asmaa GHEZALI Lydia

Promotion: 2011-2012

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Résumé

Notre travail consiste à faire une étude descriptif du système d'avertissement de proximité du sol amélioré EGPWS, par l'étude de ses accessoires et son fonctionnement. Suivi d'une partie pratique concernant la programmation et simulation de ses modes de fonctionnement sous BORLAND DELPHI 7.

Summary

Our work consists to make a descriptive study of the Enhanced Proximity Warning System EGPWS, from to studies of theirs accessories and its functioning. Followed by a practical part concerning programming and simulation of its operating modes in BORLAND DELPHI 7.

Remerciements

Tous les eloges et les remerciements sont à Allah l'un, le seul createur et gouverneur de cet univers.

Ce travail a ete encadre par Madame Nadia SAADIA, nous lui presentons nos plus chaleureux remerciements pour les conseils qu'elle nous a apportes et la confiance qu'elle nous a temoignee tout au long de cette periode.

Nous tenons particulièrement à exprimer toute notre gratitude aux personnes suivantes :

Monsieur Fayçal OUNNAS notre promoteur de stage, Monsieur

Abderrahmane MEKKID technicien de bord à la base de maintenance de la compagnie AIRALGERIE ainsi qu'à toute l'equipe de l'Atelier des Instruments de Bord, pour la disponibilite et l'aide efficace qu'ils nous ont apportee, qu'ils trouvent ici l'expression sincère du bon souvenir que nous en garderons .

Nous remercions vivement tous les enseignants du Departement Instrumentation de la Faculte d'Electronique et Informatique de l'Universite des Sciences et Techniques HOUARI BOUMEDIENE qui nous ont fournis les

outils necessaires à la reussite de nos etudes universitaires, se fut un grandplaisir d'apprendre jour après jour.

Enfin, nos remerciements vont egalement à nos familles et à nos amis, nous leur dedicaçons ce modeste travail.

A ma chère regrettée grand-mère qu'Allah l'accueille en son vaste paradis.

A mes parents pour toute l'aide morale et matérielle qu'ils m'ont apportées, ainsi que mes adorables sceurs : SARAH, AMINA, AMEL, et HADJER.

A mes nièces et mon neveu.

A mon cherfiancé RABAH.

A mes cousines : GHANIA et SALIMA.

A toutes mes amies, je citerais en particulier MEDINA et je tiens à la remercier pour son aide qui m'était précieuse.

ZERZOUR Asmaa

A ma très chère Mère et à mon cher Père, en témoignage et en gratitude de leurs dévouement, de leurs soutien permanent durant toutes mes années d'études, leurs sacrifices illimités, leurs réconfort moral, eux qui ont consenti tant d'effort pour mon éducation, mon instruction afin de me voir atteindre ce but, pour tout cela et pour ce qui ne peut être dit, mes affectations sans limite.

A ceux qui sont la source de mon inspiration et mon courage, à qui je dois de l'amour et de la reconnaissance :

A mes Chères Sceurs : KHADIDJA, AICHA, et IMENE.

A toute ma famille.

A mon voisin RACHID, et je tiens à le remercier pour son aide qui m'était vraiment précieuse pour la contribution de ce travail; ainsi que toute sa famille. A tous mes amis, en particulier le GROUPE du « QG ».

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Introduction Générale 1



CHAPITRE I : Généralité sur la radionavigation

I.1.La radionavigation 2

I.1.1. Le système d'atterrissage aux instruments (ILS) .2

I.1.2. La radio Altimètre ..4

I.1.3. Système de positionnement mondial (GPS) 5

I.2.Les équipements de sécurité 6



CHAPITRE II : Présentation du système EGPWS

II.1.Description générale de l'EGPWS .7

II.2. Constitution du système EGPWS .7

II.3. Les interface de l'EGPWS 13

II.3.1.Les interfaces discrètes du système 14

II.3.2. Les interfaces digitales de l'EGPWS 15



CHAPITRE III : Description des modes de l'EGPWS

III.1. les modes de fonctionnement de l'EGPWS

	. 19
III.2.Mode 1 : Perte de descente excessive	21
III.3.Mode 2 : Taux d'approche excessif	24
III.4.Mode 3 : Perte d'altitude après décollage	. 24
III.5.Mode 4: Proximité du sol avec les trains d'atterrissage ou volets entrants	..26
III.6.Le mode 5 : Descente au-dessous du Glide Slope	. 28
III.7.Mode 6 : Descente au-dessous du minimum	29
III.8.Mode 7 : Détection de gradient de vent (WINDSHEAR)	... 31
III.9. La fonction Terrain Clearance Floor (TCF)	33
III.10. La Fonction Terrain Awarness (TA)		33
III.11. Les indications visuelles et auditives de l'EGPWS		34



CHAPITRE IV : Programmation des modes de l'EGPWS

IV.1. Présentation du logiciel DELPHI 7 ..36

VI.2.Programmation des modes de fonctionnement 36 IV.2.1. Les organigrammes des modes de l'EGPWS 36

IV.2.2. Présentation des interfaces .49



CHAPITRE V : Recherche de pannes dans l'EGPWS

Maintenance de l'EGPWS

54	V.2. L'auto test de l'EGPWS
54	V.3. L'état des LED sur le panneau avant de l'EGPWC
..56
Conclusion Générale	.58

LISTE DES FIGURES



Présentation de la société d'accueil AIR ALGERIE

Figure 1: Organigramme de la direction technique



CHAPITRE I : Généralité sur la radionavigation

Figure I.1: Le système d'atterrissage aux instruments (ILS) 2

Figure I.2: Antenne Localizer . 3

Figure I.3: Antenne du Glide Slope . 4

Figure I.4: Radio Altimètre .. 5

Figure I.5: Global Positioning System (GPS) .. 5

Figure I.6: Air Trafic Control (ATC)/Trafic Alert and Collision Avoidance System (TCAS) 6



CHAPITRE II : Présentation du système EGPWS

Figure II.1: Schémas synoptique représentant de l'EGPWS 8

Figure II.2: Enhanced Ground Proximity Warning Modul (EGPWM) 9

Figure II.3: Emplacement des composants dans la soute électronique 10

Figure II.4: Enhanced Ground Proximity Warning Computer (EGPWC) 11

Figure II.5: La face avant de l'EGPWC 11

Figure II.6: les interfaces de l'EGPWS 14

Figure II.7: les interfaces discrètes de l'EGPWS .. 15

Figure II.8: les interfaces digitales de l'EGPWS 16



CHAPITRE III : Description des modes de l'EGPWS

Figure III.1: Mode 1 (Pente de descente excessive) 20

Figure III.2: Principe de fonctionnement du mode 1 21

Figure III.3: sous mode 2A (Taux d'approche excessif) 22

Figure III.4: Sous mode 2B (Taux d'approche excessif) . 22

Figure III.5: Principe de fonctionnement du mode 2 24

Figure III.6: Mode 3 (Pertes d'altitude après décollage) 24

Figure III.7: Principe de fonctionnement du mode 3 25

Figure III.8 : Mode 4 (Proximité du sol avec les trains d'atterrissage ou avec les Flaps entrants).... 26

Figure III.9 :Principe de fonctionnement du mode 4 27

Figure III.10 :Mode 5 (Descente au dessous du glide slope) 28

Figure III.11 : Principe de fonctionnement du mode 5 29

Figure III.12 : Mode 6(Descente au dessous du minimum) 30

Figure III.13 : Bank Angle 31

Figure III.14 : Mode 7 (Avertir pour les conditions windshear) . 32

Figure III.15 : Schéma descriptif du fonctionnement de l'EGPWS en mode 7 32



CHAPITRE IV : Programmation des modes de l'EGPWS

Figure IV.1: organigramme du mode 1 . 37

Figure IV.2 : Organigramme du mode 2A 39

Figure IV.3 : Organigramme du mode 2B 40

Figure IV.4 : Organigramme du mode 3A 41

Figure IV.5 : Organigramme du mode 3B 42

Figure IV.6 : Organigramme du mode 4A 43

Figure IV.7 : Organigramme du mode 4B 44

Figure IV.8 : Organigramme du mode 5 45

Figure IV.9 : Organigramme du mode 6 47

Figure IV.10 : Organigramme du mode 6 (Bank Angle) ..48

Figure IV.11 : Organigramme du mode 7 58

Figure IV.12 : Fenêtre du mode 1 49

Figure IV.13 : Fenêtre du mode 2 50

Figure IV.14 : Fenêtre du mode 3 50

Figure IV.15 : Fenêtre du mode 4A 51

Figure IV.16 : Fenêtre du mode 4B 51

Figure IV.17 : Fenêtre du mode 5 52

Figure IV.18 : Fenêtre du mode 6 52

Figure IV.19 : Fenêtre du mode Bank Angle 53

Figure IV.20 : Fenêtre du mode 7 53



CHAPITRE V : Recherche de pannes dans l'EGPWS

Figure V.1 : Face avant de l'EGPWC 55

LISTE DES TABLEAUX



CHAPITRE III : Description des modes de l'EGPWS

Tableau III.1 : Les indications visuelles et auditives de l'EGPWS 34

Tableau III.2 : Priorité des alertes audio 34



CHAPITRE V : Recherche de pannes dans l'EGPWS

Tableau V.1 : L'état des LED du panneau avant d'EGPWC . 57

LISTE DES ABREVIATIONS

A

AC	Alternating current	Courant alternatif
ADIRS	Air Data Inertial Reference System	L'unité de référence aérodynamique et inertielle
AOA	Ongle Of Attack	L'angle d'attaque indiqué
AMM	Aircraft Maintenance Manuel

B

BITE

Built In Test Equipment

L'autotest de l'équipement

C

CDU	Common Display Unit	Unité d'affichage commun
CFIT	Controlled Flight Into Terrain	Collisions avec le relief sans perte de contrôle
CMM	Component Maintenance Manuel

D

DC	Direct Current	Courant direct
DEU	Display Electronic Unit	L'unité d'affichage éléctronique
DFCS	Digital Flight Control System

E

EGPWS	Enhanced Ground Proximity Warning System	System amélioré d'avertissement de proximité sol
EGPWM	Enhanced Ground Proximity Warning Module	Module d'avertissement de proximité sol
EGPWC	Enhanced Ground Proximity Warning Computer	Calculateur d'avertissement de proximité sol
EFIS	Electronic Flight Instrument system	Le panneau de control

F

FAA	Federal Aviation Administration	Autorité en charge de l'aviation
FDAU	Flight Data Acquisition Unit	L'unité d'acquisition de donnée de vol
FDR	Flight Data Recorder	L'enregistrement des paramètres de vol
FMC	Flight Management Computer System	Le système de calculateur de gestion de vol

G

GND	Ground	Sol
GND PROX WARN	Ground Proximity Warning	Avertissement de proximité sol
GPS	Global Positioning System	System de positionnement global
GPWS	Ground Proximity Warning System	Système d'avertisseur de proximité sol

I

IM	Inner Marker	Radio borne intérieure
ILS	Instrument Landing System	Le system d'atterrissage aux instruments

L

LRU

Line Replaceable Unit

Unité remplaçable en ligne

M

MMR	Multi Mode Receiver	Le récepteur multi mode
MM	Middele MARKER	Radio borne intermédiaire
MCP	Mode Control Panel	Pannau de contrôle

N

ND

Navigation Display

Ecran de navigation

O

OM

Outer MARKER

Radio borne extérieure

P

PFD	Primary Flight Display	Indicateur de vol primaire
PSEU	Proximity Switch Electronic Unit	Le capteur de proximité de l'unité éléctronique

R

REU

Remote Electronic Unit

Unité à distance électronique

S

SMYD	Stall Management Yaw	Le calculateur de décrochage
	Damper	et d'amortisseur de lacet

T

TA	Terrain Awarnesss	La fonction d'avertissement terrain
TAWS	Terrain Awarness Waring System	Système amélioré d'avertissement de proximité sol
TCAS	Trafic and alerte Collision Avoidance System	Le système d'alerte de trafic et d'évitement de collision
TERR/WXR	Terrain/Weather Radar	Le radar terrain/météo

U

UHF

Ultra High Frequency

Ultra haute fréquence

V

VHF	Very High Frequency	Très haute fréquence
VSI	Vertical Speed Indicator	La vitesse verticale inertielle

Introduction générale

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.

L'ensemble des professionnels de l'aéronautique s'est donc penché sur ce problème crucial pour la sécurité du trafic aérien et un certain nombre d'état ont engagé des études portant sur la réalisation des différents appareils et instruments fiables et précis, afin de faciliter la conduite des avions et prévenir ce type d'accidents.

Parmi ces instruments de bord, on trouve le TAWS (Terrain Awareness Warning System), plus connu sous le nom GPWS (Ground Proximity Warning System). Le GPWS est installé à bord des avions, génère des alarmes avancées, sonores et visuelles dans le poste de pilotage, pour condition de vol dangereuse proche du sol.

Le GPWS a sept (7) modes basique de fonctionnement, associés chacun à des niveaux d'alerte qui sont fournis de façon audio à l'équipage. Pour une fonction donnée donc selon la priorité de l'alarme ; l'origine de l'information ; l'état de la fonction c'est-à-dire selon le mode sélectionné, il apporte à l'équipage les informations sonores les plus appropriées.

Avec le GPWS, la proximité avec le sol était bien gérée mais la détection des alertes était très grossière malgré ses sept niveaux définis avec des priorités différentes. Ses fonctions ont donc été couplées avec une fonction d'alerte et d'affichage du terrain: c'est l'Enhanced GPWS. Il a été également amélioré en intégrant une corrélation entre la position de l'avion et la base de données terrain mondial qui est embarqué dans ce système. Ceci se traduit par la présentation d'une image de terrain au pilote et d'alerte visuelle et audio. Ces améliorations permettent d'enrichir l'ensemble des informations fournies à l'équipage, de façon à lui assurer la meilleure conscience de son environnement dans les situations délicates.

Notre travail consiste à étudier et à simuler les fonctions de l'EGPWS sous DELPHI. Nous avons organisé ce mémoire en cinq (5) chapitres :

· Dans le premier chapitre nous présentons un petit aperçu sur la radionavigation ;

· La description du système EGPWS fait l'objet du second chapitre ;

· Le troisième chapitre est consacré au fonctionnement de l'EGPWS ;

· La programmation et la simulation des sept (7) modes de fonctionnement l'EGPWS sont présentés dans le quatrième chapitre ;

· Nous avons jugé utile de rajouter en cinquième chapitre la méthodologie de recherche de pannes à effectuer sur l'EGPWS ;

· Enfin nous terminerons par une conclusion générale.

I.1.La radionavigation:

La radionavigation est une technique de navigation utilisant des ondes radioélectriques pour déterminer la position de l'avion ou un lieu de position. On distingue les systèmes de positionnement passifs sans émetteurs à bord, et les systèmes actifs avec transmission entre mobile et base.

Les instruments de la radionavigation utilisent des stations au sol, ou des satellites (GPS), pour fournir des indications sur la position de l'avion dans l'espace. Les principaux systèmes de radio navigation encore utilisés de nos jours sont :

- L'ILS (Instrument Landing System);

- Le GPS (Global Positioning System);

- Le RA (Radio Altimeter).

I.1.1.Le système d'atterrissage aux instruments (ILS):

L'ILS (Instrument Landing System), système d'atterrissage aux instruments est une aide d'approche à l'atterrissage de l'avion. Son rôle est de fournir au pilote les indications en site et en azimut pour l'amener dans l'axe de la piste et lui donner un angle de descente (trajectoire idéale de descente). (Fig. I.1). Il comprend :

- Un localizer : fournit l'écart de l'avion par rapport à l'axe de la piste;

- Un glide path : fournit l'écart de l'avion par rapport à la pente nominale d'approche ; - Des radiobornes (markers).



Figure I.1 : Le système d'atterrissage aux instruments (ILS)

a. Théorie de Localizer : le localizer est une aide à la navigation à courte distance. Il fournit au pilote une indication continue d'écarts par rapport à un plan verticale passant par l'axe de la piste. L'information est donnée à bord sur un indicateur d'écart. L'aiguille de ce dernier est centrée lorsque l'avion est dans le plan vertical passant par l'axe de la piste. Lorsque l'avion est en phase d'approche, le sens de la déviation de l'aiguille

indique le sens de la manoeuvre à effectuer (gauche ou droite). Il est constitué par un ensemble d'antennes situées après le bout de la piste qui émettent une porteuse VHF entre 108 et 112 MHz. (Fig. I.2). [6]



Figure I.2 : Antenne Localizer

Le principe de fonctionnement du Localizer est comme suit: [6]

- Emission: L'ensemble d'antennes envoie une porteuse VHF modulée en amplitude sur deux fréquences (90HZ et 150HZ).

- Réception: Le récepteur du localizer reçoit deux signaux de 90HZ et 150HZ et compare le taux de modulation des deux lobes. Si l'appareil de se trouve à gauche par rapport à l'axe de la piste, le signal de 90HZ va prédominer et l'indication de déviation du Localizer se positionnera à droite pour indiquer que l'axe de la piste d'atterrissage se trouve à droite. Par contre, si l'avion se trouve à droite de l'axe de la piste, le signal de 150HZ prédominera, et l'indication de déviation se positionnera à gauche. Si l'avion est sur l'alignement de piste, les taux de modulation sont égaux, l'aiguille reste donc à sa position neutre c'est-à-dire au centre.

b. Théorie du Glide: le Glide est une aide de navigation à courte distance. Il fournit au pilote une indication continue d'écart oblique matérialisant le plan de descente. L'information est présentée à bord sur un indicateur d'écart centre. Le sens de déviation de l'aiguille indique le sens de manoeuvre à effectuer (montée ou descente). Il est constitué par

un ensemble d'antennes, qui émettent une porteuse UHF entre 328,65 et 335,40 MHz (Fig. I.3).

.

Figure I.3 : Antenne du Glide Slope.

Le principe de fonctionnement du Glide est comme suit:

- Emission: Le Glide est composé d'un système de deux antennes directives. Ces antennes rayonnent de façon différente des porteuses modulées à 90HZ et 150HZ. Le lobe supérieur modulé en amplitude à 90HZ tandis que le lobe inférieure est modulé à 150HZ.

- Réception: Le récepteur du glide reçoit les deux signaux 90HZ, 150HZ et compare leur taux de modulation. Si l'appareil se trouve au-dessus de la trajectoire de descente, le signal de 90HZ aura une amplitude plus grande que celle de 150HZ et l'indicateur montrera que la trajectoire de descente est en dessous de l'avion, l'indicateur du glide sera en dessous de l'avion. Mais si l'appareil est en dessous de la trajectoire de descente le signal de 150HZ prédominera et l'indicateur du glide sera au-dessus de l'avion.

c. Les radio-bornes (markers): le système ILS est complété par trois radio-bornes à rayonnement vertical, situé sur l'axe d'approche à des distances caractéristiques :

- Passage à 7200m de hauteur (Outer Marker OM) ;

- Passage à 1050m de hauteur (Middle Marker MM) ;

- Passage à 30m de hauteur (Inner Marker IM).

Ils donnent une information sonore et visuelle d'écart discontinue de distance par rapport à un seuil de piste.

I.1.2. La radio Altimètre :

La radio Altimètre (Fig. I.4) est un appareil à bord d'un aéronef destiné à mesurer sa hauteur par rapport au sol ou la surface de l'eau. En aéronautique c'est un instrument d'aide au pilotage en particulier en vol sans visibilité, ou vol aux instruments. Il indique la hauteur de l'aéronef au-dessus du sol. Le « 0 » correspondant à la position de l'appareil au moment précis où, lors de l'atterrissage les roues entrent en contact avec le sol.

Sur la plupart des radioaltimètres, une consigne de hauteur minimale de vol peut être affichée. lorsque l'équipement détecte que l'aéronef vol à une altitude inferieur à celle de la consigne, une alarme sonore et visuelle est déclenchée dans le poste du pilotage pour prévenir le pilote. En particulier pendant la phase d'approche et d'atterrissage des aéronefs, le radioaltimètre aide au suivi de la trajectoire verticale et à la tenue de la pente de descente.



Figure I.4 : Radio Altimètre.

Son principe de fonctionnement est d'envoyer des ondes de fréquence de 4250HZ à 4350HZ au sol [7]. Une fois réfléchies, elles seront reçues au niveau de l'avion, le temps d'aller-retour du signal est une valeur proportionnelle à l'altitude. Il permet aussi de donner un signal audio, et visuel sur l'indicateur de l'altitude pour prendre une hauteur de décision (altitude de décision) inférieur à 2500 pieds.

I.1.3. Système de positionnement mondial (GPS) : [8]

Aide à la navigation en route à couverture mondiale basée sur la réception des satellites militaire. L'aide à l'approche et l'atterrissage est à l'étude pour obtenir la précision exigée dans ces phases de vol. Les informations fournies sur un écran sont la position et l'altitude plus la vitesse-sol et la route vraie.

Son principe de fonctionnement revient à mesurer l'écart de temps entre l'instant t1 de l'émission d'un signal par un satellite et l'instant t2 de réception par l'utilisateur de ce signal. L'écart mesuré correspond au temps de parcours par l'onde électromagnétique de la distance « d1, 2, 3 » satellite - utilisateur à la vitesse de la lumière C=300 000 km/s (Fig. I.5). Ceci dit, avec trois satellites on peut connaitre un positionnement en 2D (latitude et longitude). Un quatrième satellite permet d'obtenir un positionnement en 3D (latitude, longitude et altitude). (Fig. I.5)



Figure I.5: Global Positioning System (GPS).

I.2.Les équipements de sécurité :

Les équipements de sécurité disponible sont :

1. Le système ATC (Air Trafic Control): le contrôle de trafic aérien (ATC) est un réseau de tour de contrôle, pour le décollage et l'atterrissage, afin d'assurer un déroulement efficace et sûr du trafic aérien. Le centre de contrôle au sol se charge des appareils atterrissant ou quittant les pistes. La tour de contrôle s'occupe des appareils circulant aux alentours de l'aéroport, et délivre les autorisations de décollage ou d'atterrissage (Fig I.6).

2. Le système TCAS (Trafic Alert and Collision Avoidance System) : le système d'alerte de trafic et d'évitement de collision (TCAS) est un système dont la fonction principale est de détecter et d'afficher les avions proches, et de fournir à l'équipage des indications sonores et visuelles pour les éviter ; en changeant la trajectoire (Fig. I.6).



Figure I.6: Air Trafic Control (ATC)/Trafic Alert and Collision Avoidance System (TCAS)

3. Le système GPWS (Ground Proximity Warning System): le système avertisseur de proximité de sol GPWS est un équipement qui déclenche des alarmes auditives et visuelles lorsque l'avion s'approche du sol. Une version améliorée (Enhanced GPWS) possède en plus une cartographie du terrain qui s'affiche en cas de danger.

Dans le cadre de notre travail, nous nous intéressons au système EGPWS et à ses modes de fonctionnement. Ceci dit nous présentons dans le chapitre suivant ce système.

II.1.Description générale de l'EGPWS :

Le système d'avertissement de proximité sol appelé communément GPWS (Ground Proximity Warning System) est un système de surveillance, fonctionne avec la radio altimètre, donne à l'équipage de vol des alarmes avancées, sonores et visuelles pour condition de vol dangereuse proche du sol. Il fonctionne entre 50 et 2450 pieds. Cependant le GPWS ne détecte que la proximité du sol à la verticale de l'avion. Un dispositif plus évolué appelé Enhanced-GPWS ou EGPWS est aujourd'hui disponible. Ce dispositif inclus en plus des fonctions basiques du GPWS une base de données géographique qui permet de déterminer l'état du terrain autour de l'appareil connaissant sa position. Ainsi, l'EGPWS permet une meilleure prévention des collisions avec le sol grâce à la connaissance du terrain au-devant de l'avion.

Le EGPWS, ou Enhanced Ground Proximity Warning System (système avertisseur de proximité du sol amélioré), est enclenché lors des phases critiques de décollage, de croisière et d'atterrissage et alerte le pilote en cas de danger, en produisant des alarmes visuelles et sonores lorsque ses calculs montrent que l'avion passe au-dessous d'une distance minimale. Il possède sept (7) modes d'opération :

Mode 1 : Pente de descente excessif

Mode 2 : Taux d'approche excessif

Mode 3 : Perte d'altitude après décollage

Mode 4 : Configuration train et/ou volets inadaptée à l'atterrissage Mode 5 : Descente au-dessous du glide slope

Mode 6 : Descente au-dessous du minimum

Mode 7 : Avertir aux conditions windshear

En comparant en permanence les informations- fournies par sa propre base de données du terrain ainsi que par l'altimètre, radar et la navigation par satellite, le EGPWS surveille constamment la position de l'avion par rapport au sol et exclut ainsi pratiquement tout risque de contact avec ce dernier d'une façon dangereuse.

II.2. Constitution du système EGPWS:

L'EGPWS se compose des éléments suivants (Fig. II.1) :

- Les deux hauts parleurs ;

- Les deux boutons témoins ambres «BELOW G/S» ;

- Le module d'avertissement de proximité sol EGPWM (Enhanced Ground Proximity Warning Modul) ;

- Le calculateur d'avertissement de proximité sol EGPWC (Enhanced Ground Proximity Warning Computer);

- Le module commutateur de programme (PIN Program);

- Le relais 745 du radar terrain/météo (TERR/WXR relays); - Le relais 746 du radar terrain/météo (TERR/WXR relays).



Figure II.1 : Schémas synoptique représentant de l'EGPWS

Les composants qui constituent l'EGPWS se situent dans des emplacements différents : le poste de pilotage et la soute électronique.

1. Description des composants de l'EGPWS situé dans le poste de pilotage: Les composants de l'EGPWS qui existent dans le cockpit sont :

- Les deux hauts parleurs : Les hauts parleurs sont branchés avec l'EGPWC à travers le REU (Remote Electronic Unit) (Fig. II.1). Ils fournissent des avertissements générés électroniquement par l'EGPWS.

- Les deux boutons témoins ambres «BELOW G/S» : Les deux boutons témoins ambres «BELOW G/S» sont placés sur le tableau de bord comme l'indique la figure (Fig. II.1). 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.

- Module d'avertissement de proximité sol EGPWM : le module d'avertissement de proximité sol EGPWM est l'interface entre l'équipage et le EGPWS, il se situe en face le copilote (Fig. II.2).



Figure II.2 : Enhanced Ground Proximity Warning Modul (EGPWM) Il contient les éléments suivants:

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

- Le mauvais fonctionnement de l'EGPWS ;

- Le manque de l'une des entrées critiques de l'EGPWC (input);

- Si l'EGPWC ne peut pas calculer les conditions Windshear (effet de cisaillement du vent);

- Pendant un autotest de l'EGPWC.

b. Bouton poussoir test (SYS TEST) : le bouton de test permet de faire un autotest de l'EGPWC au niveau du poste de pilotage.

c. 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.

d. 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.

e. Un interrupteur d'inhibition terrain (TERR INHIBIT) : Quand on met l'interrupteur sur la position INHIBIT la fonction de rafraichissement d'affichage de l'image terrain TCF (Terrain Clearence Floor), et la fonction d'avertissement terrain TA (Terrain Awarness) sur les écrans de navigation NDs (Navigation Display) sont inhibées ainsi que les alarmes sonores et visuelles du TCF et TA sont éliminées.

2. Description des composants de l'EGPWS situés dans la soute électronique :

Ils sont placés sur le compartiment E1 de la soute électronique. (Fig. II.4)



PIN
PROGRAM

EGPWC

Figure II.3 : Emplacement des composants dans la soute électronique. Les composants situés dans la soute électronique sont :

- l'EGPWC (Enhanced Ground Proximity Warning Computer) : le calculateur d'avertissement de proximité sol EGPWC (Enhanced Ground Proximity Warning Computer), 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. L'EGPWC est un LRU (Line Remplaceable 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] (Fig. II.4)



Figure II.5 : Enhanced Ground Proximity Warning Computer (EGPWC) La figure suivante montre la face avant de l'EGPWC



Indicateurs du statut du système

Fente de carte mémoire

Indicateurs du chargements/déchargement

Connecteur RS-232

Poigné

Bouton poussoir self test

Prise d'écouteur

La porte

Figure II.5 : La face avant de l'EGPWC

La face avant de l'EGPWC comprend trois (3) leds et une porte (Fig. II.5) :

- LED EXTERNAL FAULT (défaut externe): elle s'allume ambre en cas de panne extérieur à l'EGPWC ;

- 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 in terne du calculateur.

La porte de la face avant donne l'accès aux fonctions suivantes (Fig. II.5) :

- SELF TEST SWITCH (bouton poussoir) : pour démarrer le test de l'EGPWS;

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

entendre toutes les alarmes qui sont dans la mémoire de l'EGPWC ;

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

PCMCIA pour charger ou décharger les données du terrain;

- 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 de l'EGPWC ;

- Le PIN Program: est des micros Switch câblés et positionnés de telles sortes à donner un mot binaire indiquant à l'EGPWC les informations suivantes:

- Le type d'avion ;

- Les annonces du mode 6 (§II.2) ;
- Le volume d'écoute haut ou bas.

- Weather Relay (relais de météo): L'ordinateur d'avertissement de proximité de sol EGPWC (Enhanced Ground Proximity Warning Computer) et l'émetteurrécepteur radar météo WXR (Weather Radar) envoient les données d'affichage sur le ND (Navigation Display). Il y a deux relais TERR/WXR, qui sélectionnent la donnée à afficher sur chaque ND. Les données WXR et EGPWC sont transmises sous forme ARINC 429. [Annexe A] les deux relais sont alimentés par une source de 28VDC.

a. Commande de relais: En appuyant sur le bouton WXR qui se trouve sur la boite de commande EFIS [Annexe B], nous aurons les indications RADAR (météo). En appuyant sur le bouton TERR, le mode TERR est sélectionné et nous aurons les indications de terrain sur le DEU (Display Electronic Unit).

b. Moniteur de relais: Les relais permettent de choisir les données WXR/TERR et envoient un signal à l'EGPWC, l'EGPWC emploi ces entrées pour identifier la position des relais. Quand les relais sont en position

normale, le moniteur de l'EGPWC n'a aucune tension (0 V). Quand les relais sont en position terrain, le moniteur de l'EGPWC donne une tension de 28VDC.

II.3. Les interface de l'EGPWS:

Le système d'avertissement de proximité sol EGPWS (Fig. II.6) comprend un calculateur d'avertissement de proximité sol EGPWC, un module d'avertissement de proximité sol EGPWM, les deux relais et d'autres composants. L'EGPWC est considéré comme le composant principal de l'EGPWS, il est programmé pour échanger des données avec autres éléments constitutifs du système :

- Les relais du radar terrain/météo ;

- L'interrupteur d'inhibition trains (Gear Inhibit Switch) de l'EGPWM ;

- L'interrupteur d'inhibition volets (Flap Inhibit Switch) de l'EGPWM ;

- L'interrupteur d'inhibition terrain (Terrain Inhibit Switch) de l'EGPWM ; - Le bouton poussoir test de l'EGPWM ;

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

- La lampe INOP de l'EGPWM.

Et avec ces divers systèmes de l'avion qui servent comme interface avec l'EGPWS : - Le module de commutateur de programme PIN Program.

- L'unité de référence inertielle et pneumatique ADIRU (Air Data Inertiel Reference Unit).

- La radio altimètre (Radio Altimeter).

- Le récepteur multi mode MMR (Multi Mode Receiver).

- Le calculateur de gestion de vol FMCS (Flight Management Computer). - Le mode control panel MCP du DFCS (Digital Flight Control System).

- Le calculateur de décrochage et d'amortisseur de lacet SMYD (Stall Management Yaw Damper).

- Le radar terrain/météo TERR/WXR (Terrain/Weather radar system).

- L'unité d'affichage électronique DEU (Display Electronic Unit).

- L'unité d'acquisition de donnée de vol FDAU (Flight Data Acquisition Unit).

- Le système d'alerte de trafic et d'évitement de collision TCAS (Trafic And Alerte Collision Avoidance System).



Figure II.6 : les interfaces de l'EGPWS

Le constructeur a différencié les interfaces de l'EGPWS selon le degré de l'importance de l'information à traiter en deux: les interfaces discrètes et les interfaces digitales.

II.3.1.Les interfaces discrètes du système :

La figure suivante illustre les interfaces discrètes :



Figure II.7: les interfaces discrètes de l'EGPWS

Les entrées discrètes sont :

- Les relais du radar terrain/météo ;

- L'interrupteur d'inhibition trains de l'EGPWM ; - L'interrupteur d'inhibitions volets de l'EGPWM ; - L'interrupteur d'inhibition terrain de l'EGPWM ; - Le bouton poussoir test de l'EGPWM ;

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

- La lampe INOP de l'EGPWM ;

- Le module de commutateur de programme PIN Program.

Les sorties discrètes sont :

- La lampe INOP de l'EGPWM ;

- Le système d'alerte de trafic et d'évitement de collision TCAS ; - Le radar Terrain/Météo ;

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

- Le REU (Remote Electronic Unit).

II.3.2. Les interfaces digitales de l'EGPWS :

L'EGPWS sert comme interface avec les autres systèmes de l'aéronef à l'aide du bus de données ARINC 429 (Aeronautical Radio Incorporation type 429) [Annexe A]. Ces systèmes ont des interfaces digitales avec l'EGPWC (Fig. II.18)



Figure II.9: les interfaces digitales de l'EGPWS

Les entrées digitales de l'EGPWS sont :

a. L'ADIRU (Air Data Inertial Reference Unit): l'unité de référence des données inertielles en vol a deux fonctions primaires :

v' Référence de données aériennes (ADR).

v' Référence de données inertielles (IR).

L'ADIRU gauche et droite envoie ces données à l'EGPWC par le bus IR :

- 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 ;

- Le taux de lancement.

L'ADIRU gauche et droite envoie ces données à l'EGPWC par le bus ADR : - La vitesse anémométrique calculée ;

- La vitesse anémométrique vraie ;

- Le taux d'altitude ;

- L'altitude non corrigée.

b. 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 à l'EGPWC :

- L'angle d'attaque indiqué AOA ;

- L'AOA corrigé ;

- La position des volets ;

- La vitesse minimum de sustentation.

c. 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.

d. MMR (Multi Mode Receiver) : le MMR (récepteur à plusieurs mode de fonctionnement) contient l'ILS (Instrument Landing System) (§I.2.1), et le GPS (Global Positioning System).

e. Weather radar : le système du radar météo (WXR) fournit les indications visuelles et auditives suivantes:

- Condition atmosphérique ;

- Effet de cisaillement de vent (Windshear) ;

- Les reliefs.

Le radar météo envoie des données de prévision de windshear à l'EGPWC.

f. Radio altimètre: le système radio altimètre 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.

g. MCP (Mode Control Panel) du système de commande de vol : Il envoie la donnée du cap sélectionné à l'EGPWC. Cette donnée est utilisée dans le mode 5 et la fonction de modulation de l'enveloppe TA (Terrain Awarness).

Les sorties digitales de l'EGPWS sont :

a. 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).

b. Le FDAU (Flight Data Acquisition Unit): l'EGPWC 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).

c. Les relais radar terrain/météo : l'EGPWC envoie les données d'affichage du terrain aux DEUs (Dsiplay Electronic Unit) passant par les relais du radar terrain/météo.

Afin de programmer les modes de fonctionnement de l'EGPWS, nous présentons dans le chapitre suivant une description de ces modes.

III.1. Les modes de fonctionnements de l'EGPWS :

L'EGPWS est un système qui fournit à l'équipage des indications sonores et visuelles lorsque les conditions du vol peuvent impliquer un risque de collision avec le sol. Le système surveille automatiquement et en permanence la trajectoire de vol de l'avion par rapport au terrain à toutes les altitudes comprises entre 10 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 sept modes [1]. 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;

- Mode 6 : Descente au-dessous du minimum;

- Mode7 : Avertir pour condition windshear.

Et de deux fonctions importantes qui sont :

- Le TCF (Terrain Clearence Floor); - Le TA (Terrain Awarness).

III.2.Mode 1 : Perte 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, et il est indépendant de la configuration de l'avion dépasse 10 pieds. Si l'avion entre dans la première zone d'avertissement indiquant une perte d'altitude excessive, le message << 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 d'alerte, et le message <<Sink Rate >> sera changé par l'avertissement << Whoop Whoop, Pull Up >> et l'indication

<<Pull Up >> étant toujours allumée (Fig. III.1).

Dans ce cas, la situation devient plus dangereuse et le pilote doit impérativement corriger la trajectoire. A une altitude inférieure à 10 pieds, toutes les alarmes du mode 1 sont invalides.



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

Les alarmes du mode 1 seront entendues pour une radio altitude de 10 jusqu'à 2450 pieds. Le types d'alarme dépens du taux de descente et de la radio altitude. La première alarme est une alerte. Si le taux de descente ne change pas, le pilote aura un avertissement. 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)

Le système EGPWS emploie les données reçues par les LRU pour détecter les alertes et les avertissements du mode 1. Ces données sont (Fig. III.2) :

- La radio altitude (RA) ;

- La vitesse verticale inertielle (IVS) ;

- Le taux barométrique d'altitude.

Le détecteur de mode EGPWC 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.



Figure III.2 : Principe de fonctionnement du mode 1.

III.3.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, le l'altitude, du taux barométrique et de la configuration de l'avion (position des flaps et des trains d'atterrissage).

1. Le sous mode 2A : Le sous mode 2A se produit pour un grand taux d'approche si les Flaps (volets) sont moins de 25 unités (pas dans la configuration d'atterrissage c'est-à-dire inférieur a 30 unités). Ce sous mode peut avoir un état d'alerte ou un état d'avertissement. Pour un état d'alerte, l'EGPWS donne le message auditif << Terrain Terrain » et le DEU affiche << Pull Up ». Si il y'a une augmentation de taux d'approche, le EGPWS donne un avertissement et le message <<Whoop Whoop Pull Up » sera changé par le message <<Terrain ». (Fig. III.3)



Figure III.3 : sous mode 2A (Taux d'approche excessif).

2. Le sous mode 2B : Le sous mode 2B donne des alertes pour un grand taux d'approche si les Flaps sont dans la configuration d'atterrissage (plus de 30 unités). Ce sous mode peut aussi donner des alertes et des avertissements si les Flaps (volets) sont dans la configuration d'atterrissage et l'angle du Glide Slope et la déviation du Localizer est moins de deux points (dots) pendant une approche ILS. (Fig. III.4). Le sous mode 2B peut avoir un état d'alerte ou un état d'avertissement. L'EGPWS donne une alerte sous forme de message auditif <<Terrain Terrain>> pour un grand taux d'approche, si les trains d'atterrissage et les Flaps sont dans la configuration d'atterrissage ou quand les trains d'atterrissage ou bien les Flaps ne sont pas dans la configuration d'atterrissage. Si l'alerte continue, l'EGPWS donne le message auditif << Whoop Whoop Pull Up >>.



Figure III.4 : Sous mode 2B (Taux d'approche excessif).

Les alertes du sous mode 2A se produisent entre 30 et 1650 pieds de radio altitude, pour des vitesses anémométrique moins de 220 noeuds. La limite supérieure est de 2450 pieds de radio altitude pour des vitesses anémométriques entre 220 et 310 noeuds. Et les alertes du sous mode 2B se produisent entre 30 et 789 pieds de radio altitude. La limite inférieure change entre 30 et 600 pieds de radio altitude. L'EGPWS emploie le taux de descente et la position des Flaps (volets) pour calculer la limite inférieure. (Fig. III.5).

Les LRUs (Line Remplaçable Unit) assurent les différentes entrées pour l'opération du mode 2 en utilisant :

- Les émetteurs et récepteurs de la radio altitude;

- L'ADIRU gauche;

- Le module d'EGPWS ;

- L'amortisseur de lacet de gestion de décrochage (SMYD) ; - Les MMRs1 et 2.

Ces différents équipements assurent les différentes données utilisées par l'EGPWS pour détecter les alertes et les avertissements du mode 2. (Fig. III.5).

Ces différentes données sont :

- La radio altitude;

- 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 EGPWS 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 III.5 : Principe de fonctionnement du mode 2. III.4.Mode 3 : Perte d'altitude après décollage.

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

Lorsque l'avion atteint 1500 pieds de radio altitude, le mode 3 devient non fonctionnel. Il a deux sous modes, le sous mode 3A et le sous mode 3B. (Fig. III.6).



Figure III.6 : Mode 3 (Pertes d'altitude après décollage).

1. Le sous mode 3A : le sous mode 3A donne des alertes quand l'avion perd l'altitude après décollage. La perte dépend du taux d'élévation et de l'altitude de l'avion. Le message auditif qui sera entendu est <<Don't Sink ».

2. Le sous mode 3B : le sous mode 3B donne des alertes pour un dégagement minimum de terrain. Le dégagement de terrain augmente lorsque l'altitude de l'avion est élevée pendant le décollage. Ce mode donne le message auditif << Too Low Terrain ».

Le mode 3 fonctionne quand l'une de ces conditions est vraie :

- L'avion s'élève après être allé en dessous de 245 pieds quand l'avion est dans sa configuration d'atterrissage (c'est-à-dire les trains d'atterrissage sortants et les volets plus grand que 30 unités);

- L'avion décolle. (Fig. III.7).



Figure III.7 : Principe de fonctionnement du mode 3.

Les alertes du mode 3A se produisent entre 30 et 1500 pieds et changent selon le taux d'altitude de l'avion, et les alertes du mode 3B se produisent lorsque l'altitude de l'avion est inférieur a celle calculé par l'EGPWS.

III.5. Mode 4 : Proximité du sol avec les trains d'atterrissage ou Flaps (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. (Fig. III.8).

1. Le sous mode 4A : l'EGPWS donne une alerte pour le sous mode 4A quand les trains d'atterrissage ne sont pas sortants. 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.

2. Le sous mode 4B : l'EGPWS 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 III.8 : Mode 4 (Proximité du sol avec les trains d'atterrissage ou avec les entrants).

Les alertes du mode 4 se produisent entre 30 et 1000 pied. Les limites d'altitude pour le sous 4A et le sous mode 4B sont basses lorsque la vitesse anémométrique est basse. L'alerte du sous mode 4A se produit si les trains d'atterrissage ne sont pas sortants au-dessous de l'altitude limite. La limite d'altitude du sous mode 4A est de 500 pieds quand la vitesse anémométrique est en dessous de 190 noeuds, et de 1000 pieds quand la vitesse anémométrique est élevée. Le message auditif << Too Low Gear >> du sous mode 4A est changé par le message auditif << Too Low Terrain >> lorsque la vitesse anémométrique [Annexe C] est au-dessous de 190 noeuds. L'alerte du sous mode 4B se produit si les trains d'atterrissage sont

sortants et les volets ne sont pas dans la configuration d'atterrissage au-dessous de la limite d'altitude. La limite d'altitude du sous mode 4B est de 245 pieds quand la vitesse anémométrique est au-dessous de 159 noeuds et elle est de 1000 pieds lorsque la vitesse anémométrique est élevée.

Le message auditif << Too Low Flaps >> du sous mode 4B est changé par le message auditif << Too Low Terrain>> lorsque la vitesse anémométrique est au-dessous de 159 noeuds. (Fig III.9).





Figure III.9 :Principe de fonctionnement du mode 4. Les LRU assurent ces entrées pour le mode 4 en utilisant :

- L'émetteur et le récepteur de la radio altimétre ;

- 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 EGPWS.

L'EGPWS emploie ces données pour détecter les alertes du mode 4 (fig. III.9). Ces données sont :

- La radio altitude;

- La vitesse anémométrique calculée ;

- La position des Flaps et des trains d'atterrissage.

Quand il y a un avertissement, le détecteur de mode envoie un signal discret au EGPWS pour donner les messages auditifs avancés. Les messages auditifs vont être envoyés à l'REU (Remote Electronic Unit) qui les envoiera aux haut-parleurs du poste de pilotage.

III.6.Le mode 5 : Descente au-dessous du Glide Slope.

L'EGPWS 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, l'EGPWS 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. (Fig. III.10).



Figure III.10 :Mode 5 (Descente au dessous du glide slope)

Les alertes du mode 5 peuvent se produire entre 30 et 1000 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. (Figure III.11).



Figure III.11 : Principe de fonctionnement du mode 5.

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

- Les émetteurs et récepteurs de la radio altimétre ; - La boite de commande de mode DFCS ;

- Le commutateur de garde de train d'atterrissage ; - Les MMRs ;

- Les FMCs ;

- Le module d'EGPWS ;

L'EGPWS 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.

- La radio altimétre.

Quand il ya une alerte du mode 5 le détecteur de mode envoie un signal discret au EGPWS pour faire apparaitre les messages auditifs avancés. Les messages auditifs vont aux REU (Remote Electronics Unit) qui les envoie aux haut-parleurs du poste de pilotage.

III.7. Mode 6 : Descente au dessous du minimum:

Le mode 6 fournit de faibles messages auditifs, quand l'avion descend par des altitude d'ensemble avec des trains d'atterrissage sortants (Fig III.12). Les cas disponibles pour l'activation du mode 6 sont :

- Une faible altitude;

- Un minimum d'altitude ;

- Un faible minimum d'approche ;

- Un faible angle de roulis (Bank Angle).



Figure III.12 : Mode 6(Descente au dessous du minimum).

Le début de faibles altitudes est à 2500 pieds, il ya une option pour donner le message auditif <<Twenty Five Hundred>> par radio altitude. Les rappels <<Altitude Minimum>> s'exécutent en fonction de l'altitude ou hauteur de décision (DH) calibrée et réglée sur la boite de commande EFIS. Dans ce cas l'EGPWS génère les rappels audio suivants :

- Minimum;

- Minimum, Minimum;

- Decision Height (hauteur de décision).

Les rappels << Approching Minimum>> ou << Approching Decision Height>> s'éxecutent lorsque l'aéronef s'approche de la hauteur de decision programmée sur le panneau d'EFIS. Les faibles angles d'attaque du mode 6 se produisent quand l'angle d'attaque de l'avion est à plus de 10 degrés et l'altitude est entre 30 et 130 pieds. Au dessous de 130 pieds l'angle d'attaque se produit entre 35degrés et 45 degrés, le message auditif donné est <<Bank Angle, Bank Angle >> (Fig. III.13).



Figure III.13 : Bank Angle

L'EGPWC reçoit les entrées par les unités suivantes :

- La Radio Altimètre ;

- Le module d'EGPWS ;

- L'ADIRU gauche et droite ; - Les DEU 1 & 2 ;

- Le Pin program.

L'EGPWC emploie ces données pour calculer les alertes du mode 6 : - La Radio Altitude;

- La position des trains d'atterrissages ;

- L'angle de roulis (AOA) ;

- Le calibre de décision;

- Le Pin program sélectionné.

III.8.Mode 7 : Détection de gradient de vent (WINDSHEAR) :

Ce mode apparait lorsque les conditions Windshear (cisaillement du vent) sont présentes pendant le décollage ou l'approche et à une altitude inférieure à 1500 pieds. Lorsque l'avion entame son approche et entre dans le Microburst [Annexe C], il va perdre la vitesse et la portance, par conséquent il perd l'altitude et la détection Windshear déclenche par une alarme « Windshear Windshear » avec le message « Windshear » en rouge sur le PFD (Primary Fly Display) (Fig. III.14).



Figure III.14 : Mode 7 (Avertir pour les conditions windshear)

L'EGPWC reçoit les données les unités remplaçables en ligne LRUs suivantes. (Fig. III.15) : - Les émetteurs récepteurs de la radio altimètre droits et gauches ;

- Les deux ADIRU (Air Data Inertial Refèrence Unit) droit et gauche;

- Le calculateur de décrochage et d'amortisseur de lacet (SMYD's).

L'EGPWS emploie ces données pour détecter un état de windshear : - La Radio Altitude (RA) ;

- La vitesse verticale à inertielle ;

- L'angle de lacet et de roulis ;

- L'accélération longitudinale ;

- L'angle d'attaque indiqué (AOA) ;

- La vitesse de fonctionnement minimum;

- La position des Flaps;

- La vitesse anémométrique vraie et calculée.



Figure III.15 : Schéma descriptif du fonctionnement de l'EGPWS en mode 7.

III.9. La fonction Terrain Clearance Floor (TCF) :

C'est la surveillance d'un terrain dégagé proche d'une piste d'atterrissage (enregistré dans la base de donnés) lors de la descente de l'aéronef (en configuration d'approche et d'atterrissage) ; cette fonction crée une enveloppe de sécurité hors de laquelle l'EGPWC émet une alerte. L'EGPWS reçoit les données des systèmes suivants :

- Le système de positionnement mondial (GPS) ;

- L'ADIRS (Air Data Inertiel Reference System);

- La Radio altimètre.

Si l'EGPWC constate que l'avion est au dessous du TCF, il donne les alertes suivantes :

- Le message oral << Too Low Terrain>> qui se répète pour chaque 20% de perte d'altitude ;

- Le message <<Terrain >> qui s'affiche sur le ND.

Si l'avion continue de descendre, les alertes qui se produisent sont :

- Un message oral <<Pull Up >> ;

- Un message <<Terrain >> qui s'affiche sur le ND ;

- Un message <<Pull Up >> qui s'affiche sur le PFD (Primary Fly Display).

III.10. La Fonction Terrain Awarness (TA) :

C'est le calcul et l'affichage du terrain survolé autour de l'aéronef. Ce dernier étant en croisière ; l'EGPWC compare la carte géographique stocké dans sa data base, la route et la position actuelle de l'aéronef pour trouver s'il y a un relief dangereux à l'avant de l'aéronef.

L'EGPWC reçoit les entrées pour le TA des systèmes suivants : - Le GPS 1 & 2 ;

- L'ADIRU gauche et droit ;

- Le CDS (Common Display Unit);

- Le Radar météo ;

- Le Switch des trains d'atterrissage ;

Si l'EGPWC trouve que l'avion est à 60 secondes avant d'arriver au terrain, il donne les messages suivants :

- Le message oral <<Caution Terrain>>;

- Le message <<Terrain >> qui s'affiche sur le ND ; - Le relief qui s'affiche sur les NDs.

Si l'EGPWC trouve que l'avion est à 30 secondes avant d'arriver au terrain, il donne les messages suivants :

- Le message oral <<Terrain Terrain Pull Up >> ;

- Le message <<Pull Up >> qui s'affiche sur le PFD; - Le message <<Terrain >> qui s'affiche sur le ND ;

- Le relief qui s'affiche sur les NDs.

III.11. Les indications visuelles et auditives de l'EGPWS :

Mode	Indication
	Visuelle	Auditive
1-Pente de descente excessive	Pull Up (Rouge)	Sink Rate	Whoop Whoop Pull Up
2-Taux d'approche excessif	Pull Up (Rouge)	Terrain, Terrain	Whoop Whoop Pull Up
3-Perte d'altitude après décollage	Pull Up (Rouge)	Don't Sink	-
4-Proximité du sol 4A : Trains entrant 4B : Volets entrant	Pull Up (Rouge)	Too Low Terrain	Too Low Gear
	Pull Up (Rouge)	Too Low Terrain	Too Low Flaps
5-Descente au-dessous du G/S	Blow G/S (Amber)	Glide Slop (SOFT)	Glide Slope (HARD)
6- Descente au dessous du minimum	-	Minimum Minimum	-		7- Avertir pour condition windshear
Windshear (Rouge)		Windshear Windshear

Tableau III.1 : Les indications visuelles et auditives de l'EGPWS

Dans le cas de plusieurs alarmes sonores au même temps avec dix (10) différentes messages de EGPWS, il y'a une priorité pour ces message. Le tableau suivant présente la priorité des alarmes :

Priorité	Message	Mode
1	<< Windshear >>	7
2	<<whoop whoop - pull up >>	1&2
3	<<Terrain>>	2
4	<< Too Low -Terrain>>	4
5	<< Too Low - Gear >>	4A
6	<< Too Low - Flaps>>	4B
7	<< Mininums >>	6
8	<<Sink Rate>>	1
9	<<Don't Sink >>	3
10	<<Glide Slope>>	5

Tableau III.2 : Priorité des alertes audio.

L'avertissement sonore qui est la première donnée quand un mode est activé, identifie une configuration d'un danger potentiel, sui 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.

Dans le chapitre suivant nous programmerons les différents modes de fonctionnement de l'EGPWS.

IV.1. Présentation du logiciel DELPHI 7 :

Le Delphi est un environnement de programmation visuel orienté objet fonctionnant sous Windows, pour le développement rapide des applications. Il met à la disposition des utilisateurs un outil de développement d'interface graphique très conviviale, simple, souple et rapide à utiliser. Pour cela, il utilise deux éléments essentiels :

- Une Bibliothèque d'objet et de composant qui s'appelle la VCL (Visual Component Library, c'est-à-dire bibliothèque des composants visuels). Cette bibliothèque comporte des composants visuels tels que : boutons, zone de saisie, listes déroulantes, ...etc. ; et des composant non visuels tels que les composants liés à la gestion des fichiers.

- Un langage de programmation : le Pascal Objet. Il s'agit d'un ensemble d'extensions orientées objets, issues du Pascal Standard.

Un projet Delphi est généralement constitué de deux éléments essentiels :

- Une interface: C'est un ensemble de fichiers sur lesquelles on positionne des composants qu'on peut déplacer et modifier à souhait. Cette interface est réalisée en utilisant les éléments de la VCL, représentée en partie sous forme d'une palette des composants dans l'environnement du Delphi.

- Un programme : C'est un ensemble d'instructions en Pascal Objet.

VI.2.Programmation des modes de fonctionnement :

Nous avons programmé sous Delphi 7 les fonctions des sept modes de fonctionnement de l'EGPWS. Pour chaque mode nous avons établi un organigramme défini selon le principe de son fonctionnement.

IV.2.1. Les organigrammes des modes de l'EGPWS :

Dans cette partie nous présentons les organigrammes des sept modes de fonctionnement de l'EGPWS

1. Les mode 1 : lorsque l'avion enregistre une pente de descente excessive, deux messages sont entendus et affichés selon le degré du danger (Fig IV.1).

- le message <<Sink Rate>> sera entendu et l'indicateur <<Pull Up >> s'allumera si l'avion entre dans la première zone d'avertissement.

- Le message <<Whoop Whoop Pull Up >> sera entendu et l'indicateur <<Pull Up >> s'allumera si la situation devient plus dangereuse.



Début

Introduire A et V

A<10

Oui

Inhibit System

FIN

Non

V<1000

Oui

No Alarm

FIN

Non

A-Cl Oui

>P1 No Alarm

V

FIN

Non

Oui

V<1500 "Sink Rate"

FIN

Non

"Sink Rate"

Oui

V<1710

Oui

A-

>P2

V

Non Non

Oui

FIN

A-

V

>P2

"Whoop Whoop Pull Up"

Non

FIN

"Sink Rate"

"Whoop Whoop Pull Up"

FIN

FIN

Figure IV.1: organigramme du mode 1.

Les constantes utilisées :

A : Altitude (Pieds).

V : Vitesse verticale (Pieds /Min).

P1 : Première pente, P2 : Deuxième pente, P3 : Troisième pente.

C1, , C3 : constantes qui correspondent à P1, P2 et P3 lorsque A=0. P1= 0.61 min, P2=1.03 min, P3=0.41 min.

C1= - 600 Pieds, = -1535Pieds, C3= - 483Pieds.

2. Le mode 2:lorsque l'avion enregitre un taux de descente au terrain excessif, deux sous modes sont définis selon la configuration de l'avion :



Début

Introduire A et V

Oui

A<30

Inhibit System

FIN

Non

Non

A<1650 1

Oui

Oui

V<2000 No Alarm

FIN

Non

Non Non

V<3250 V<375O 2

Oui

Oui

No Alarm

Non

A-Cl

V

>P1

A-

V

>P2

Non

No Alarm

FIN

Oui

Oui

FIN

Non

A-

V

>P2

A-

V

>P2

Non

"Terrain Terrain"

"Terrain Terrain"

Oui

"Whoop Whoop Pull Up"

Oui

FIN

FIN

"Whoop Whoop Pull Up"

FIN

FIN

38

a. Le sous mode 2A : lorsque l'avion n'est pas dans la configuration d'atterrissage (Volets moins que 30 unités), un message auditif << Terrain Terrain>> sera entendu, si le taux d'approche augmente l'alerte sera changée par un avertissement et le message auditif par <<Whoop Whoop Pull Up >>. (Fig. IV.2)





Figure IV.2 : Organigramme du sous mode 2A.

Les constantes utilisées :

A : Altitude.

V : Vitesse.

P1, P2 : Pentes.

C1, : Constantes qui correspondent à P1 lorsque A=0. C3, C4 : Constantes qui correspondent à P2 lorsque A=0. P1= 0.93 Min, P2= 0.22 Min.

C1= -1530 Pieds, = -1920 Pieds, C3= 352 Pieds, C4= 132 Pieds.

b. Le sous mode 2B : lorsque l'avion est dans la configuration d'atterrissage (plus de 30 unités) un message d'alerte sera entendu << Terrain Terrain », ce dernier se transformera en avertissement si le taux d'approche augmente et le message auditif sera <<Whoop Whoop Pull Up ». (Fig IV.3).



"Whoop Whoop Pull Up"

Début
Introduire A et V

Oui

A<30 Inhibit System

Oui
V<2253 No Alarm

Non

A<789 No Alarm

FIN

Non

>P No Alarm

Oui

Non

Non

Oui

FIN

FIN

FIN

FIN

Figure IV.3 : Organigramme du sous mode 2B.

Les constantes utilisées :

A : Altitude. V : Vitesse. P1: Pente.

C : Constante qui correspondent à P lorsque A=0. P= 0.95 Min, C= 1962 Pieds.

3. Le mode 3 : les alarmes du mode 3 se produisent lorsqu'il ya une perte d'altitude après décollage, on distingue deux sous modes:

a. Le sous mode 3A : il donne le message auditif «Don't Sink» lorsque l'avion perd l'altitude après décollage et cette perte dépend du taux d'élévation. (Fig IV.4).



Introduire A et Ai

"Don't Sink"

A> 1500

Début

??? Non

?? >P No Alarm

Oui

A<30 Inhibit System

Oui

Ai<20 No Alarm

FIN

Non

Non

Oui

Non

Oui

No Alarm

FIN

FIN

FIN

FIN

Figure IV.4 : Organigramme du sous mode 3A. Les constantes utilisées :

Ai : Altitude inertielle.

A : Altitude.

P : Pente.

C : Constante qui correspond à P lorsque A=0. P=14.7, C= - 264 Pieds.

b. Le sous mode 3B : il donne le message auditif « Too Low Terrain» lorsque l'altitude de l'avion est élevée pendant le décollage avec un dégagement minimum du terrain. (Fig. IV.5).



Introduire A et Ai

Début

FIN

Oui

A<30 Inhibit System

Non

FIN

Oui

A<150 No Alarm

Non

FIN

Oui

A<375 "Too Low Terrain"

Non

FIN

V<190 Oui No Alarm

Non

>P

Oui Oui

???

V<250

?

Non Non

No Alarm

Non

A<700

No Alarm

"Too Low Terrain"

Oui

FIN

"Too Low Terrain"

FIN

FIN

FIN

Figure IV.5 : Organigramme du mode 3B.

Les constantes utilisées :

V : Vitesse.

A : Altitude.

P= 5.41 Pieds/Noeuds. C= 652 Pieds.

4. Le mode 4 : il donne les alertes lorsque l'avion est proche du sol, on distingue deux sous modes selon la configuration de l'avion :

a. Le sous mode 4A : le message auditif « Too Low Terrain» sera entendu lorsque les trains ne sont pas dans la configuration d'atterrissage (trains entrants) et la vitesse de l'avion est basse. (Fig IV.6).



Début

Introduire A et V

Oui

A<30 Inhibit System

FIN

Non

Oui

A<30 V<500

Non

Non

Oui

Non Non

A<1000

V<275

"Too Low Gear"

"Too Low Terrain"

Oui

Oui

No
Alarm

"Too Low Terrain"

FIN FIN

Non

>P

No Alarm

FIN

FIN

FIN

Oui

"Too Low Terrain"

FIN

Figure IV.6 : Organigramme du sous mode 4A. Les constantes utilisées :

V : Vitesse.

A : Altitude.

P= 5.55 Pieds/Noeuds. C= - 526.25 Pieds.

b. Le sous mode 4B : il donne le message auditif « Too Low Flaps» lorsque les trains sont sortants, les volets ne sont pas dans la configuration d'atterrissage et la vitesse anémométrique est faible (Fig. IV.7).



Début

Introduire A et V

A<30

Oui

Inhibit System

FIN

Non

Oui

A<245 V<159

Non

Oui

Non

FIN

No Alarm

Non

A<1000

Oui

"Too Low Flaps"

"Too Low Terrain"

FIN

Too Low Terrain

Non

V<275

Oui

Non

FIN

No Alarm

>P

Oui

"Too Low Terrain"

FIN

Figure IV.7 : Organigramme du mode 4B.

Les constantes utilisées :

V : Vitesse.

A : Altitude.

P= 7.1 Pieds/Noeuds. C= - 820 Pieds.

5. Le mode 5 : les alertes du mode 5 sont données lorsque l'avion engage son atterrissage au dessous du Glide Slope. L'EGPWC donne un message auditif «Glide Slope », le volume de ce dernier change selon le danger. (Fig. IV.8).



Début

Introduire A et D

A<30

Oui

Inhibit System

FIN

Non

D<1.3

Oui No Alarm

FIN

Non

"Low G/S"

Oui

D<2

Non

A<150

FIN

Non

Oui

Oui

A<300

A-Cl

>P1

Non

No Alarm

FIN

F)

Non

Oui

"Speed G/S"

"Low G/S"

A- Non

F) >P2 "Low G/S"

FIN

Oui

FIN

FIN

"Speed G/S"

FIN

Figure IV.8 : Organigramme du mode 5.

Les constantes utilisées :

D : Déviation du Glide Slope (Dots). A : Altitude.

P1= -57 Pieds/Dots, P2= - 92 Pieds/Dots. C1= 224 Pieds, = 334 Pieds.



A=2500

Oui

"Twenty Five Hundrer"

FIN

Non

Introduire A et X

Début

A=1000

Oui

"One Thousand"

FIN

Non

A-X=100

Oui

"Plus Hundred"

FIN

Non

A-X=80

Oui

"Approching Minimum"

FIN

Non

Oui

A-X=0 " Minimum Minimum"

FIN

Non

Oui

A=500 " Five Hundred"

FIN

Non

Oui

A=400 " Four Hundred"

FIN

Non

A=300

Non

Oui

Oui

" Three Hundred"

FIN

A=200 " Two Hundred"

FIN

Non

Oui

A=100 " One Hundred"

FIN

Non

46

1

6. Le mode 6 : le mode 6 fournit des messages lorsque l'avion se rapproche de la valeur minimum que le pilote a insérée. L'EGPWC donne des messages auditifs qui consistent à indiquer le nombre de pieds restant et cela à partir de 2500 pieds (Fig. IV.9).



No Alarm

A=10

Oui

A=50 " Fifty"

A=30 " Theerty"

A=20

FIN

Oui

A=40 " Fourty"

1

Non

Non

Non

Non

Oui

Oui

Oui

" Twenty"

" Ten"

FIN

FIN

FIN

FIN

FIN

Figure IV.9 : Organigramme du mode 6.

Les constantes utilisées :

X : Hauteur de décision (Pieds). A : Altitude (Pieds).

- Bank Angle: les faibles angles d'attaque du mode 6 se produisent quand l'angle d'attaque de l'avion est à plus de 10 degrés, le message auditif donné est «Bank Angle Bank Angle ». (Fig. IV.10)



FIN

No Alarm

Non

Introduire A et ?

A>150

Début

? <10

Non

? <40

>P

Oui

Non

Oui

Non

Oui

Oui

No Alarm

No Alarm

"Bank Angle"

"Bank Angle"

FIN

FIN

FIN

FIN

Figure IV.10 : Organigramme du mode 6 (Bank Angle).

Les constantes utilisées :

? : Angle de roulis (degrés). A : Altitude.

P= 4 Pieds/Degrés, C= -10 Pieds.

7. Le mode 7 : il donne un message auditif et visuel « Windshear » lorsque il ya un vent cisaillant qui risque de pousser l'avion verticalement vers la terre lors du décollage ou de l'atterrissage. (Fig. IV.11).



Introduire V et a

Windshear Warning

V-(P*a)>c2

V-(P*a)>c1

Début

FIN

Non

Non

Oui

Oui

No Alarm

Windshear Caution

FIN

FIN

Figure IV.11 : Organigramme du mode 7.

Les constantes utilisées :

V : Vitesse (Pied/Min).

a : accélération.

P1= P2 = P = -750 UI.

C1= 1500 Pieds/Min, = -1500 Pieds/Min.

IV.2.2. Présentation des interfaces:

Nous avons conçu une interface sous Delphi pour chaque mode de l'EGPWS. Chaque interface contient :

- Un menu permettant de sélectionner l'un des modes.

- Une image d'un avion et une autre représentant le graphe des alarmes de chaque mode.

- Deux édits correspondant aux paramètres duquel dépend le mode sélectionné. - Des images des instruments qui affichent les paramètres mesurés.

- Quatre labels.

- Un bouton "Résultat".

- Un bouton "Quitter".

1. Le mode 1 : la fenêtre du mode 1 est construite afin de simuler une pente de descente excessive d'un avion en croisière (Fig. IV.12).



Sélection des modes

Édits

La fenêtre de
la simulation

Labels

Figure IV.12 : Fenêtre du mode 1.

2. Le mode 2 : la fenêtre du mode 2 est utilisée pour simuler un grand taux d'approche. (Fig. IV.13).



Figure IV.13 : Fenêtre du mode 2.

3. Le mode 3 : la fenêtre du mode 3 est utilisée dans le but de simuler une perte d'altitude après décollage. (Fig. IV.14).



Figure IV.14 : Fenêtre du mode 3.

4. Le mode 4 : dans ce mode deux fenètres été proposé:

- Le sous mode 4A : cette fenêtre est conçue pour simuler la proximité du sol d'un avion avec les trains d'atterrissage entrants (Fig. IV.15).

- Le sous mode 4B : la fenêtre du mode 4B est utilisée pour simuler la proximité du sol avec les volets pas dans la configuration d'atterrissage. (Fig IV.16).

Chacune des deux fenêtres comporte Un bouton checkbox pour simuler la position des trains d'atterrissage pour le sous mode 4A et les volets pour le sous mode 4B.



Figure IV.15 : Fenêtre du mode 4A.



Figure IV.16 : Fenêtre du mode 4B.

5. Le mode 5 : la fenêtre du mode 5 est utilisée pour représenter la descente d'un avion au dessous du glide slope. (Fig IV.17).



Figure IV.17 : Fenêtre du mode 5.

6. Le mode 6 : elle est conçue afin de simuler la descente d'un avion au dessous d'un minimum choisi par le pilote. (Fig. IV.18).



Figure IV.18 : Fenêtre du mode 6.

- Bank Angle : la fenêtre du mode Bank Angle est utilisée dans le but de simuler un angle de roulis supérieur à la norme. (Fig. IV.19).



Figure IV.19 : Fenêtre du mode Bank Angle.

7. Le mode 7 : le but de cette fenêtre est de simuler un avertissement lorsqu'il ya un cisaillement du vent lors du décollage ou l'atterrissage. (Fig. IV.20).



Figure IV.20 : Fenêtre du mode 7.

Dans le chapitre suivant, nous présentons une méthodologie pour la recherche des pannes dans l'EGPWS.

V.1. Maintenance de l'EGPWS :

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 de l'EGPWS, on peut principalement choisir deux procédures de recherche de panne parmi les différentes procédures existantes :

· L'auto test du système EGPWS.

· L'état des LEDs du panneau avant de l'EGPWS.

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

- L'avion au sol ;

- La mise sous tension de l'EGPWS ;

- 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 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.

V.2. L'auto test de l'EGPWS : [1]

L'EGPWS 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.

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 de l'EGPWC mais on ne peut pas voir les annonces du poste de pilotage, c'est pour cela qu'on utilise le EGPWM pour commencer le test opérationnel de l'EGPWS.

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.

2. L'auto test des niveaux 2 à 5 : on peut accéder à l'auto test des niveaux 2 à 5 par l'EGPWM et l'EGPWC. Quand on emploi l'EGPWC, un écouteur de 600 ohms est nécessaire pour écouter les messages du test. On branche l'écouteur au jack sur le panneau avant de l'EGPWC (Fig. V.1). Si le test est fait au poste de pilotage c'est-àdire en utilisant l'EGPWM, l'information vient à travers les speakers du poste de pilotage. On emploi le bouton self test sur le panneau avant de l'EGPWC ou le bouton self test sur l'EGPWM pour obtenir un accès aux niveaux 2 à 5.

Bouton poussoir du self test Jack de l'écouteur

Les trois (3) Leds du self test

FigureV.1 : Face avant de l'EGPWC

2.1. 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 EGPWC les annonce un par un. Une courte ou longue annulation termine le test du niveau 2.

2.2. L'auto test du niveau 3 : un test du niveau 3 annonce la configuration de l'EGPWS, 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 d'EGPWC ;

- Etat de modification d'EGPWC ;

- Numéro de série d'EGPWC ;

- Version de logiciel d'application ;

- Version de bases des données du terrain.

2.3. L'auto test du niveau 4 : le test de niveau 4 montre l'historique de défauts de l'EGPWS 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 ;

- Défauts externes pour le vol X.

2.4. L'auto test du niveau 5 : 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.

2.5. L'auto test du niveau 6 : l'auto test du niveau 6 peut être faite par EGPWC ou par l'EGPWM. Pour écouter l'information de test de l'EGPWC, on utilise un écouteur, branché au jack sur le panneau avant de l'EGPWC (Fig. V.1). Appuyer sur le bouton self test sur le panneau avant de l'EGPWC ou le bouton self test sur l'EGPWM pour obtenir l'accès au niveau 6.

V.3. L'état des LED sur le panneau avant de l'EGPWC :

Il y a trois états LED sur le panneau avant de l'ordinateur d'avertissement de proximité de sol EGPWC. (Fig. V.1). Les indicateurs de LED montrent l'état de l'EGPWC quand l'alimentation est assurée. Les LED s'allument pour ces conditions:

- Défaut externe : jaune ;

- L'ordinateur OK : vert ;

- L'ordinateur en panne : rouge.

Défaut externe	L'ordinateur OK	L'ordinateur en panne		Conditions	OFF
OFF	OFF	Alimentation de l'EGPWC OFF		OFF
OFF	Rouge	Défaut interne		OFF
Vert	OFF	Opération normale		OFF
Vert	Rouge	Défaut interne		Jaune
OFF	OFF	Défaut externe		Jaune
OFF	Rouge	Défaut interne et externe		Jaune
Vert	Rouge	Défaut interne		Jaune
Vert	OFF	Défaut externe

Tableau V.1 : L'état des LED du panneau avant d'EGPWC

Conclusion générale

L'objet de notre travail est l'étude descriptive du système avertisseur de proximité du sol (EGPWS) ainsi que la programmation et la simulation de ses sept (7) modes de fonctionnement.

Au terme de notre travail, nous avons été amenés à étudier le système EGPWS et comprendre son fonctionnement. Cette étude nous a nécessités de nous documenter sur les notions d'aéronautique et d'avionique.

Nous avons programmé et simulé les modes de l'EGPWS. L'interface graphique que nous avons développée sous DELPHI est très simple d'utilisation, ce qui permettra aux exploitants de comprendre les différents modes de l'EGPWS et de déduire l'importance de ce système dans la sécurité des avions. La plateforme mise en oeuvre pourrait être intégrée sur un système de simulation de vol.

Par ailleurs durant notre stage au sein d'Air Algérie nous avons mesuré l'importance du travail effectué par les techniciens au sol car le système EGPWS ne peut garantir la sécurité totale sans le contrôle technique au sol.

Nous avons simulé les sept (7) modes de l'EGPWS sous DELPHI, nous souhaitons que les étudiants futurs puissent l'améliorer et simuler l'architecture du système complet.

ANNEXE A : ARINC 429

L'ARINC 429 est un des plus anciens bus avionique, développé par l'Aeronautical Radio Incorporation en 1977, il est encore utilisé aujourd'hui sur de nouvelles plates-formes même si d'autres bus plus récents existent. [4]

I. L'interfaçage du bus digital numérique ARINC 429 :

L'industrie du transport aérien d'échange de données entre avion et systèmes numériques est généralement portée par le bus numérique ARINC 429. Ce bus assure une série de communications unidirectionnelles d'un système émetteur vers un ou plusieurs systèmes récepteurs. La représentation électrique des données binaires est incompatible entre le système et les bus, un interfaçage spécial est nécessaire pour le système d'envoi de données ainsi que pour le système de réception de données. (Fig. A.1)



Figure A.1 : l'interface du bus numérique ARINC 429

II. La comparaison électrique de l'ARINC 429 :

Dans la plupart des systèmes digitaux binaires qu'ils soient embarqués sur avion ou pas, les deux niveaux binaires `0' et `1' sont représentés par deux niveaux de voltage: 0V pour le `0' binaire et 5V pour le `1' binaire. L'écriture et la lecture des deux niveaux de tension sont synchronisées par une horloge. Par cette méthode un bit est clairement distingué, cependant la transmission des données binaires sur ce bus se fait sur une paire de fils, on utilise une méthode différente pour séparer les bits de données.

La méthode utilisée par le bus numérique ARINC 429 est «Bipolar return to zero ». Cette technique est utilisée pour ne pas confondre les signaux surtout dans la transmission série (synchronisation). (Fig. A.2)



Figure A.2 : Comparaison électrique de l'ARINC 429

Tableau A.1 : Comparaison électrique de l'ARINC 429

Niveau	Côté transmetteur		Côté récepteur	HIGH
+10.0 V #177; 1.0 V	+6.5 à 13 V		NULL
0 V #177; 0.5V	+2.5 à -2.5 V		LOW
-10.0 V #177; 1.0 V	-6.5 à -13 V

III. Composition du mot numérique ARINC 429 :

L'information qui provient du bus de données ARINC 429 est un mot de 32 Bits. L'information de ce mot est partagée comme suit:

- Bits 1-8 (Label) : Identificateur du type de données se trouvant dans le mot.

- Bits 9-10 (SDI) : (Source/Destination Identifier) identifie le système source ou bien le système de destination du multi-système d'installation.

- Bits 11-28 ou 29 (Data) : contient l'information.

- Bits 29 ou 30-31 (SSM) : (Sign Status Matrix) identifie le signe et la direction caractéristique de la donnée et l'état de la transmission hardware.

- Bits 32 : bit de parité. (Fig. A.3)



Figure A.3 : Bus numérique ARINC 429

ANNEXE B : Généralité sur l'aérodynamique de l'avion

Le pilotage d'un avion consiste à :

· maintenir l'avion sur sa trajectoire, ou bien

· commander et contrôler une variation de trajectoire, dans le plan vertical ou dans le plan horizontal.

L'avion est soumis à des forces dues aux mouvements de l'atmosphère qui l'entoure.

· faible perturbation: le pilote laisse l'avion moyenner sa trajectoire.

· forte perturbation: l'équilibre initial est modifié, le pilote agit sur les gouvernes pour que l'avion revienne à sa position initiale.

Un avion peut être représenté dans le trièdre de référence formé par: (Fig.B.1)

· l'axe x : axe longitudinal ou axe de roulis (couleur rouge);

· l'axe y : axe transversal ou axe de tangage (couleur bleue) ;

· l'axe z : axe de lacet. (couleur vert).



Figue B.1 : Convention d'axe en aéronautique

Roulis : (Fig.B.2)

C'est le mouvement de rotation d'un mobile autour de son axe longitudinal (axe de roulis). En aviation, ce mouvement est commandé par une action latérale sur le manche.



Figue B.2 : Mouvement de roulis

Tangage : (Fig.B.3)

C'est l'oscillation d'un appareil dans le sens de sa longueur, lorsque son nez va d'avant en arrière, ou angle que forme ce dernier au-dessus ou en dessous de l'horizon.

Pour contrôler le tangage, le pilote se sert de la gouverne de profondeur, située sur le stabilisateur. Pour ce faire, il pousse le manche en avant pour abaisser le nez de l'appareil et le tire en arrière pour le relever.



Figue B.3 : Mouvement de tangage

Lacet : (Fig.B.4)

C'est le mouvement de rotation horizontal d'un mobile autour d'un axe vertical. En aéronautique, ce mouvement est commandé par l'action sur les palonniers.



Figue B.4 : Mouvement de lacet

ANNEXE C : EFIS (Electronic Flight Instrument System)

I. Description de l'EFIS :

Les EFIS (Electronic Flight Information Systems) désignent les nouveaux systèmes de présentation des instruments de bord sur écrans. Les premières générations d'EFIS faisaient appel à des tubes cathodiques, remplacés aujourd'hui peu à peu par les écrans à cristaux liquides qui seront vraisemblablement supplantés à leur tour prochainement par les nouvelles générations

Sur les EFIS sont regroupées les informations auparavant disponibles sur les instruments dits "classiques" tels que l'altimètre, le variomètre, le badin, les paramètres moteurs, les paramètres des circuits, l'horizon artificiel etc... Ce type de représentation permet d'éviter la multiplication des cadrans de toutes sortes, mécanismes électromécaniques complexes et fragiles et de regrouper toutes les informations d'une façon nettement plus ergonomique. De plus, un même écran pouvant accueillir des informations différentes alternativement, un gain de place majeur est réalisé sur la planche de bord. L'adjonction facile de représentations colorées aux teintes variables et la possibilité d'introduire des éléments dynamiques enrichissent encore l'affichage.

Traditionnellement, l'architecture des EFIS est bâtie autour de 4 écrans dont 2 sont doublés afin de fournir les informations principales de la même façon aux deux pilotes.



Figure C.1 : l'EFIS Electronic Flight Instrument System

II. Constitution de l'EFIS :

En premier lieu, nous parlerons de l'écran le plus important : le PFD (Primary Flight Display). Chaque pilote dispose d'un PFD devant lui. Sur cet écran sont regroupés tous les paramètres primaires du vol dont l'horizon artificiel, l'altimètre, variomètre, conservateur de

cap, Machmètre ainsi que les informations d'engagement ou d'armement des automatismes et des directeurs de vol. D'autres informations peuvent se greffer temporairement sur le PFD telles que l'ILS. (Fig.C.2)



Figure C.2 : Le PFD Primary Flight Display

Deuxième écran majeur: le ND (Navigation Display). Comme le PFD, il en existe un pour chaque pilote. Sur cet écran sont affichés les paramètres de navigation, soit de façon classique en reproduisant un instrument tel que le VOR ou l'ILS soit par le biais d'une carte, dessinée et représentant non seulement l'avion mais également sa route et la position de repères de navigation significatif alentour selon le choix de l'équipage. Cette représentation carte est un des progrès les plus essentiels des EFIS. Non que précédemment, les équipages ignoraient où ils étaient mais dans le sens où cette information devait être élaborée intellectuellement en fonction de paramètres trouvés sur de multiples indicateurs. (Fig.C.3)



Figure C.3 : Le ND Navigation Display

ANNEXE D : Définition de quelques notions aéronautiques.

Altitude:

Hauteur de l'avion au-dessus d'un niveau de référence. L'altitude au-dessus du niveau du sol (AGL) est l'élévation absolue au-dessus de la terre. L'altitude au-dessus du niveau moyen de la mer (MSL) est l'élévation au-dessus du niveau moyen des océans.

Altitude barométrique :

C'est l'altitude indiquée lorsque l'altimètre est réglé à 1 013 pa. L'altitude barométrique est utilisée dans plusieurs calculs importants comme la détermination de l'altitude densimétrique, l'altitude vraie et la vitesse vraie.

AOA : (Angle Of Attack)

C'est l'angle formé entre l'aile et les filets d'air qu'elle rencontre, ou encore entre une référence fuselage de l'avion et sa trajectoire. En vol horizontal, l'assiette correspond à l'angle d'attaque.

Assiette :

C'est l'angle compris entre l'axe longitudinal de l'avion et l'horizontale. C'est aussi la hauteur du repère pare-brise par rapport à l'horizon.

Azimut :

Mesure angulaire réalisée dans un plan horizontal et dans le sens horaire à partir de la direction fixe de référence d'un objet. Deux points situés sur des portions adjacentes et qui s'étendent à partir du même angle droit dits à 90 degrés en azimut l'un de l'autre.

Cap magnétique :

C'est la direction dans laquelle un appareil est orienté. Elle est mesurée en fonction du nord magnétique et s'affiche sur le compas magnétique. Pour voler un pilote détermine le cap magnétique en compensant la différence entre le nord géographique et le nord magnétique.

CFIT (Controlled Flight Into Terrain):

L'impact sans perte de contrôle CFIT est un accident au cours de quel un avion maitrisé par un équipage de conduite qui contrôle totalement l'avion mais se fait une fausse idée de sa situation dans le plan vertical et/ou horizontal et par conséquence conduit par inadvertance vers le relief, un obstacle ou un plan d'eau, sans qu'il ait suffisamment du temps ou qu'il soit averti à temps pour prévenir l'accident.

Décrochage :

Le décrochage est une subite perte de portance causée par une interruption du flux d'air normal sur la surface supérieure d'une aile. Un décrochage est un phénomène aérodynamique et n'a rien avoir avec le moteur. Il se produit lorsque l'angle d'incidence d'une aile atteint une valeur spécifique appelée angle d'incidence critique. C'est cet angle entre l'aile et l'air (et non la vitesse de l'appareil, son poids ou son angle d'inclinaison par rapport à l'horizon) qui détermine le moment où l'aile décroche.

Mach:

Mach = V/A = Vitesse de l'avion/Vitesse du son.

Mile Nautique :

Unité de mesure de distance (1 mile nautique = 1 825m).

Noeud :

Unité de mesure de vitesse (1 noeud = 1 mile nautique/h = 1.825Km/h). Pieds :

Unité de mesure d'altitude (1pied = 0.33m).

Vitesse anémométrique :

· Vraie : c'est la vitesse réelle de l'avion relativement à l'air autour d'elle.

· Indiquée : c'est la vitesse comme mesurée par les sondes de l'avion.

· Calibrée : c'est la vitesse anémométrique indiquée corrigée pour l'erreur d'installation

Windshear :

Le Windshear se produit lorsque il y'a une différence dans la vitesse ou la direction des vents entre deux points de l'atmosphère. Selon que les deux points de référence sont à des altitudes différentes ou à des coordonées géographiques diférentes, le cisaillement est dit vertical ou horizontal. Le Windshear est l'effet d'un grand volume d'air qui change de direction subitement. Le type le plus dangereux de Windshear est le Microburst, qui ne laisse pas au pilote suffisamment du temps pour réagir.

Bibliographie

Manuels de maintenance:

1. AMM : Aircraft Maintenance Manual du BOEING 737NG (34-46-00).

2. CMM : Compement Maintenance Manual du BOEING 737NG (34-46-00).

Ouverages :

3. Dictionnaire de l'aéronautique et de l'espace ANGLAIS-FRANÇAIS. VOL 1.8^e Edition Eight printing.

4. Thèse d'ingénieur (2003-2004) sous le thème: `Etude de l'ARINC 429 et la réalisation d'un module de conversion Binaire/ARINC-ARINC/Binaire', présentée par Hamza BELLOTI. Département de l'aéronautique Blida

5. Thèse de DEUA (2007-2008) sous le thème: `Etude du système amélioré d'avertissement de proximité sol EGPWS du Boeing 737NG', présentée par Meriem BENAZZOUZ. Département de l'aéronautique Blida

Sites Internet:

6. http://controleaerien.pagesperso-orange.fr/ils.html (20/05/2012 à 21h:58)

7. http://www.aviationpros.com/article/10387134/radio-altitude-the-instrument-of-choice (20/05/2012 à 22h:30)

8. http://www.aero-training.fr/datas/pdf/060%20-%20Radionavigation.pdf

(21/05/2012 à 00h:53)