Rant 10 Part 1 Supplements Telecommunications Aeronautiques Aides Radio Navigation

République du Togo
Travail – Liberté – Patrie
Ministère chargé de L’Aviation Civile
SUPPLEMENTS
RANT 10 - PART 1
TÉLÉCOMMUNICATIONS AÉRONAUTIQUES
AIDES RADIO A LA NAVIGATION AÉRIENNE
APPROUVE PAR
ARRETE N° 025/ MIT/CAB du 31 juillet 2015 portant adoption du règlement

aéronautique national togolais relatif aux télécommunications aéronautiques
RANT 10 – PART 1 Page: SUP 2 de 329
Télécommunications aéronautiques Révision: 00
Aides radio à la navigation
Date: 01/07/2015
Agence Nationale de l’Aviation Civile SUPPLEMENTS
du Togo
TABLE DES MATIERES
Page
SUPPL A DETERMINATION DES OBJECTIFS D’INTEGRITE ET DE CONTINUITE DU SERVICE PAR

5
LA METHODE DE L’ARBORESCENCE DE RISQUES
SUPPL B STRATEGIE POUR L’INTRODUCTION ET L’UTILISATION D’AIDES NON VISUELLES

14
D’APPROCHE ET D’ATTERRISSAGE
1 INTRODUCTION 14
2 OBJECTIFS DE LA STRATEGIE 14
3 CONSIDERATIONS 14
4 STRATEGIE 16
SUPPL C RENSEIGNEMENTS DESTINES A SERVIR DE GUIDE DANS LA MISE EN APPLICATION

DES NORMES ET PRATIQUES RECOMMANDEES POUR LES INSTALLATIONS
18
SUIVANTES : ILS, VOR, PAR RADIOBORNES EN ROUTE EMETTANT SUR 75 MHZ, NDB
ET DME
1 INTRODUCTION 18
2 INDICATIONS RELATIVES AUX INSTALLATIONS ILS 19
3 INDICATIONS RELATIVES AU VOR/DVOR 65
4 SYSTEME RADAR D’APPROCHE DE PRECISION 80

SPECIFICATIONS DES RADIOBORNES DE NAVIGATION EN ROUTE EMETTANT SUR 75
5 82
MHZ
6 INDICATIONS RELATIVES AU NDB 83
7 ÉLEMENTS INDICATIFS SUR LE DME 95

INDICATIONS RELATIVES AUX DELAIS DE COMMUTATION D’ALIMENTATION
8 113
ELECTRIQUE
SUPPL D ÉLEMENTS INDICATIFS RELATIFS A L’APPLICATION DES NORMES ET PRATIQUES

115
RECOMMANDEES SUR LE GNSS
1 DEFINITIONS 115
RANT 10 PART 1 – Aides radio à la navigation Suppléments

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GENERALITES
2 115
3 CRITERES DE PERFORMANCE RELATIFS AUX SYSTEMES DE NAVIGATION 115
4 ÉLEMENTS DE BASE DU GNSS 126
5 SYSTEME DE RENFORCEMENT EMBARQUE (ABAS) 132
6 SYSTEME DE RENFORCEMENT SATELLITAIRE (SBAS) 133

SYSTEME DE RENFORCEMENT AU SOL (GBAS) ET SYSTEME REGIONAL DE
7 RENFORCEMENT AU SOL (GRAS). 142
8 CONCEPTION DU MONITEUR DE LA QUALITE DU SIGNAL (SQM) 180
9 SUIVI DE L’ETAT ET NOTAM 187
10 BROUILLAGE 189
11 ENREGISTREMENT DES PARAMETRES GNSS 190
12 ÉVALUATION DES PERFORMANCES DU GNSS. 191
13 GNSS ET ACTUALISATION DES BASES DE DONNEES 191
14 MODELISATION DES ERREURS RESIDUELLES 192

FIGURES DU SUPPLEMENT D 193 à 199
SUPPL E ÉLEMENTS INDICATIFS SUR LA VERIFICATION AVANT LE VOL DE L’EQUIPEMENT

203
VOR DE BORD
SPECIFICATIONS RELATIVES A UNE INSTALLATION DE VERIFICATION DE
1 203
L’EQUIPEMENT VOR DE BORD
2 CHOIX ET UTILISATION DES POINTS DE VERIFICATION VOR AUX AERODROMES 205
SUPPL F ÉLEMENTS INDICATIFS CONCERNANT LA FIABILITE ET LA DISPONIBILITE DES

207
MOYENS DE RADIOCOMMUNICATION ET DES AIDES RADIO A LA NAVIGATION
1 INTRODUCTION ET NOTIONS FONDAMENTALES 207
2 ASPECTS PRATIQUES DE LA FIABILITE ET DE LA DISPONIBILITE 211

SUPPL G RENSEIGNEMENTS ET ELEMENTS INDICATIFS LIES A L’APPLICATION DES NORMES
214
ET PRATIQUES RECOMMANDEES SUR LE MLS....
1 DEFINITIONS 214
CARACTERISTIQUES DU SIGNAL ELECTROMAGNETIQUE — FONCTIONS D’ANGLE ET

2 215
DE DONNEES
3 ÉQUIPEMENT SOL 231
4 CONSIDERATIONS D’IMPLANTATION 233

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5 ASPECTS OPERATIONNELS DE L’IMPLANTATION DE L’EQUIPEMENT SOL DME 247

RAPPORTS MUTUELS ENTRE LE MONITEUR ET LES MESURES DE COMMANDE DE
6 247
L’EQUIPEMENT SOL
7 ÉQUIPEMENT EMBARQUE 248
FONCTIONNEMENT DU MLS A LA LIMITE ET A L’EXTERIEUR DES SECTEURS DE

8 256
COUVERTURE MLS PUBLIES
CRITERES D’ESPACEMENT EXPRIMES SOUS FORME DE RAPPORTS DE SIGNAUX ET

9 256
AFFAIBLISSEMENT DE PROPAGATION
ÉLEMENTS CONCERNANT LES INSTALLATIONS MLS IMPLANTEES A DES ENDROITS

10 258
PARTICULIERS
11 INTEGRITE ET CONTINUITE DU SERVICE — ÉQUIPEMENT SOL MLS 259
CLASSIFICATION DES INSTALLATIONS MLS SOL D’AZIMUT D’APPROCHE, DE SITE ET

12 265
DME
13 APPROCHES AXIALES CALCULEES 267
APPLICATION DES OBJECTIFS DE NIVEAU DE SERVICE DU TABLEAU G-15 AUX

14 275
OPERATIONS MLS/RNAV
15 APPLICATION DES CONFIGURATIONS MLS SIMPLIFIEES 277
TABLEAUX DU SUPPLEMENT G 279 à 291
FIGURES DU SUPPLEMENT G 293 à 329

Date: 01/07/2015
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SUPPLEMENT A
DÉTERMINATION DES OBJECTIFS D’INTÉGRITÉ ET DE
CONTINUITÉ DU SERVICE PAR LA MÉTHODE DE
L’ARBORESCENCE DE RISQUES
1. La méthode de l’arborescence de risques permet d’exprimer graphiquement le rapport logique entre
une défaillance particulière et les causes ou défaillances qui sont à son origine. C’est une application
de l’analyse de l’arborescence de défaillances utilisée dans l’industrie aérospatiale.
1.1 La méthode fait appel à un ensemble de symboles logiques qui montrent la relation entre les
diverses causes de défaillance. Les symboles ci-après sont utilisés dans les éléments indicatifs qui
suivent.
La porte « ET » symbolise l’opération logique selon laquelle la coexistence de tous les

événements d’entrée est nécessaire à la production de l’événement de sortie.
La porte « OU » symbolise une situation où l’événement de sortie se produira si un ou

plusieurs des événements d’entrée se produisent.
Le rectangle symbolise un événement qui résulte de la combinaison d’événements de

défaillance par la porte logique d’entrée.
Le cercle symbolise un événement de défaillance primaire qui n’exige aucune autre

intervention. La fréquence et le mode de défaillance des éléments ainsi identifiés sont extraits de
données empiriques.
1.2 La méthode donne une représentation visuelle des séquences et combinaisons d’événements qui
aboutissent à la défaillance dominante. Elle peut également servir à déterminer la probabilité de
l’événement dominant, à condition que celle des événements individuels soit connue ou puisse être
estimée. Dans le cas des arborescences de défaillances simples, on peut calculer les probabilités
directement mais il faut faire preuve de prudence si les événements primaires ne sont pas
indépendants, c’est-à-dire s’ils sont communs à plus d’un cheminement.
1.3 Dans les présentes dispositions, la probabilité acceptable de l’événement dominant est
déterminée par la répartition du risque et l’arborescence de défaillances est utilisée pour subdiviser

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plus avant le risque en risques d’intégrité et de continuité du service. C’est pourquoi l’on utilise le
terme « arborescence de risques » de préférence à « arborescence de défaillances ».
2. Une arborescence générique de risques pour les opérations d’atterrissage est présentée à la Figure
A-1. On considère que l’événement dominant de cette arborescence est la perte de l’aéronef suite à
une défaillance du système de guidage non embarqué. Les causes de cet événement sont soit une
défaillance d’intégrité de l’équipement de guidage primaire non embarqué, soit une défaillance de
continuité du service (COS) du système de guidage non embarqué (c’est-à-dire à la fois le système
primaire et tout système secondaire utilisé à l’appui d’une approche interrompue). On considère que le
système de guidage primaire non embarqué comporte plusieurs éléments, 1 à N, par exemple
l’azimut, le site et le DME/P dans le cas du MLS. Le système de guidage secondaire peut être un
système de rechange non embarqué ou, dans certains cas, un système de navigation embarqué
comme un système de référence à inertie.
2.1 On peut définir les probabilités suivantes :
Pa = Probabilité de perte d’aéronef causée par une défaillance du système de guidage non embarqué.
Pb = Probabilité de perte d’aéronef due à une défaillance d’intégrité du guidage primaire.
Pc = Probabilité de perte d’aéronef due à une défaillance de continuité du service(COS)

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Px = Probabilité d’impossibilité pour le pilote de détecter une défaillance d’intégrité du guidage primaire
et d’intervenir avec succès. Ce facteur de réduction du risque n’est pertinent que si une défaillance
d’intégrité du système de guidage peut être détectée par le pilote, par exemple à la hauteur de
décision au cours d’une approche ILS de catégorie I.

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Pp = Probabilité de défaillance COS du guidage primaire.
Pd = Probabilité de perte d’aéronef au cours d’une procédure interrompue.
Pi = Probabilité de défaillance d’intégrité du guidage primaire.
PiN = Probabilité de défaillance d’intégrité de l’élément Nav N.
PpN = Probabilité de défaillance COS de l’élément Nav N.
Ps = Probabilité de perte d’aéronef au cours d’une procédure d’approche interrompue avec guidage
secondaire.
Ps1 = Probabilité de défaillance COS du guidage secondaire.
Ps2 = Probabilité de défaillance d’intégrité du guidage secondaire.
Pu = Probabilité d’impossibilité pour le pilote d’intervenir avec succès suite à une défaillance COS du
guidage primaire lorsque aucun guidage secondaire n’est disponible.
où :
2.2 La probabilité acceptable de l’événement dominant, Pa, peut être déterminée en répartissant le
facteur global de risques pour l’approche et l’atterrissage entre les diverses classes d’accidents. Cette
−9
méthode permet d’établir une valeur acceptable pour Pa de 3 × 10 . Cette valeur est compatible avec
–9
la plus petite probabilité qui peut être assignée à chaque élément de navigation sol, à savoir 1 × 10
(normalement répartie également entre défaillances d’intégrité et COS).
2.3 L’analyse de risques ci-dessus ne suppose aucune erreur de conception d’équipement.

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3. Exemple de l’utilisation de l’arborescence de risques — Opérations de base MLS de catégorie III
(Figure A-2)
3.1 Il n’y a dans ce cas que deux éléments de navigation (azimut et site). On suppose qu’aucun
guidage secondaire n’est disponible advenant une défaillance COS du guidage primaire, la procédure
normale consistant à maintenir le cap et à grimper.

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Note.— Ces chiffres sont extraits du Tableau G-15, Niveau 4, et reposent sur des temps d’exposition
de 30 et 15 secondes ainsi que des MTBO de 4 000 et 2 000 heures pour les équipements d’azimut et
de site, respectivement.
Ps = 1,0
Note. — Comme il n’existe pas de procédure d’approche interrompue avec guidage secondaire, on
considère que la probabilité d’accident durant la procédure est égale à 1.
Px = 1,0
Note. — Dans cet exemple, on suppose qu’en catégorie III, le pilote ne peut intervenir advenant une
défaillance d’intégrité du système sol. Le facteur de réduction de risques est par conséquent égal à 1.
−4
Pu = 2,5 × 10
Note. — Le facteur de réduction du risque attribuable au pilote est évalué à 1 sur 4 000 sur la base
d’une étude des accidents survenus à des aéronefs effectuant des s en vue de l’atterrissage à l’aide
de systèmes de guidage au sol. Il s’agit du facteur de réduction du risque dont on suppose qu’il est
attribuable à l’intervention du pilote à la suite d’une défaillance de continuité du service.
Par conséquent :
−9
3.2 Il existe par conséquent une marge de 1 × 10 pour l’exigence générique.
4. Application de l’arborescence de risques au cas d’une approche MLS/RNAV dans un

environnement riche en obstacles (Figure A-3)
4.1 Il y a, dans ce cas, trois éléments de navigation (azimut, site et DME/P) et on suppose qu’ils
satisfont tous aux exigences d’intégrité et COS pour l’équipement azimut de niveau 4. L’intégrité est

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−9
donc égale à 1 − 0,5 × 10 et la moyenne des temps entre interruptions de service (MTBO) est égale
à 4 000 heures.

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Note. — On suppose que le pilote ne peut intervenir advenant une défaillance d’intégrité du système
sol. Pp1 = Pp2 = Pp3 = 4 × 10−6
Note. — Ceci suppose un temps d’exposition aux obstacles (OET) de 60 secondes et une MTBO de
4 000 heures pour tous les systèmes sol.
Pu = 1,0
Note. — On suppose qu’une procédure d’approche interrompue sans guidage est inacceptable. On
considère donc que la probabilité d’accident au cours d’une telle procédure est égale à 1.
4.2 Dans le cas d’une procédure MLS/RNAV dans un environnement riche en obstacles, on suppose
que le guidage secondaire sera essentiel à l’exécution en toute sécurité d’une approche interrompue
au cours de la période d’exposition aux obstacles.
−5
Ps1 = 7,5 × 10
Note. — Il s’agit là de la probabilité de défaillance COS de l’équipement sol de guidage secondaire.

On suppose ici que le système de guidage secondaire possède une MTBO de 1 000 heures et que le
temps d’exposition est de 270 secondes. Le temps d’exposition à une défaillance du guidage
secondaire est fonction du moment auquel, au cours de la procédure, la disponibilité du guidage
secondaire est confirmée. Si l’on suppose que cette confirmation est donnée avant le début de la
procédure MLS/RNAV et que le pilote n’est pas tenu de reconfirmer la disponibilité du guidage
secondaire avant le début de la partie critique, riche en obstacles, de la procédure, le temps
d’exposition pourrait être de plusieurs minutes.
−5
Ps2 = 5 × 10
Note. — Telle est l’intégrité exigée par le système de guidage secondaire.
Par conséquent,

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Note. — Si les temps d’exposition sont supérieurs à 60 secondes, il sera nécessaire d’accroître soit
les MTBO du guidage primaire soit le facteur de réduction du risque attribuable au guidage
secondaire. Par exemple, si le temps d’exposition est porté à 90 secondes, les MTBO du guidage
primaire doivent passer à 6 000 heures ou la MTBO du guidage secondaire à 2 250 heures. On peut
bien sûr faire des compromis entre la fiabilité du guidage primaire, le temps d’exposition ainsi que la
fiabilité et l’intégrité du guidage secondaire. La méthode de l’arborescence de risques peut être
utilisée pour étudier des procédures MLS/RNAV individuelles et pour déterminer les exigences
pertinentes en fiabilité et intégrité pour le guidage primaire et secondaire.

Date: 01/07/2015
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SUPPLEMENT B
STRATÉGIE POUR L’INTRODUCTION ET L’UTILISATION D’AIDES

NON VISUELLES D’APPROCHE ET D’ATTERRISSAGE
(Voir Chapitre 2, § 2.1)
1. Introduction
1.1 Plusieurs éléments influent sur la sécurité, l’efficacité et la souplesse de l’exploitation tous temps.
Pour tirer pleinement parti des avantages qu’offrent les progrès technologiques, il faut aborder le
concept de l’exploitation tous temps en adoptant une méthode souple. Pour obtenir la souplesse
nécessaire, il existe une stratégie à laquelle on peut, grâce à l’énoncé de ses objectifs et des
considérations sur lesquelles elle s’appuie, intégrer les progrès techniques ou les nouvelles idées.
Cette stratégie ne suppose pas une transition rapide à un système unique établi mondialement ou une
sélection de systèmes pour appuyer les opérations d’approche et d’atterrissage.
1.2 Cette stratégie porte sur l’application d’aides non visuelles d’approche et d’atterrissage avec
guidage vertical (APV) et approches et atterrissages de précision.
2. Objectifs de la stratégie
La stratégie doit :
a) maintenir au moins le niveau de sécurité réalisé actuellement en exploitation tous temps ;
b) maintenir au moins le niveau de service existant ou le niveau de service amélioré prévu ;
c) maintenir l’interopérabilité mondiale ;
d) offrir la latitude nécessaire aux régions, grâce à une planification régionale coordonnée ;
e) être valable au moins jusqu’à l’an 2020 ;
f) tenir compte des facteurs économiques, opérationnels et techniques.
3. Considérations
3.1 Généralités
Les considérations ci-après partent de l’hypothèse que le besoin opérationnel existe, que
l’engagement nécessaire a été acquis et que l’effort voulu est déployé.

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3.2 Considérations relatives à l’ILS
a) On risque de ne pas pouvoir assurer avec sécurité les opérations ILS de catégorie II ou III à
certains emplacements.
b) Le RAM 15 Partie 3, contient les normes d’insensibilité au brouillage pour les récepteurs ILS.
c) L’expansion de l’ILS est limitée par le nombre de canaux disponibles (quarante).
d) Un grand nombre d’installations sol ILS vieillissantes devront être remplacées.
e) Dans la plupart des régions du monde, l’ILS peut être maintenu dans l’avenir prévisible.
3.3 Considérations relatives au MLS
a) Le MLS de catégorie I est opérationnel.
b) Il existe de l’équipement sol homologué pour l’exécution d’opérations de catégorie II. La certification
de l’équipement sol et embarqué pour la catégorie IIIB est en cours et devrait en principe se terminer
en 2004-2005.
c) Il est prévu de mettre en œuvre le MLS à certains endroits particuliers pour améliorer l’utilisation
des pistes par faible visibilité.
3.4 Considérations relatives au GNSS
a) Les normes et pratiques recommandées (SARP) relatives au GNSS renforcé pour permettre l’APV
et l’approche de précision de catégorie I sont en place.
b) Les SARP relatives au système d’augmentation régionale basé au sol (GRAS) pour l’exploitation
avec APV sont en cours de formulation.
c) Le GNSS avec système de renforcement satellitaire (SBAS) pour l’exploitation avec APV est
opérationnel dans certaines régions du monde.
d) Le GNSS utilisé avec le système de renforcement basé au sol (GBAS) pour l’approche de précision
de catégorie I doit être opérationnel depuis 2006.
e) On ne pense pas qu’un GNSS accepté à l’échelle internationale, renforcé selon les besoins, puisse
être disponible pour les opérations de catégories II et III avant la période 2010-2015.
f) Les questions techniques et opérationnelles concernant les opérations d’approche, d’atterrissage et

de départ à l’aide du GNSS doivent être résolues en temps opportun.
g) Les questions institutionnelles concernant les opérations d’approche, d’atterrissage et de départ à

l’aide du GNSS doivent être résolues en temps opportun.

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3.5 Considérations relatives au moyen multimode embarqué d’approche et d’atterrissage
La réalisation de la stratégie exige l’utilisation d’un moyen multimode embarqué d’approche et

d’atterrissage et il est prévu que ce moyen sera disponible.
3.6 Considérations diverses
a) La demande d’opérations de catégories II et III est en hausse.
b) Le GNSS peut éventuellement offrir des avantages opérationnels incomparables pour les
opérations par faible visibilité, notamment en ce qui concerne les procédures complexes, la souplesse
d’implantation et le guidage à la surface des aéroports.
c) On estime que les trois systèmes standard (ILS, MLS et GNSS avec renforcement au besoin) sont
les seuls à jouer un rôle de premier plan dans la prise en charge des opérations tous temps. L’emploi
de dispositifs de visualisation tête haute avec la visionique ou les systèmes de vision synthétique
pourrait peut-être offrir des avantages opérationnels.
d) Une des conséquences de la stratégie mondiale est que la transition de l’ILS aux nouveaux
systèmes comme le GNSS ou le MLS ne se fera pas rapidement. Il est donc essentiel pour la mise en
œuvre de la stratégie que les radiofréquences utilisées par tous ces systèmes soient adéquatement
protégées.
e) Il est préférable, dans la mesure du possible, de passer directement de l’ILS au GNSS. Cependant,
il sera peut-être impossible dans certains États de réaliser cette transition sans perte du niveau actuel
des opérations de catégories II ou III.
f) Tant que certains utilisateurs continueront à avoir recours à l’ILS sur une piste donnée, les
avantages opérationnels éventuels de l’introduction de nouveaux systèmes d’atterrissage seront
limités par les contraintes qu’impose l’emploi de systèmes mixtes.
g) Les opérations avec APV peuvent être menées avec le GNSS renforcé comme il est nécessaire ou
avec le guidage vertical barométrique, et avec le GNSS renforcé par l’ABAS ou avec guidage latéral
RNAV au DME/DME.
h) Comparées avec les approches classiques, les opérations avec APV améliorent la sécurité et elles
permettent généralement de réduire les minimums d’exploitation.
4. Stratégie
Compte tenu des considérations exposées ci-dessus et de la nécessité de consulter les exploitants
d’aéronef et les organisations internationales, pour assurer la sécurité, l’efficacité et l’économie des
solutions proposées, la stratégie mondiale consiste à :

Date: 01/07/2015
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a) continuer d’utiliser l’ILS au plus haut niveau de service tant qu’il est acceptable pour l’exploitation et
économiquement avantageux afin de garantir que l’accès aux aéroports n’est pas refusé aux aéronefs
qui ne sont équipés que de l’ILS ;
b) mettre le MLS en œuvre aux endroits où il est nécessaire pour l’exploitation et économiquement
avantageux ;
c) mettre en œuvre le GNSS avec le renforcement nécessaire (ABAS, SBAS, GBAS) pour les
opérations avec APV et de catégorie I aux endroits où il est nécessaire pour l’exploitation et
économiquement avantageux, tout en s’attachant à traiter et à résoudre les problèmes liés à la
propagation ionosphérique dans les régions équatoriales ;
d) promouvoir la mise au point et l’emploi d’un moyen multimode embarqué d’approche et

d’atterrissage ;
e) encourager les opérations APV, notamment celles qui utilisent le guidage vertical GNSS, pour
améliorer la sécurité et l’accessibilité ;
f) résoudre les questions opérationnelles et techniques pour que le GNSS renforcé par le GBAS
prenne en charge les opérations des catégories II et III. Mettre le GNSS en œuvre pour ces
opérations aux endroits où il est nécessaire pour l’exploitation et économiquement avantageux ;
g) faire en sorte que chaque région mette sur pied une stratégie de mis e en œuvre vers ces
systèmes, qui soit harmonisée avec la stratégie mondiale.

Date: 01/07/2015
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SUPPLEMENT C
RENSEIGNEMENTS DESTINÉS À SERVIR DE GUIDE DANS LA MISE
EN APPLICATION DES NORMES ET PRATIQUES RECOMMANDÉES
POUR LES INSTALLATIONS SUIVANTES : ILS, VOR, PAR
RADIOBORNES EN ROUTE ÉMETTANT SUR 75 MHz, NDB ET DME
1. Introduction
Le présent supplément est destiné à guider et à éclairer le lecteur et ne doit pas être considéré
comme faisant partie des exigences figurant dans le RANT 10 PART 1.
Les définitions ci-après ont pour but d’aider à la compréhension du texte du présent supplément et de
faciliter les échanges de vue sur des concepts étroitement associés.
Définitions relatives au système d’atterrissage aux instruments (ILS)
Note. — Les termes définis ci-après sont utilisables dans la plupart des cas soit sans qualification, soit
qualifiés par l’un des adjectifs « nominal » et « indiqué ».
Le qualificatif « nominal » désigne les caractéristiques fixées par un élément ou un concept.
Le qualificatif « indiqué » désigne les caractéristiques effectivement réalisées d’un élément ou d’un
concept, indiquées par un récepteur (c’est-à-dire comprenant les erreurs dues à l’installation
réceptrice).
En l’absence de l’un et l’autre de ces qualificatifs, il s’agit des caractéristiques réalisées d’un élément
ou d’un concept.
Secteur d’alignement de piste indiqué. Secteur,

Dans tout plan horizontal, contenant l’alignement de
piste indiqué et dans lequel la déviation de
l’indicateur du récepteur reste comprise entre les
valeurs extrêmes.

Date: 01/07/2015
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2. Indications relatives aux installations ILS
2.1 Objectifs opérationnels, objectifs relatifs à la conception et à l’entretien, et définition de la

structure des alignements pour les installations des différentes catégories de performances
2.1.1 Les objectifs opérationnels correspondant aux catégories de performances définies au Chapitre
3, § 3.1.1, sont les suivants :
Catégorie I : Approche et atterrissage de précision aux instruments exécutés avec une hauteur de
décision au moins égale à 60 m (200 ft), et avec une visibilité au moins égale à 800 m ou une portée
visuelle de piste au moins égale à 550 m.
Catégorie II : Approche et atterrissage de précision aux instruments exécutés avec une hauteur de
décision inférieure à 60 m (200 ft) mais au moins égale à 30 m (100 ft), et une portée visuelle de piste
au moins égale à 300 m.
Catégorie IIIA : Approche et atterrissage de précision aux instruments exécutés :
a) avec une hauteur de décision inférieure à 30 m (100 ft) ou sans hauteur de décision ;
b) avec une portée visuelle de piste au moins égale à 175 m.
Catégorie IIIB : Approche et atterrissage de précision aux instruments exécutés :
a) avec une hauteur de décision inférieure à 15 m (50 ft) ou sans hauteur de décision ;
b) avec une portée visuelle de piste inférieure à 175 m mais au moins égale à 50 m.
Catégorie IIIC : Approche et atterrissage de précision aux instruments exécutés sans hauteur de
décision et sans limites de portée visuelle de piste.
2.1.2 Possibilités .Ces objectifs dépendent du type de l’aéronef et de son équipement de guidage. Ils
supposent un aéronef moderne doté d’un équipement de conception appropriée. Dans la pratique
toutefois, il se peut que les possibilités opérationnelles soient supérieures aux objectifs énoncés au §
2.1.1.
2.1.2.1 Équipement pour objectifs supplémentaires. On peut envisager des objectifs opérationnels qui
ne coïncident pas avec ceux qui sont décrits au § 2.1.1 lorsqu’il existe en même temps des systèmes
embarqués de guidage passifs après panne et opérationnels après panne et une installation ILS au
sol qui assure un guidage adéquat avec un niveau approprié de continuité du service et d’intégrité.
2.1.2.2 Opérations avancées. Les exploitants encouragent l’utilisation régulière des systèmes
d’approche et d’atterrissage automatiques, sur les aéronefs modernes qui sont équipés dans les

Date: 01/07/2015
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circonstances où le déroulement de l’approche peut être contrôlé visuellement par l’équipage de

conduite. Par exemple, ces systèmes peuvent être utilisés avec une installation ILS de catégorie de
performances I lorsque la qualité et la couverture de son guidage sont supérieures aux spécifications
de base indiquées au Chapitre 3, § 3.1.3.4.1, et ce jusqu’à la piste.
2.1.2.3 Système de classement des ILS. Pour exploiter pleinement les avantages éventuels des
commandes automatiques de vol des aéronefs modernes, il faut un système qui décrive les
installations ILS au sol d’une manière plus complète que ne le fait la simple mention de leur catégorie
de performances. C’est ce que permet le système de classement des ILS à l’aide de trois caractères.
Ceux-ci décrivent les aspects des performances qu’il faut connaître du point de vue opérationnel pour
déterminer les applications opérationnelles rendues possibles par un ILS particulier.
2.1.2.4 Le système de classement des ILS fournit un moyen de faire connaître les possibilités d’une
installation ILS au sol donnée qui s’ajoutent à celles des installations définies au Chapitre 3, § 3.1.1. Il
est possible d’exploiter ces possibilités supplémentaires pour faire approuver une exploitation
conforme aux § 2.1.2.1 et 2.1.2.2 avec des valeurs inférieures ou égales aux valeurs énoncées dans
les objectifs opérationnels du § 2.1.1
2.1.2.5 On trouvera au § 2.14.3 un exemple d’application de ce système de classement.
Note. — Les indications ci-après ont pour objet d’aider les États à déterminer jusqu’à quel point des
alignements de piste et des alignements de descente ILS qui présentent des coudes sont
acceptables. Bien que par définition les coudes de l’alignement de piste et de l’alignement de
descente soient rapportés à la position nominale de l’alignement correspondant, l’évaluation des
anomalies à fréquence élevée est fondée sur les écarts par rapport, respectivement, à l’alignement de
piste moyen et à l’alignement de descente moyen. Le § 2.1.6 et la Figure C-2 concernant l’évaluation
des coudes montrent la relation qui existe entre les coudes et la position moyenne de l’alignement de
piste et de l’alignement de descente. Les enregistrements réalisés en cours de vol se présenteront
généralement sous cette forme.
2.1.3 Coudes de l’alignement de piste. Les coudes de l’alignement de piste devraient être évalués en
fonction de la structure d’alignement spécifiée au Chapitre 3, § 3.1.3.4. En ce qui concerne
l’atterrissage et le roulement au décollage en conditions d’exploitation de catégorie III, cette structure
d’alignement répond au désir d’assurer un guidage suffisant pour les évolutions manuelles et/ou
automatiques le long de la piste dans des conditions de faible visibilité. En ce qui concerne les
performances de catégorie I dans la phase d’approche, cette structure d’alignement répond au désir
de restreindre les écarts des aéronefs dus aux coudes de l’alignement de piste (probabilité de 95 %) à
un décalage latéral inférieur à 10 m (30 ft), à la hauteur de 30 m (100 ft). En ce qui concerne les
performances de catégories II et III dans la phase d’approche, cette structure d’alignement répond au
désir de restreindre les écarts des aéronefs dus aux coudes de l’alignement de piste (probabilité de

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95 %) dans la région comprise entre le point B et le point de repère ILS (installations de catégorie II)
ou le point D (installations de catégorie III), à moins de 2°, pour l’assiette de roulis et de tangage, et à
moins de 5 m (15 ft), pour le décalage latéral.
Note 1. — Les coudes de l’alignement de piste sont inacceptables lorsqu’ils empêchent l’aéronef,
dans les conditions normales, d’atteindre la hauteur de décision avec une assiette stable, en un point
situé dans les limites acceptables d’écart par rapport à l’alignement de piste, à partir duquel il peut
atterrir en sécurité. Les systèmes de couplage automatiques ou semi-automatiques subissent plus
l’influence des coudes que les couplages manuels. Une trop grande activité de la part du contrôle, une
fois que l’aéronef s’est établi sur l’approche, risque de l’empêcher de mener à bien les manœuvres
d’approche et d’atterrissage. D’autre part, lorsqu’on utilise un couplage automatique, il peut être
nécessaire, en pratique, de poursuivre l’approche au-dessous de la hauteur de décision. Les besoins
en matière de guidage des aéronefs peuvent être satisfaits pour autant que soient observées les
spécifications du Chapitre 3, § 3.1.3.4, concernant les coudes de l’alignement de piste.
Note 2. — Les coudes ou autres irrégularités inacceptables sont normalement constatés par des
vérifications en vol effectuées en air stable selon des techniques de précision.
2.1.4Coudes de l’alignement de descente. Les coudes de l’alignement de descente devraient être

évalués en fonction de la structure d’alignement spécifiée au Chapitre 3, § 3.1.5.4. En ce qui concerne
les performances de catégorie I, cette structure d’alignement répond au désir de restreindre les écarts
des aéronefs dus aux coudes de l’alignement de descente (probabilité de 95 %) à un décalage vertical
inférieur à 3 m (10 ft), à la hauteur de 30 m (100 ft). En ce qui concerne les performances de
catégories II et III, cette structure d’alignement répond au désir de restreindre les écarts des aéronefs
dus aux coudes de l’alignement de descente (probabilité de 95 %), à la hauteur de 15 m (50 ft), à
moins de 2° pour l’assiette de roulis et de tangage et à moins de 1,2 m (4 ft) pour le décalage vertical.
Note 1. — Les coudes de l’alignement de descente sont inacceptables lorsqu’ils empêchent un

aéronef, dans les conditions normales, d’atteindre la hauteur de décision avec une assiette stable, en
un point situé dans des limites acceptables d’écart par rapport à l’alignement de descente ILS, à partir
duquel il peut atterrir en sécurité. D’autre part, lorsqu’on utilise un couplage automatique, il peut être
nécessaire, en pratique, de poursuivre l’approche au-dessous de la hauteur de décision. Les besoins
en matière de guidage des aéronefs peuvent être satisfaits pour autant que soient observées les
spécifications du Chapitre 3, § 3.1.4.4, concernant la structure de l’alignement de descente ILS.
Note 2. — Les coudes ou autres irrégularités inacceptables seront normalement constatés par des
vérifications précises en vol complétées, s’il y a lieu, par des mesures spéciales au sol.
2.1.5 Application de la norme d’amplitude des coudes aux alignements de piste et de descente. Pour
appliquer les spécifications de la structure de l’alignement de piste (voir Chapitre 3, § 3.1.3.4) et de
l’alignement de descente ILS (voir Chapitre 3, § 3.1.5.4), il convient d’employer les critères suivants :

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— La Figure C-1 montre le rapport entre les amplitudes maximales admissibles (probabilité de 95 %)
des coudes d’alignement de piste et d’alignement de descente et les distances par rapport au seuil de
piste spécifiées pour les performances des catégories I, II et III.
Figure C-1.
Limites d’amplitude des coudes de l’alignement de piste et de l’alignement de descente

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Figure C-2. Évaluation de l’amplitude des coudes d’alignement
— Si l’on désire évaluer l’amplitude des coudes dans une zone déterminée de l’approche, les
enregistrements du vol, corrigés en fonction de l’erreur de position angulaire de l’aéronef, devraient
être analysés pour un intervalle de temps de ±20 s de part et d’autre du point central de la zone
d’évaluation. Ces indications sont fondées sur une vitesse-sol de l’aéronef de 195 ± 9 km/h (105 ± 5 kt).
La règle des 95 % associée à l’amplitude maximale admissible fixe le pourcentage acceptable de la

durée totale pendant laquelle l’amplitude des coudes d’alignement doit être inférieure à la valeur
spécifiée dans la Figure C-1 pour la zone d’évaluation. La Figure C-2 donne un exemple type de la
méthode que l’on peut employer pour évaluer l’amplitude des coudes d’alignement pour une
installation donnée. Si la somme des intervalles de temps t1, t2, t3, pendant lesquels la valeur spécifiée
et dépassée, est égale ou inférieure à 5 % de la durée totale T, la zone évaluée est acceptable.
Autrement dit :

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L’analyse des coudes du radioalignement de descente ILS devrait être effectuée en utilisant comme
référence le radioalignement de descente moyen et non le prolongement en ligne droite vers le bas.
L’importance de la courbure est fonction de l’écart latéral du système d’antenne de l’installation au sol,
de la distance à laquelle se trouve ce système d’antenne par rapport au seuil, de la hauteur du relief
du sol, le long de la trajectoire d’approche finale et à l’emplacement du radiophare d’alignement de
descente (voir § 2.4).
2.1.6 Filtre de mesures. Étant donné la complexité du spectre de fréquences que présentent les
structures des coudes du faisceau de l’ILS, les valeurs mesurées de ces coudes sont fonction de la
réponse en fréquence des récepteurs et enregistreurs de bord. On obtiendra les mesures des coudes
de faisceaux en utilisant, pour les circuits de sortie DDM du récepteur et les appareils enregistreurs
correspondants une fréquence de coude du filtre passe-bas (radians par seconde) V/92,6 où V est la
vitesse en km/h de l’aéronef ou du véhicule au sol, selon le cas.
2.1.7 Dispositifs de contrôle. L’expérience acquise en la matière montre que l’on peut obtenir
facilement une stabilité de performances se situant à l’intérieur des limites définies au Chapitre 3, §
3.1.3.6, 3.1.3.7 et 3.1.5.6, c’est-à-dire bien en dedans des limites de contrôle.
2.1.7.1 Le choix des limites de contrôle est une question de jugement et fait appel à une connaissance
suffisante des exigences de la sécurité pour la catégorie d’exploitation intéressée. Toutefois, les
spécifications relatives à ces limites de contrôle n’indiquent pas l’importance des variations normales
qui se produisent d’un jour à l’autre et résultent d’erreurs de réglage et de la dérive de l’équipement. Il
y a lieu de faire les recherches nécessaires et de prendre des mesures correctives si, au cours de son
utilisation quotidienne, l’équipement dérive fréquemment au-delà des limites spécifiées au Chapitre 3,
§ 3.1.3.6, 3.1.3.7 et 3.1.5.6. Il convient, pour supprimer les causes de ces dérives :
a) de réduire considérablement la probabilité de fluctuation des paramètres critiques du signal aux

environs des limites de contrôle spécifiées ;
b) d’assurer efficacement la continuité du service ILS.
Voici quelques directives générales pour faire en sorte que la conception, l’exploitation et l’entretien
des dispositifs de contrôle répondent aux spécifications du Chapitre 3, § 3.1.3.11 et 3.1.5.7 :
1) Il convient de prendre un soin particulier pour que les dispositifs de contrôle répondent à toutes les
variations de l’installation au sol qui agissent défavorablement sur le fonctionnement de l’installation
de bord au cours d’une approche ILS.
2) Les dispositifs de contrôle ne devraient pas réagir aux conditions locales qui n’affectent pas les
données de navigation enregistrées par les installations de bord.
3) Les dérives du dispositif de contrôle ne devraient pas diminuer ou augmenter de façon appréciable
les limites de contrôle spécifiées.

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4) Il y a lieu de prendre des précautions particulières dans la conception et l’utilisation du dispositif de

contrôle pour que les éléments de navigation soient retirés ou que le rayonnement cesse en cas de
panne du dispositif de contrôle proprement dit.
5) Le fonctionnement de certains détecteurs repose sur des appareils qui effectuent l’échantillonnage
du signal au voisinage du système d’antenne de l’émetteur. L’expérience a montré que les dispositifs
de contrôle de ce type exigent une attention particulière sur les points suivants :
a) Lorsqu’on utilise des systèmes d’antenne de grande envergure, il est rarement facile de placer les
détecteurs du dispositif de contrôle dans une position telle que le rapport de phase observé loin du
radioalignement existe au point de détection. Le dispositif de contrôle doit néanmoins détecter
également les changements affectant l’antenne et ses circuits d’alimentation lorsque ces
changements ont un effet important sur l’alignement à grande distance.
b) Les changements concernant le niveau effectif du sol, provoqués par la neige, les inondations, etc.,
peuvent influer de manières différentes sur les dispositifs de contrôle des radioalignements de
descente et dans l’espace sur ces radioalignements proprement dits, notamment lorsqu’on se fie à la
surface du sol pour déterminer la trajectoire de descente désirée.
c) Il y a lieu de tenir compte d’autres causes qui risquent de perturber la détection par les dispositifs
de contrôle du signal rayonné, comme par exemple le givrage et les oiseaux.
d) Dans le cas d’un système dans lequel les signaux de contrôle sont utilisés dans un asservissement
pour corriger les variations de l’équipement correspondant, il y a lieu de veiller très attentivement à ce
que des influences étrangères et des modifications à l’intérieur du dispositif de contrôle proprement dit
ne provoquent pas, sur l’alignement de piste ou de descente ILS des variations sortant des limites
spécifiées sans que ce dispositif ne réagisse.
6) Un détecteur peut se présenter sous la forme d’un détecteur intégral dans lequel la contribution de
chaque élément d’antenne dans l’émission du signal d’alignement de piste en champ lointain est
mesurée au système d’antenne. L’expérience a montré que les détecteurs de ce type, conçus de
façon appropriée, peuvent fournir une corrélation étroite entre l’indication du détecteur et le signal
rayonné en champ lointain. Dans certains cas, les détecteurs de ce type peuvent remédier au
problème mentionné ci-dessus à l’alinéa 5) a), b) et c).
On remarquera que la DDM mesurée en un point quelconque de l’espace est fonction de la sensibilité
d’écart et de la position du radioalignement de piste ou de descente ILS. Il y a lieu de tenir compte de
ce fait dans la conception et l’utilisation des dispositifs de contrôle.
2.1.8 Rayonnement par les radiophares d’alignement de piste ILS qui ne sont pas en utilisation
opérationnelle. Des brouillages intenses des signaux d’un radiophare d’alignement ILS en service se
sont produits à bord d’aéronefs effectuant des approches à basse altitude sur des pistes équipées

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d’installations de radioalignement desservant l’extrémité de la piste opposée à l’extrémité en service.

Pour les aéronefs qui survolent un tel aérien, le brouillage est provoqué par la transmodulation
provenant des signaux du radiophare d’alignement desservant l’extrémité de piste opposée. Dans le
cas d’approches à basse altitude, un tel brouillage peut affecter gravement l’approche ou l’atterrissage
et nuire à la sécurité. Les conditions dans lesquelles un rayonnement provenant d’un radiophare
d’alignement qui n’est pas en utilisation opérationnelle peut être autorisé sont spécifiées au Chapitre
3, § 3.1.2.7, 3.1.2.7.1 et 3.1.2.7.2.
2.1.9 Perturbation des signaux de l’ILS par des multitrajets
Note. — Les présents éléments indicatifs ne tiennent pas compte de l’incidence des nouveaux avions
très gros porteurs sur les dimensions des zones critiques et sensibles. Ils sont en train d’être mis à
jour pour prendre en compte cette incidence ainsi que l’évolution considérable des aéroports et de
’environnement opérationnel depuis qu’ils ont été élaborés. Les États sont instamment priés d’user de
prudence lorsqu’ils utilisent les exemples donnés ci-dessous, car ils ne tiennent pas compte de tous
les facteurs qui influent sur la qualité du signal électromagnétique.
2.1.9.1 La perturbation des signaux de l’ILS est fonction de l’environnement total des antennes ILS et
des caractéristiques de ces antennes. Les objets de grandes dimensions qui réfléchissent les signaux,
et notamment les véhicules ou les objets fixes comme les structures à l’intérieur de la zone de
couverture du signal rayonné, seront une cause potentielle de perturbation par multitrajets des
signaux d’alignement de piste et d’alignement de descente ILS. L’emplacement et les dimensions des
objets fixes et des structures qui réfléchissent les signaux, ainsi que les propriétés directives des
antennes, détermineront la qualité statique de la structure de l’alignement de piste ou de l’alignement
de descente de catégorie I, II ou III. Les objets mobiles peuvent détériorer cette structure au point de
la rendre inacceptable. Les zones dans lesquelles cette dégradation est possible doivent être définies
et reconnues. Pour élaborer des critères d’établissement des zones de protection, on peut diviser ces
dernières en zones critiques et en zones sensibles.
a) La zone critique ILS est une zone de dimensions définies qui entoure les antennes des radiophares
d’alignement de piste et d’alignement de descente et dans laquelle l’accès des véhicules et
notamment des aéronefs est interdit durant toutes les opérations ILS. La zone critique est protégée
parce que la présence de véhicules et/ou d’aéronefs à l’intérieur de ses limites perturberait de façon
inacceptable le signal électromagnétique ILS.
b) La zone sensible ILS est une zone qui s’étend au-delà de la zone critique et dans laquelle le
stationnement et/ou le mouvement des véhicules, et notamment des aéronefs, est contrôlé de façon à
écarter la possibilité de perturbations inacceptables du signal ILS durant les opérations ILS. La zone
sensible est protégée pour éviter les perturbations causées par des objets mobiles de grandes

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dimensions qui se trouvent à l’extérieur de la zone critique mais normalement encore à l’intérieur de
l’enceinte aéroportuaire.
Note 1. — La détermination de la zone critique et de la zone sensible vise à assurer une protection
convenable à l’ILS. La façon dont la terminologie est appliquée peut varier d’un État à un autre. Dans
certains États, le terme zone critique désigne également la zone appelée zone sensible dans le
présent texte.
Note 2. — Il est prévu qu’aux emplacements où l’ILS et le MLS doivent être coïmplantés, le MLS
pourrait être implanté dans les aires critiques de l’ILS, conformément aux éléments indicatifs figurant
dans le Supplément G, section 4.1.
2.1.9.2 Les Figures C-3A, C-3B, C-4A et C-4B donnent des exemples de zones critique et sensible
qu’il faut protéger. Pour assurer la protection de la zone critique, il faut normalement interdire l’entrée
de tout véhicule ainsi que la circulation ou le stationnement des aéronefs à l’intérieur de cette zone
durant toutes les opérations ILS. La zone critique déterminée pour chaque radiophare d’alignement de
piste et d’alignement de descente devrait être clairement indiquée. Il peut être nécessaire de prévoir
des dispositifs de signalisation appropriés sur les voies de circulation et les routes qui traversent les
zones critiques pour réglementer l’accès des véhicules et des aéronefs à ces zones. En ce qui
concerne les zones sensibles, il peut être nécessaire d’interdire la circulation de tous les véhicules ou
de certains d’entre eux, selon le risque de perturbation et la catégorie d’exploitation. Il serait
souhaitable que toutes les zones sensibles soient à l’intérieur des limites de l’aérodrome afin que l’on
puisse assurer un contrôle suffisant de la circulation en vue d’empêcher une perturbation inacceptable
des signaux ILS. Si ces zones se trouvent en dehors des limites de l’aérodrome, il est indispensable
d’obtenir la coopération des autorités compétentes de manière à assurer un contrôle suffisant. La
protection des zones sensibles nécessite l’élaboration de procédures opérationnelles.
2.1.9.3 Les dimensions de la zone sensible dépendent d’un certain nombre de facteurs, notamment
du type de l’antenne ILS, de la topographie, ainsi que des dimensions et de l’orientation des aéronefs,
véhicules de grandes dimensions et autres objets artificiels. Les antennes des radiophares
d’alignement de piste et d’alignement de descente de conception moderne peuvent réduire, d’une
manière très efficace, les risques de perturbations et, par conséquent, les dimensions des zones
sensibles. Étant donné le risque plus élevé de perturbations des signaux ILS qu’entraîne la circulation
d’aéronefs de très grandes dimensions, les zones sensibles calculées pour ces aéronefs s’étendent
largement au-delà des zones critiques. Le problème est aggravé par l’augmentation de la densité de
circulation au sol.
2.1.9.3.1 Dans le cas du radiophare d’alignement de piste, tout objet de grandes dimensions exposé
au rayonnement directif principal de l’antenne doit être considéré comme une source possible de
perturbation inacceptable du signal. Cela concerne notamment les aéronefs circulant sur la piste et

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sur certaines voies de circulation. Les dimensions des zones sensibles nécessaires varieront suivant
qu’il s’agira de protéger des opérations de catégorie I, II ou III, les plus grandes dimensions étant
requises pour la catégorie III.
Par contre, un alignement de piste hors tolérances le long de la piste n’aurait aucun effet sur une
opération de catégorie I ou II. Si la structure de l’alignement de piste est déjà marginale en raison de
multitrajets statiques, une légère perturbation supplémentaire produira un signal inacceptable. En
pareil cas, il faudra peut-être étendre la zone sensible.
2.1.9.3.2 En ce qui concerne l’alignement de descente, l’expérience a montré que tout objet qui fait
saillie au-dessus d’une surface située au-dessus du plan de réflexion de l’antenne d’alignement de
descente et à l’intérieur de la couverture en azimut de cette antenne, doit être considéré comme une
source de perturbation du signal. L’angle que fait cette surface avec le plan horizontal de l’antenne
dépend du type d’aérien d’alignement de descente qui est utilisé. Le stationnement ou la circulation au
sol d’aéronefs de très grandes dimensions à moins de quelques milliers de pieds de l’antenne
d’alignement de descente et directement entre cette antenne et la trajectoire d’approche causera
généralement une grave perturbation du signal d’alignement de descente.
En revanche, il a été démontré qu’au-delà de quelques centaines de pieds de l’antenne d’alignement

de descente les petits aéronefs ont un effet négligeable.
2.1.9.3.3 L’expérience a montré que les principaux éléments qui influent sur la réflexion et la
diffraction du signal ILS et qui provoquent une perturbation par multitrajets sont la hauteur et
l’orientation des surfaces verticales des aéronefs et des véhicules. Il faut déterminer la hauteur
maximale des surfaces verticales susceptibles d’être rencontrées, ainsi que l’orientation la plus
défavorable. En effet, certaines orientations peuvent produire des écarts excessifs de l’alignement de
piste ou de l’alignement de descente à de plus grandes distances qu’une orientation parallèle ou
perpendiculaire.
2.1.9.4 On peut employer des ordinateurs ou des modèles pour calculer le lieu, l’amplitude et la durée
probables des perturbations de l’ILS par des objets, qu’il s’agisse de structures ou d’aéronefs, de
dimensions et d’orientation diverses situés en des endroits différents. Ces techniques portent
notamment sur les questions suivantes :
a) des modèles mathématiques informatisés sont généralement utilisés et appliqués par un

personnel ayant des niveaux d’expérience très variés. Cependant, il faut des connaissances
techniques et un bon jugement des hypothèses et limitations appropriées pour appliquer ces
modèles à des environnements multitrajets spécifiques. Des renseignements sur les
performances de l’ILS dans ce domaine devraient normalement être fournis par le
constructeur d’équipement ILS ;

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b) lorsqu’un ILS a été installé et jugé satisfaisant, on peut utiliser des ordinateurs et des techniques de
simulation pour prédire l’ampleur probable des perturbations de l’ILS qui peuvent découler de
nouvelles constructions proposées. Si possible, les résultats de ces simulations assistées par
ordinateur devraient être validés par une comparaison directe avec des mesures effectives en vol des
résultats des nouvelles constructions ;
c) compte tenu de la détérioration maximale permise du signal par multitrajets due aux aéronefs au
sol, on peut déterminer les limites minimales correspondantes de la zone sensible. Des modèles ont
été utilisés pour déterminer les zones critiques et sensibles aux Figures C-3A, C-3B, C-4A et C-4B, en
tenant compte de la détérioration maximale permise des signaux ILS par multitrajets due aux aéronefs
au sol. Les facteurs qui touchent les dimensions et la forme des zones critiques et sensibles
comprennent les suivants : types d’aéronefs susceptibles de causer un brouillage, ouverture et type
d’antenne (bipolaire à périodicité logarithmique / bipolaire), type des signaux de marge (fréquence

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unique / double fréquence), catégorie d’opérations proposée, longueur de la piste, et coudes statiques
causés par les structures existantes. Cette utilisation des modèles devrait faire intervenir leur
validation, ce qui comprend une comparaison par sondage des résultats calculés avec les données
de démonstration sur le terrain concernant le brouillage du signal ILS causé par les aéronefs en
stationnement.

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2.1.9.5 Le contrôle des zones critiques et la désignation des zones sensibles sur l’aéroport
proprement dit ne suffiront peut-être pas pour protéger un ILS contre les effets des multitrajets causés
par des structures fixes de grandes dimensions. Cela est particulièrement important si l’on considère
les dimensions des nouveaux bâtiments que l’on construit pour abriter des avions de très grandes
dimensions et à d’autres fins. Les constructions situées en dehors des limites de l’aéroport peuvent
aussi influer sur la qualité de l’alignement de piste ILS même si elles répondent aux spécifications qui
limitent la hauteur des obstacles.

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2.1.9.5.1 Dans le cas où l’environnement d’un aéroport, et plus précisément les objets fixes de
grandes dimensions, comme des immeubles élevés, font que la structure des radioalignements de
piste et/ou de descente est proche des limites de tolérance pour la catégorie d’exploitation prévue, il
peut être nécessaire d’établir des zones sensibles plus grandes. La raison en est que l’effet d’objets
mobiles, contre lequel les zones sensibles sont censées protéger l’ILS, doit être ajouté aux coudes
d’alignement statiques causés par les objets fixes. Toutefois, on estime qu’il n’y a pas lieu d’ajouter
directement les amplitudes maximales des coudes et qu’il est plus réaliste d’utiliser la somme
quadratique. Voici quelques exemples :
a) Coudes de l’alignement de piste dus aux objets statiques = ±1,5 μA. Limite : ±5 μA. La tolérance
pour les objets mobiles, servant à définir la zone sensible du radioalignement de piste, est donc égale
à

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b) Coudes de l’alignement de piste dus aux objets statiques = ±4 μA. Limite : ±5 μA. La tolérance pour
les objets mobiles, servant à définir la zone sensible du radioalignement de piste, est donc égale à
Dans le cas b), la zone sensible serait plus grande, de façon à éloigner suffisamment les sources de
perturbation de la piste pour que la distorsion du faisceau de l’alignement de piste soit égale ou
inférieure à 3 μA. Le même principe s’applique à la zone sensible du radioalignement de descente.
2.1.10 Réduction des coudes et des zones du radiophare d’alignement de piste ayant une différence
de taux de modulation (DDM) insuffisante
2.1.10.1 Introduction. En raison d’effets dus à la topographie, il n’est pas toujours possible d’obtenir,
au moyen de simples installations ILS normalisées, des alignements de piste suffisamment exempts
de courbes ou autres irrégularités gênantes. Dans ces cas, il est de loin préférable d’utiliser deux
porteuses radioélectriques pour obtenir la couverture standard et les caractéristiques de signal
requises. Le § 2.7 donne d’autres éléments indicatifs sur la couverture assurée au moyen de deux
porteuses. Si ce moyen ne permet toujours pas d’assurer la couverture standard prescrite, il est
possible de réduire le rayonnement dans la direction des objets et d’accepter une augmentation des
limites inférieures de couverture verticale comme l’autorise le Chapitre 3, § 3.1.3.3.1.
2.1.10.2 Réduction de la couverture standard du radiophare d’alignement de piste. Lorsque la

couverture est réduite conformément à l’option définie au Chapitre 3, § 3.1.3.3.1, il faut veiller à ce
que le volume de couverture réduit respecte les altitudes minimales publiées dans la procédure
d’approche aux instruments. En outre, les opérations normales de guidage ne devraient pas être
interrompues et aucune autorisation d’interception ne devrait être donnée jusqu’à ce que l’aéronef soit
dans la zone de couverture publiée. C’est ce qui est parfois appelé le volume de service opérationnel.
2.1.10.2.1 Considérations opérationnelles — gestion de la circulation aérienne. Les procédures

d’approche aux instruments doivent être conçues de manière à tenir compte de toute réduction de la
couverture du radiophare d’alignement de piste autorisée par la norme du Chapitre 3, § 3.1.3.3.1, ce
qui peut se faire en veillant à ce que la procédure reste dans la zone de couverture du radiophare
d’alignement de piste ou en fournissant un autre moyen de navigation. Une bonne partie (au moins
3,7 km [2 NM]) du segment initial doit donc se trouver à l’intérieur de la zone de couverture du
radiophare d’alignement de piste. La couverture du radiophare d’alignement de piste doit être
disponible suffisamment avant le début de la zone où les contrôleurs donnent habituellement
l’autorisation d’approche ou d’interception pour permettre aux pilotes de vérifier l’identification (IDENT)
transmise en code morse.

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2.1.10.2.2 Considérations opérationnelles — pilote/aéronef. Dans le cas des aéronefs équipés de

commandes automatiques de vol (AFCS), la couverture du radiophare d’alignement de piste doit être
disponible avant le moment où est activé le mode interception AFCS (vol manuel ou automatique) et
suffisamment avant le début de la zone où les contrôleurs donnent habituellement l’autorisation
d’approche ou d’interception pour permettre la vérification du signal IDENT. Qu’ils utilisent le mode
manuel ou l’AFCS, les pilotes vérifient normalement le signal IDENT de l’installation ILS et attendent
de recevoir l’autorisation d’approche ou d’interception avant d’armer le mode de mise en virage pour
intercepter et capturer le radiophare d’alignement de piste. Le mieux serait que des aides
supplémentaires (si elles sont comprises dans la procédure d’approche) permettent au pilote de
déterminer la relation entre la position de l’aéronef et l’alignement de piste avant.
2.2 Équipement de réception ILS de bord
2.2.1 Afin d’atteindre les objectifs opérationnels requis, il est nécessaire que les récepteurs de bord
respectent les normes de performance définies.
Note.— Les normes de performances opérationnelles minimales applicables aux récepteurs ILS
figurent dans les documents DO-195 (1986) de la RTCA et ED-46B (Amendements nos 1 et 2
compris) de l’Eurocae pour le radiophare d’alignement de piste, dans les documents DO-143 (1970)
de la RTCA et 1/WG 7/70 de l’Eurocae pour la radioborne, et dans les documents DO-192 (1986) de
la RTCA et ED-47B (Amendement no 1 compris) de l’Eurocae pour les récepteurs d’alignement de
descente.
2.2.2 Caractéristiques d’insensibilité des systèmes récepteurs de radiophare d’alignement de piste

ILS au brouillage causé par des signaux de radiodiffusion FM VHF
2.2.2.1 En ce qui concerne le Chapitre 3, § 3.1.4.2, Note 2, les caractéristiques d’insensibilité qui sont
définies doivent être mesurées en regard d’une mesure convenue de dégradation des caractéristiques
normales du récepteur et dans des conditions normalisées pour le signal utile d’entrée. Cela est
nécessaire pour garantir que les essais sur banc du matériel de réception puissent être effectués par
rapport à une série de conditions et de résultats qui peuvent être répétés, et pour faciliter l’approbation
ultérieure de ceux-ci. Des essais ont montré que les signaux de brouillage FM peuvent modifier à la
fois le guidage d’alignement de piste et le courant du drapeau avertisseur, et que leurs effets varient
en fonction de la DDM appliquée pour le signal utile. On trouve de plus amples renseignements à ce
sujet dans la Recommandation SM.1140, Procédures d’essai pour la mesure des caractéristiques des
récepteurs du service de radionavigation aéronautique servant à déterminer la compatibilité entre le
service de radiodiffusion sonore dans la bande des 87–108 MHz et les services aéronautiques dans la
bande des 108–118 MHz, de l’UIT-R.
Note. — La Recommandation UIT-R SM.1140 de l’UIT figure dans le Manuel sur la vérification des
aides radio à la navigation (Doc 8071), Volume I.

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2.2.2.2 Une méthode et des formules adoptées d’un commun accord devraient être utilisées pour
évaluer les incompatibilités potentielles entre récepteurs répondant aux critères généraux
d’insensibilité au brouillage, spécifiés au Chapitre 3, § 3.1.4. Ces formules fournissent des
éclaircissements sur les caractéristiques d’insensibilité des divers récepteurs contre le brouillage du
rayonnement non essentiel (type A1), le brouillage hors bande (type A2), le brouillage de troisième
ordre entre deux et trois signaux (type B1) et le brouillage dû à l’encombrement/désensibilisation (type
B2). On trouve de plus amples renseignements à ce sujet dans la Recommandation SM 1009-1,
Compatibilité entre le service de radiodiffusion sonore dans la bande d’environ 87–108 MHz et les
services aéronautiques dans la bande 108–137 MHz, de l’UIT-R.
Note. — La Recommandation UIT-R SM.1009-1 de l’UIT figure dans le Doc 8071, Volume I.
2.2.3 Polarisation des antennes d’alignement de piste et d’alignement de descente
2.2.3.1 Dans les bandes de fréquences de l’alignement de piste et de l’alignement de descente,

respectivement, le niveau des signaux à polarisation verticale qui sont captés devant les antennes
d’alignement de piste et de descente devrait être inférieur d’au moins 10 dB à celui des signaux à
polarisation horizontale qui sont captés dans la même position.
2.3 Situation d’alarme de l’équipement ILS de bord
2.3.1 Dans les conditions idéales, un système d’alarme de récepteur, par exemple un drapeau
avertisseur, devrait avertir le pilote lorsqu’il se produit un défaut de fonctionnement inacceptable dans
les équipements sol ou embarqués. La mesure dans laquelle cet idéal peut être atteint est indiquée ci-
dessous.
2.3.2 C’est la somme des pourcentages des deux modulations qui fait fonctionner le système d’alarme
; par conséquent, la suppression des modulations de l’alignement ILS de la porteuse rayonnée devrait
déclencher l’alarme.
2.3.3 Le système d’alarme devrait alerter le pilote et tout autre dispositif embarqué qui utilise les
données d’alignement de piste et d’alignement de descente, lorsque l’une des conditions ci-après se
présente :
a) absence de tout signal radiofréquence, et absence simultanée de modulation par les fréquences 90
Hz et 150 Hz ;
b) annulation du taux de modulation par la fréquence 90 Hz ou la fréquence 150 Hz, la modulation par
l’autre fréquence étant maintenue à son taux normal de 20 % pour l’alignement de piste et de 40 %
pour l’alignement de descente.
Note. — Il est prévu que l’alarme d’alignement de piste se déclenche lorsque la modulation par la
fréquence 90 Hz ou par la fréquence 150 Hz est réduite à 10 % alors que l’autre est maintenue à son
niveau normal de 20 %. Il est prévu que l’alarme d’alignement de descente se déclenche lorsque la

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modulation par la fréquence 90 Hz ou par la fréquence 150 Hz est réduite à 20 % alors que l’autre est
maintenue à son niveau normal de 40 %.
2.3.3.1 L’indication donnée par le système d’alarme devrait être facilement reconnaissable et visible
dans toutes les conditions normales du poste de pilotage. Si un drapeau est utilisé, il doit être aussi
grand que possible compte tenu des dimensions de l’affichage.
2.4 Éléments indicatifs sur l’implantation, l’angle de site, le réglage et la couverture de

l’installation d’alignement de descente
2.4.1 Écartement latéral. L’écartement latéral du système d’antenne du radiophare d’alignement de

descente par rapport à l’axe de la piste n’est pas normalement inférieur à 120 m (400 ft). En
choisissant l’emplacement latéral de l’antenne du radiophare d’alignement de descente, il convient de
tenir compte des dispositions pertinentes du RAM 7 Partie 1 relatives aux surfaces de franchissement
d’obstacles et aux objets situés sur les bandes des pistes.
2.4.2 Courbure de l’alignement de descente ILS. Dans bien des cas, l’alignement de descente ILS est
enfermé dans une surface conique ayant pour origine le système d’antenne du radiophare
d’alignement de descente. Du fait que l’origine de cette surface conique est située sur le côté de l’axe
de la piste, le lieu des points constituant l’alignement de descente dans le plan vertical le long de l’axe
de la piste est une hyperbole. Une courbure de l’alignement de descente se produit dans la région du
seuil de piste et augmente progressivement jusqu’au point de contact. Pour limiter le degré de
courbure, l’antenne d’alignement de descente ne doit pas être située à une trop grande distance
latérale de l’axe de la piste.
2.4.3 Conception des procédures. Le Chapitre 3, § 3.1.5.1, contient des normes et pratiques
recommandées sur l’angle de l’alignement de descente et la hauteur du point de repère ILS. La
position longitudinale de l’antenne du radiophare d’alignement de descente par rapport au seuil de
piste est établie de manière à obtenir l’angle d’alignement de descente et la hauteur de point de
repère ILS choisis pour la procédure d’approche de précision conçue pour cette piste. La procédure
d’approche de précision peut être modifiée pour satisfaire aux exigences de franchissement des
obstacles ou pour tenir compte des contraintes techniques d’implantation de l’antenne d’alignement
de descente (par exemple, pistes ou voies de circulation sécantes). Le concepteur de procédures
tiendra compte de l’angle d’alignement de descente acceptable, de la hauteur de franchissement du
seuil et de la longueur de piste disponible pour le type d’aéronef qui doit utiliser la procédure
d’approche de précision.
2.4.4 Position longitudinale. En supposant que la surface réfléchissante dans la zone de formation du
faisceau se rapproche d’une surface plane avec des pentes latérales et longitudinales appropriées, la
position longitudinale requise de l’antenne du radiophare d’alignement de descente est alors fonction
du point de repère ILS au-dessus du seuil de piste et de la projection du plan de réflexion de

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l’alignement de descente le long de l’axe de la piste. Cette situation est décrite graphiquement à la
Figure C-5. Dans cette figure, la ligne OP est définie par l’intersection entre le plan de réflexion de
l’alignement de descente et le plan vertical le long de l’axe de la piste, et le point O est à la même
distance longitudinale du seuil que l’antenne d’alignement de descente. Selon la hauteur et
l’orientation du plan de réflexion, le point O peut se trouver au-dessus ou au-dessous de la surface de
la piste.
Dans le cas d’une surface de réflexion plane, la position longitudinale de l’antenne du radiophare
d’alignement de descente est alors calculée comme suit :
où
D = distance horizontale OP ; (équivalant à la distance longitudinale entre l’antenne d’alignement
de descente et le seuil de la piste)
H = hauteur nominale du point de repère ILS au-dessus du seuil de la piste ;
Y = hauteur verticale du seuil de la piste au-dessus de P’ ;
θ = angle nominal de l’alignement de descente ;
α = pente longitudinale négative du plan de réflexion de l’alignement de descente.

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Note. — Dans la formule ci-dessus, il faut donner à α une valeur positive dans le cas d’une pente
négative de l’antenne vers le seuil. Y est positif si le seuil est au-dessus de la ligne d’intersection du
plan de réflexion.
2.4.5 Les éléments indicatifs qui précèdent, sur une approximation de la surface réfléchissante par un
plan convenablement orienté. Il faudra peut-être tenir plus rigoureusement compte des
caractéristiques d’implantation réelles, telles qu’une pente latérale importante ou une surface de
réflexion irrégulière plutôt que plane, pour se rapprocher de l’objectif de calcul de la hauteur du point
de repère ILS. Dans les cas difficiles, les prédictions fondées sur des modèles mathématiques des
effets des conditions d’implantation peuvent être utiles
2.4.6 En général l’alignement de descente présente des irrégularités. L’angle moyen de l’alignement
de descente ILS ne peut être déterminé que par des essais en vol, la position moyenne observée de
la partie de l’alignement de descente comprise entre les points A et B de l’ILS étant représentée par
une droite et l’angle de l’alignement de descente ILS étant l’angle mesuré entre cette droite et sa
projection verticale sur le plan horizontal.

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2.4.7 Il importe de noter qu’en faisant la moyenne des irrégularités de l’alignement de descente dans
la zone comprise entre la radioborne intermédiaire et le seuil on obtiendra probablement par
extrapolation un point de repère effectivement différent du point de repère ILS. Ce point de repère
différent que nous appellerons « point de repère ILS obtenu » est de la plus haute importance pour
l’exploitation. Le point de repère ILS obtenu ne peut être déterminé que par vérification en vol ;la
position moyenne observée de la partie de l’alignement de descente comprise, dans le cas type, entre
les points situés à 1 830 m (6 000 ft) et 300 m (1 000 ft) du seuil étant représentée par une ligne droite
et celle-ci étant prolongée jusqu’au point d’atterrissage, le point où cette ligne droite prolongée
rencontre la verticale du point du seuil situé sur l’axe de la piste est le point de repère ILS obtenu.
Note. — D’autres indications sont données dans le Doc 8071, sur la mesure de l’angle de site de
l’alignement de descente et sur le point de repère ILS obtenu.
2.4.8 Afin de réduire le brouillage par multitrajets des alignements de descente de catégorie III et
d’assouplir les exigences en matière d’implantation et de zones sensibles, il est souhaitable de réduire
à une valeur aussi faible que possible, en dehors des limites de couverture en azimut spécifiées au
Chapitre 3, § 3.1.5.3, les signaux constituant le diagramme de rayonnement horizontal provenant du
dispositif d’antenne de ce radiophare. Une autre méthode acceptable consiste à faire pivoter en
azimut les antennes d’alignement de descente pour les écarter des sources de multitrajets, ce qui
réduit le signal rayonné à des angles précis tout en maintenant les limites de couverture en azimut.
2.4.9 Le § 3.1.5.3.1 du Chapitre 3 indique la zone que devrait couvrir l’alignement de descente pour
permettre l’exploitation satisfaisante d’une installation de bord type. Les procédures d’exploitation
promulguées pour l’installation doivent être compatibles avec la limite inférieure de cette couverture. Il
est courant d’exécuter une descente jusqu’à l’altitude d’interception et de continuer l’approche à cette
altitude jusqu’à ce qu’un signal « descendez » soit reçu. Dans certaines circonstances, il peut ne pas
être possible d’obtenir à ce point une contre-vérification de la position. L’équipement automatique de
commande de vol amorce normalement la descente dès qu’un signal « montez » s’est affaibli jusqu’à
moins de 10 μA environ.
2.4.10 Le but visé est donc de fournir un signal « montez » avant l’interception de l’alignement de
descente. Même si, dans des circonstances ordinaires, les procédures d’approche sont exécutées de
façon que les signaux d’alignement de descente ne soient pas utilisés en dessous de 0,45 θ ou au-
delà de 18,5 km (10 NM) de la piste, il est souhaitable de ne pas diffuser dans cette zone des
données de guidage erronées. Lorsque les procédures sont telles que le guidage d’alignement de
descente peut être utilisé en dessous de 0,45 θ, les précautions nécessaires doivent être prises pour
se protéger contre l’émission d’éléments de guidage erronés en dessous de 0,45 θ tant dans les
conditions normales qu’en cas de mauvais fonctionnement, afin d’éviter que la descente finale ne soit
amorcée en un point incorrect de l’approche. Certaines précautions pourraient être prises pour se
protéger contre l’émission d’éléments de guidage erronés ; on pourrait notamment émettre un signal

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supplémentaire de marge, ainsi qu’il est prévu au Chapitre 3, § 3.1.5.2.1, assurer un contrôle de
marge distinct et adopter des procédures appropriées d’inspection au sol, d’inspection en vol et de
réglage.
2.4.11 Pour réaliser un contrôle efficace destiné à éviter que, sous la trajectoire, la DDM dépasse la
tolérance permise, le contrôle de la variation de la sensibilité d’écart angulaire, qui est prévu au
Chapitre 3, § 3.1.5.7.1, alinéa e), peut, suivant le système d’antenne utilisé, ne pas être suffisant pour
servir aussi à contrôler la marge. Dans certains systèmes, comme, par exemple, ceux qui utilisent des
réseaux d’antennes à éléments multiples sans marge supplémentaire, la moindre dégradation de
certains signaux d’antenne peut entraîner une modification importante de la marge, avec une
dégradation nulle ou insignifiante dans le secteur de l’alignement de descente, comme on peut le voir
par le contrôle de la sensibilité d’écart angulaire. Il importe de garantir qu’une alarme de contrôle
existe pour toutes les conditions possibles de dégradation des signaux d’antenne et d’émission, qui
réduisent la marge jusqu’à une DDM inférieure ou égale à 0,175 dans les limites de la couverture
spécifiée au-dessous du secteur d’alignement de descente

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Figure C7A Couverture en azimut du radiophare d’alignement de piste

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= Angle de site nominal de l'alignement de descente,

(Les lignes en tirets indiquent les limites d’une gamme d’angles nominaux entre lesquelles la DDM
peut être établie pour les catégories I, II et III.)
Figure C-11. Alignement de descente — Différence de modulation (DDM)

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(note après 0,0375  ) ou variation de la sensibilité d’écart de plus

de 25 % par rapport à la valeur nominale »
Note.— Les tirets représentent l'écart admissible avant que le dispositif de contrôle n'intervienne.
Figure C-12. Caractéristiques du contrôle de l’alignement de descente
2.6 Déploiement des fréquences ILS
2.6.1 En utilisant les valeurs données dans le Tableau C-1 ci-après, il faut noter que ces valeurs
visent à assurer une protection contre les brouillages jusqu’à un point situé à la hauteur de protection
et à la limite de la portée utile de l’ILS dans la direction du faisceau avant. Si les conditions
d’exploitation exigent l’emploi du faisceau arrière, les critères s’appliqueront également jusqu’à un
point analogue dans la direction du faisceau arrière. Dans le plan des fréquences, il faudra donc tenir
compte de l’azimut de l’alignement de piste. Il convient de souligner qu’il est indispensable d’appliquer
les critères à chacun des radiophares d’alignement de piste ; en effet, si l’on considère deux
radiophares, le fait que le premier ne brouille pas le second ne garantit pas que le second ne brouille
pas le premier.

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2.6.2 Les valeurs données dans le Tableau C-1 sont fondées sur l’hypothèse que les récepteurs
embarqués se trouvent dans un environnement où ils peuvent fonctionner correctement.
2.6.2.1 Récepteurs d’alignement de piste ILS
2.6.2.1.1 En vue de la protection des récepteurs conçus pour un espacement de 50 kHz entre canaux,
des séparations minimales sont choisies pour assurer dans le volume de service les rapports
minimaux ci-après entre signaux :
a) le signal utile dépasse d’au moins 20 dB un signal parasite sur canal commun ;
b) un signal parasite dépasse de 34 dB au maximum le signal utile si les fréquences des deux signaux
diffèrent de 50 kHz ;

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c) un signal parasite dépasse de 46 dB au maximum le signal utile si les fréquences des deux
signaux diffèrent de 100 kHz ;
d) un signal parasite dépasse de 50 dB au maximum le signal utile si les fréquences des deux signaux
diffèrent d’au moins 150 kHz.
2.6.2.1.2 En vue de la protection des récepteurs conçus pour un espacement de 100 kHz entre
canaux, des séparations minimales sont choisies pour assurer dans le volume de service les rapports
c) un signal parasite dépasse de 46 dB au maximum le signal utile si les fréquences des deux signaux
2.6.2.2 Récepteurs d’alignement de descente ILS
a) un signal utile dépasse d’au moins 20 dB un signal parasite sur canal commun ;
b) un signal parasite d’alignement de descente dépasse de 20 dB au maximum le signal utile si les

fréquences des deux signaux diffèrent de 150 kHz ;
c) un signal parasite d’alignement de descente dépasse de 40 dB au maximum le signal utile si les

fréquences des deux signaux diffèrent d’au moins 300 kHz.
a) un signal utile dépasse d’au moins 20 dB un signal parasite sur canal commun ;
b) un signal parasite d’alignement de descente ne dépasse pas le signal utile (rapport 0 dB) si les
c) un signal parasite d’alignement de descente dépasse de 20 dB au maximum le signal utile si les


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d) un signal parasite d’alignement de descente dépasse de 40 dB au maximum le signal utile si les

fréquences des deux signaux diffèrent d’au moins 450 kHz.
2.6.3 Les calculs sont établis en admettant que la protection contre le brouillage du signal utile par le
signal nuisible est de 20 dB. Ceci correspond à une perturbation ne dépassant pas 15 μA à la limite
de la portée utile de l’ILS.
2.6.4 Dans la mesure où les porteuses du signal utile et du signal nuisible peuvent engendrer une
modulation basse fréquence d’hétérodyne, le rapport de protection garantit que les instruments ne
souffrent pas. Toutefois, dans les cas où une installation en phonie est utilisée, cette modulation
d’hétérodyne peut provoquer un brouillage.
2.6.5 En général, lorsque l’utilisation internationale des systèmes ILS est limitée aux paires de
fréquences dont la liste figure au Chapitre 3, § 3.1.6.1.1, les critères sont tels que, si l’élément
radioalignement de piste y satisfait, l’élément radioalignement de descente y satisfait
automatiquement. À certains emplacements encombrés, où il est nécessaire de faire des assignations
à la fois dans la première dizaine et dans la deuxième dizaine de paires, il peut être nécessaire de
choisir certaines paires sans respecter l’ordre afin d’observer l’espacement géographique minimal du
§ 2.6.6.
Exemple : Au Chapitre 3, § 3.1.6.1.1, au numéro d’ordre 2, la fréquence de radiophare d’alignement

de piste 109,9 MHz est appariée à la fréquence de radiophare d’alignement de descente 333,8 MHz.
Aux numéros 12 et 19, toutefois, bien qu’un large espacement de fréquences soit prévu par rapport au
numéro 2 dans le cas des radiophares d’alignement de piste, les fréquences 334,1 MHz et 333,5
MHz, respectivement, sont assignées aux radiophares d’alignement de descente, les deux étant
premiers canaux adjacents (espacement 300 kHz) du canal de radiophare d’alignement de descente
numéro 2. Si on limite le choix des canaux ILS ou bien à la première dizaine, ou bien à la deuxième
dizaine de paires, alors l’espacement de fréquences minimal des radiophares d’alignement de
descente sera de 600 kHz.
2.6.6 Tableau des distances requises (Voir Tableau C-1)
2.6.7 L’application des chiffres du Tableau C-1 ne sera valable que dans les limites fixées par les
hypothèses notamment : les installations ont un caractère essentiellement non directionnel, leurs
puissances rayonnées sont identiques, l’intensité de champ est approximativement proportionnelle à
l’angle de site jusqu’à 10°, et l’antenne de l’aéronef est nettement omnidirectionnelle. S’il est
nécessaire de déterminer ces espacements avec plus de précision dans les régions où les fréquences
sont encombrées, on peut y procéder pour chaque installation en utilisant les courbes de propagation
appropriées et en tenant compte des caractéristiques particulières en ce qui concerne la puissance
rayonnée et la directivité ainsi que des besoins de l’exploitation en matière de couverture. Lorsque l’on
détermine des espacements réduits en tenant compte de la directivité, etc., il convient de procéder

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autant que possible à des mesures en vol au point de protection de l’ILS et en tous points de la
trajectoire d’approche afin d’assurer qu’un rapport de protection d’au moins 20 dB est obtenu dans la
pratique.
2.7 Radiophares d’alignement de piste et de descente assurant une couverture au moyen de

deux fréquences porteuses
2.7.1 Les radiophares d’alignement de piste et d’alignement de descente peuvent répondre aux
spécifications de couverture les concernant en utilisant deux diagrammes de champ de rayonnement
appelés communément diagrammes « d’alignement » et « de marge », qui sont transmis au moyen de
fréquences porteuses distinctes espacées à l’intérieur du canal VHF .Le diagramme de champ
d’alignement donne des indications précises d’alignement et d’écart et le diagramme de champ de
marge des indications d’écart à des angles au-delà des limites du diagramme d’alignement. La
discrimination entre les signaux est assurée, dans les récepteurs de bord, par la capture du signal le
plus puissant. L’efficacité de cette capture dépend du type de détecteur utilisé ; toutefois, si le rapport
des deux signaux est de l’ordre de 10 dB ou davantage, le signal le plus faible ne cause généralement
pas d’erreurs importantes à la sortie, après démodulation. Lorsqu’on utilise des radiophares
d’alignement de piste à deux fréquences porteuses, il convient de tenir compte, si l’on veut obtenir les
meilleurs résultats à l’intérieur du secteur d’alignement avant, des éléments indicatifs ci-après.
2.7.2 Le radiophare d’alignement de piste devrait être conçu et contrôlé de telle sorte que le rapport
des deux signaux émis dans l’espace à l’intérieur du secteur d’alignement avant ne tombe pas au-
dessous de 10 dB. Il convient d’accorder une attention particulière à la structure des lobes verticaux
produits par les deux systèmes d’antenne et qui peuvent avoir des hauteurs différentes et être
séparés l’un de l’autre par une certaine distance, ce qui se traduit par des variations dans le rapport
des intensités de signal au cours de l’approche.
2.7.3 En raison de la marge de 6 dB prévue pour l’ondulation du filtre de la bande passante du

récepteur, il peut se produire des variations dans la réponse du récepteur du radiophare d’alignement
de piste étant donné que la fréquence de couverture est décalée par rapport à la fréquence du
rayonnement d’alignement. Afin de réduire cet effet au minimum, en particulier dans le cas des
opérations de catégorie III, le rapport signal du rayonnement d’alignement — signal de couverture,
doit être porté de 10 à 16 dB.
2.7.4 Afin de réduire encore davantage le risque d’erreurs, si le rapport des deux signaux émis tombe
au-dessous de 10 dB à l’intérieur du secteur d’alignement avant, la différence d’alignement des
diagrammes du champ de rayonnement des deux signaux devrait être maintenue à une valeur aussi
faible que possible.
2.7.5 Les radioalignements de descente à deux fréquences porteuses sont utilisés pour former un
diagramme composite de champs de rayonnement sur le même canal de fréquences radio. La forme

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spéciale des antennes et le schéma des courants d’antenne et de la mise en phase peuvent permettre
d’implanter des installations de radioalignement de descente à des emplacements où certaines
conditions topographiques pourraient rendre difficile l’utilisation d’un système à fréquence unique. À
ces emplacements, on peut obtenir une amélioration en réduisant le rayonnement à faible incidence.
La deuxième fréquence porteuse est utilisée pour assurer la couverture dans la zone au dessous du
radioalignement de descente.
2.7.6 Contrôle des systèmes à deux fréquences. Les spécifications du Chapitre 3, § 3.1.3.11.2,alinéa
e), et § 3.1.5.7.1, alinéa c), relatives au contrôle des systèmes à deux fréquences précisent que le
contrôle est déclenché lorsque la puissance émise est inférieure à 80 % de la normale, mais des
baisses allant jusqu’à 50 % de la normale peuvent être admises si certaines spécifications de
performance sont respectées.
2.7.6.1 Il peut être difficile de contrôler les émetteurs d’alignement et de marge pour une baisse de
puissance de 20 % (environ −1 dB) si le site subit des effets de l’environnement ou d’autres effets tels
que des variations de la température ambiante. Les variations de température, par exemple, font
varier la puissance de sortie normale de l’émetteur et modifient la perte d’insertion du câble coaxial.
Même s’il n’y a pas de défaillance du système d’émission, la limite d’alarme peut parfois être
dépassée, ce qui peut compromettre la continuité.
2.7.6.2 La possibilité d’effectuer un contrôle à des baisses de puissance allant jusqu’à 50 % est certes
intéressante, mais elle doit être utilisée avec prudence. Contrôler chaque émetteur indépendamment
à une baisse de 50 % peut permettre un écart important par rapport au rapport de puissance nominal
entre les deux émetteurs si des défaillances non corrélées se produisent, ce qui peut en fait
compromettre l’effet de capture dans le récepteur, augmentant les erreurs de structure ou réduisant
les indications de guidage complémentaire.
2.7.6.3 Une solution consiste à utiliser un mode de contrôle qui limite la différence entre la puissance
de sortie des émetteurs à environ 1 dB (80 %), tout en permettant une baisse allant jusqu’à 3 dB (50
%) s’ils changent ensemble. Cette méthode offre une plus grande tolérance aux effets de mode
commun tels que les changements d’affaiblissement en câble dus à la température et, par
conséquent, augmente la continuité du service.
2.8 Intégrité et continuité de service — Équipement ILS au sol
2.8.1 Introduction
2.8.1.1 Les éléments ci-après ont pour but de donner des précisions sur les objectifs en matière
d’intégrité et de continuité de service de l’équipement sol d’alignement de piste et d’alignement de
descente ILS et de fournir des indications sur la conception technique et les caractéristiques de cet
équipement. L’intégrité est nécessaire pour garantir une faible probabilité qu’un aéronef reçoive un
guidage erroné au cours de l’approche ; la continuité de service est nécessaire pour garantir une

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faible probabilité qu’un aéronef soit privé de signal de guidage pendant les dernières phases de
l’approche. L’intégrité et la continuité du service sont l’une et l’autre d’importants facteurs de sécurité
pour la phase critique d’approche et d’atterrissage. Du point de vue opérationnel, il faut connaître
l’intégrité et la continuité de service pour déterminer l’application opérationnelle qu’un ILS rendrait
possible.
2.8.1.2 Il est généralement admis qu’indépendamment de l’objectif opérationnel le taux moyen

d’accidents mortels causés pendant l’atterrissage par des pannes ou des défauts du système global
–7
(équipement sol, aéronef et pilote) ne devrait pas dépasser 1 × 10 . Ce critère est fréquemment
appelé « facteur de risque global ».
2.8.1.3 Dans le cas de l’exploitation de catégorie I, c’est au pilote qu’il incombe, pour ainsi dire
totalement, de ne pas outre passer l’objectif ci-dessus. En exploitation de catégorie III, le même
objectif doit être respecté mais il doit être inhérent au système tout entier. Dans ce contexte, il est de
la plus haute importance de chercher à obtenir le plus haut degré d’intégrité et de continuité de
service de l’équipement au sol
2.8.1.4 À. Les spécifications d’intégrité et de continuité du service imposent d’utiliser des systèmes
très fiables afin de tenir au minimum toute probabilité de défaillance susceptible d’influer sur l’une
quelconque des caractéristiques du signal électromagnétique total. Il est suggéré que les États
s’efforcent d’atteindre la fiabilité nécessaire avec une marge aussi grande que le permettront les
considérations techniques et économiques. La fiabilité de l’équipement est fonction des conditions
fondamentales de construction et d’utilisation. Il convient, dans la construction de l’équipement, de
faire appel aux techniques, matériaux et éléments les plus appropriés et la fabrication devrait faire
l’objet d’un contrôle rigoureux. L’équipement devrait être utilisé dans des conditions ambiantes
correspondant aux critères adoptés par les fabricants
2.8.2 Moyens d’obtenir et de maintenir les niveaux fixés d’intégrité et de continuité de service
2.8.2.1 Il peut y avoir manque d’intégrité si le rayonnement d’un signal dépassant les limites de
tolérances spécifiées n’est pas reconnu par l’équipement de contrôle ou si les circuits de commande
ne suppriment pas ce signal imparfait. Ce manque d’intégrité peut représenter un danger s’il entraîne
une grave erreur.
2.8.2.2 Il est clair que les pannes cachées ne sont pas toutes également dangereuses pour chaque
phase de l’approche. Par exemple, dans les phases critiques de l’approche, une panne qui entraîne
de graves erreurs sur la largeur ou sur la position de l’alignement de piste et qui n’est pas détectée
revêt une gravité particulière, alors que la situation ne deviendrait pas forcément dangereuse si une
variation du taux de modulation ou une perte de marge d’alignement de piste ou de descente et
d’identification de radiophare d’alignement de piste passait inaperçue. Quoi qu’il en soit, on
s’assurera, lors de l’étude des modes de défaillances, que l’on a bien considéré le cas de toutes les

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anomalies qui ne peuvent être détectées à coup sûr ni par le système de pilotage automatique, ni par
le pilote lui-même.
2.8.2.3 Il importe d’assurer la meilleure protection possible contre les risques de défaillances non
détectées du système de contrôle et du système de commande associé. On peut réaliser cette
protection grâce à une conception soignée qui ramène à une faible valeur la probabilité de ces
défaillances et qui permet des opérations à sécurité intégrée conformes aux normes du Chapitre 3, §
3.1.3.11.4 et 3.1.5.7.4, et grâce à une vérification des performances du moniteur, effectuée par la
maintenance à des intervalles qui sont déterminés par une analyse de la conception.
2.8.2.4 Une analyse de la conception peut servir à calculer le niveau d’intégrité du système lors d’un
atterrissage donné. La formule ci-après s’applique à certains types d’ILS et constitue un exemple de la
détermination de l’intégrité du système (I) à partir du calcul de la probabilité d’émission d’un
rayonnement erroné non détecté (P)
Lorsque T1 ≥ T2, la vérification du système de contrôle peut aussi être considérée comme une
vérification de l’émetteur. Dans ce cas, on a donc : T1 = T2 et la formule devient :

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2.8.2.5 Étant donné qu’il est très peu probable qu’une défaillance dangereuse se produise à l’intérieur
du système de contrôle ou du système de commande, pour déterminer avec un degré élevé de
confiance que le niveau d’intégrité exigé est effectivement obtenu, il faudrait une évaluation dont la
durée soit plusieurs fois supérieure à celle que demande la détermination de la MTBF de
l’équipement. Une période aussi longue étant inacceptable, le niveau d’intégrité exigé ne peut être
prédit que par une analyse de conception rigoureuse de l’équipement.
2.8.2.6 Il faut aussi envisager de protéger l’intégrité du signal électromagnétique contre les
détériorations pouvant résulter d’un brouillage radioélectrique d’origine externe dans la bande de
fréquences ILS ou contre un re-rayonnement des signaux ILS. Les mesures de protection contre ce
re-rayonnement au moyen de zones critiques et de zones sensibles sont indiquées d’une façon
générale au § 2.1.10. En ce qui concerne le brouillage radioélectrique, il peut être nécessaire de
vérifier périodiquement que le niveau de brouillage ne présente pas de danger.
2.8.2.7 En général, la conception de l’équipement de contrôle repose sur le principe d’un contrôle
continu des signaux électromagnétiques rayonnés à des points spécifiques à l’intérieur du volume de
couverture, ce contrôle devant permettre de s’assurer qu’ils sont conformes aux normes énoncées
aux § 3.1.3.11 et 3.1.5.7 du Chapitre 3. Bien que ce contrôle indique dans une certaine mesure que le
signal électromagnétique partout ailleurs dans le volume de couverture se situe également dans les
limites de tolérance, cette constatation est largement induite. Il est donc indispensable de procéder
périodiquement à des vérifications minutieuses en vol et au sol afin d’assurer l’intégrité du signal
électromagnétique dans tout le volume de couverture.
2.8.3 Réalisation et maintien des niveaux de continuité du service
2.8.3.1 On devrait utiliser une analyse de conception pour prévoir la MTBF et la continuité du service
de l’équipement ILS. Avant l’attribution d’un niveau de continuité du service et la mise en service en
catégorie II ou III, il faudrait confirmer la moyenne des temps entre interruptions du service (MTBO) de
l’ILS au moyen d’une évaluation en milieu opérationnel, dans laquelle une interruption est définie
comme un arrêt imprévu, quel qu’il soit, du signal électromagnétique. Cette évaluation tient compte de
l’incidence des facteurs opérationnels :environnement de l’aéroport, conditions météorologiques
défavorables, alimentation électrique disponible, qualité et fréquence des interventions de
maintenance, etc. La MTBO est liée à la MTBF, mais elle ne lui est pas équivalente car certaines
défaillances de l’équipement, telles que la défaillance d’un émetteur entraînant le passage immédiat à
un émetteur de secours, ne se traduisent pas nécessairement par une interruption de service. Pour
les niveaux 2, 3 ou 4 d’intégrité et de continuité du service, la durée d’évaluation devrait être telle
qu’elle permette de déterminer le niveau exigé avec un degré élevé de confiance. La méthode d’essai
séquentielle permet de démontrer que les normes de continuité sont respectées. Si on utilise cette
méthode, les considérations ci-après s’appliquent :

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a) le niveau minimal admissible de confiance est de 60 %.. Pour atteindre ce niveau, la période
d’évaluation doit être plus longue que le nombre d’heures MTBO requis indiqué dans le Tableau C-2.
En général, les périodes minimales d’évaluation pour les installations nouvelles et ultérieures sont de
1 600, 3 200 et 6 400 heures de fonctionnement pour les niveaux 2, 3 et 4, respectivement. Pour
évaluer l’influence saisonnière d’un environnement, il faut en général une période d’évaluation d’un an
au minimum pour un nouveau type d’installation dans cet environnement. Il est peut-être possible de
réduire cette période dans les cas où l’environnement d’exploitation est bien contrôlé et similaire à
celui d’autres installations éprouvées. Lorsque plusieurs systèmes identiques sont exploités dans des
conditions similaires, il est peut-être possible de fonder l’évaluation sur les heures de fonctionnement
cumulatives de l’ensemble des systèmes, ce qui donne lieu à une période d’évaluation réduite.
Lorsqu’on obtient un niveau de confiance supérieur pour un type d’installation, l’installation. ultérieure
du même type d’équipement dans des conditions d’exploitation et d’environnement analogues peut
faire l’objet de périodes d’évaluation plus courtes.
b) pendant la période d’évaluation, il faudrait décider pour chaque panne si elle est causée par une
défaillance de conception ou par une défaillance d’un composant en raison de son taux normal de
défaillance. Les défaillances de conception sont, par exemple, l’utilisation de composants au-delà de
leurs spécifications (surchauffe, surcharge électrique, survoltage, etc.). Ces défaillances de
conception devraient être traitées de telle façon que la condition d’exploitation soit ramenée à la
condition d’exploitation normale du composant ou que ce composant soit remplacé par une pièce se
prêtant aux conditions d’exploitation. Si la défaillance de conception est traitée de cette façon,
l’évaluation peut se poursuivre et cette panne n’est pas comptée, en supposant qu’il y a une
probabilité élevée que cette défaillance de conception ne se reproduira pas. Cela s’applique
également aux pannes dues à quelque cause que ce soit que l’on peut atténuer au moyen d’une
modification permanente des conditions de fonctionnement.
2.8.3.2 Le niveau de continuité de service attribué à une station donnée ne devrait pas être modifié
fréquemment. Une méthode apte à évaluer le comportement d’une installation particulière consiste à
faire un relevé et à calculer la MTBO moyenne sur les cinq à huit dernières défaillances de
l’équipement.. Cela rend la MTBO pour la continuité du service plus appropriée pour l’approche
suivante que le calcul de la MTBO sur la durée de vie de l’équipement. Si la continuité de service se
détériore, la désignation attribuée doit être abaissée jusqu’à ce qu’il soit possible d’améliorer les
performances.
2.8.3.3 Éléments indicatifs détaillés supplémentaires. Plusieurs États ont publié des politiques et des
procédures relatives à la continuité du service. Les documents suivants contiennent des indications et
des renseignements supplémentaires :
a) European Guidance Material on Continuity of Service Evaluation in Support of the

Certification of ILS & MLS Ground Systems, Doc 012 EUR, décembre 2002 ;

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b) Instrument Landing System Continuity of Service Requirements and Procedures, Order

6750.57, Federal Aviation Administration des États-Unis
2.8.4 La configuration décrite ci-dessous est un exemple d’architecture redondante susceptible de

satisfaire les objectifs d’intégrité et de continuité du service des niveaux 3 ou 4. Chaque installation
d’alignement de piste et d’alignement de descente est composée de deux émetteurs en
fonctionnement continu, dont l’un alimente l’antenne et l’autre — l’émetteur de secours — une charge
fictive Un système de contrôle associé à ces émetteurs remplit les fonctions ci-après :
a) confirmation du bon fonctionnement dans les limites indiquées de l’émetteur principal et de l’aérien
par vote majoritaire des moniteurs redondants ;
b) confirmation du fonctionnement de l’équipement de secours.
2.8.4.1 Lorsque le système de contrôle rejette l’un des équipements, le niveau de continuité du
service est abaissé, car la probabilité de cessation du rayonnement du signal par suite d’une
défaillance de l’autre équipement s’accroît. Cette variation des performances doit être indiquée
automatiquement à distance.
2.8.4.2 Des dispositions identiques sont prises pour contrôler le radiophare d’alignement de descente.
2.8.4.3 Pour réduire le brouillage mutuel entre l’émetteur principal et l’émetteur de secours, le niveau
de rayonnement parasite de ce dernier se situe à 50 dB au minimum au-dessous du niveau de la
fréquence porteuse de l’émetteur principal mesuré sur l’aérien.
2.8.4.4 Dans l’exemple ci-dessus, l’équipement serait conçu de manière que les vérifications du
système de contrôle puissent être faites aux intervalles indiqués par le fabricant après analyse au
stade de la conception, afin que l’on puisse s’assurer que le niveau d’intégrité est respecté. Ces
vérifications, qui peuvent être manuelles ou automatiques, permettent de vérifier le bon
fonctionnement du système de contrôle et notamment celui des circuits de commande et du système
de commutation. La mise en œuvre d’un dispositif vérifiant automatiquement l’intégrité du moniteur
présente l’avantage de ne pas interrompre le service opérationnel assuré par le radiophare
d’alignement de piste ou le radiophare d’alignement de descente. Lorsque cette technique est
employée, il importe de veiller à ce que la durée totale du cycle de vérification soit suffisamment
courte pour ne pas dépasser la durée totale indiquée au Chapitre 3, § 3.1.3.11.3 ou 3.1.5.7.3.
2.8.4.5 Pour éviter les interruptions du fonctionnement de l’installation dues à des pannes de la source
d’alimentation principale, il faut prévoir des sources d’alimentation de secours telles que des
accumulateurs ou des groupes générateurs à fonctionnement continu. Dans ces conditions,
l’installation devrait pouvoir continuer à fonctionner pendant la période où un aéronef peut se trouver
aux phases critiques de l’approche. La source d’alimentation de secours devrait donc avoir une
capacité suffisante pour maintenir l’installation en service pendant au moins deux minutes.

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2.8.4.6 Toute défaillance des éléments critiques du système et notamment de la source d’alimentation
principale doit déclencher un signal d’avertissement aux points de commande désignés.
2.8.4.7 Afin de réduire la fréquence des défaillances d’un équipement qui fonctionne dans des
conditions proches des limites de tolérance, il est utile de concevoir le système de contrôle de
manière à déclencher une « pré-alarme » au point de commande désigné lorsque les paramètres
contrôlés atteignent une limite égale à une valeur de l’ordre de 75 % de la limite d’alarme par le
moniteur.
2.8.4.8 Un dispositif analogue à celui qui est décrit au § 2.8.4, mais sans émetteur redondant4 devrait
normalement assurer une continuité du service de niveau 2.
2.8.4.9 La configuration décrite ci-dessous est un exemple de redondance qui convient aux vols de
catégorie III. Le radiophare d’alignement de piste est composé de deux émetteurs en fonctionnement
continu, dont l’un est relié à une charge d’antenne. Un dispositif de contrôle est associé à ces
émetteurs et remplit les fonctions suivantes :
a) contrôle de fonctionnement dans les limites spécifiées de l’émetteur principal et du système

d’antennes principal, au moyen d’un « vote majoritaire » des dispositifs de contrôle qui assurent la
redondance ;
b) contrôle de l’équipement de secours.
2.8.4.9.1 Lorsque le dispositif de contrôle rejette l’un des équipements, l’installation cesse d’appartenir
à la catégorie III parce que la probabilité d’une interruption du signal à la suite d’une défaillance du
reste de l’équipement devient trop élevée. Ce passage à une catégorie inférieure est
automatiquement indiqué aux autres emplacements.
2.8.4.9.2 Un dispositif de contrôle identique est utilisé pour le radiophare d’alignement de descente.
2.8.4.9.3 Pour réduire le brouillage mutuel entre l’émetteur principal et l’émetteur de secours, le
niveau de rayonnement parasite de ce dernier devra se situer à 50 dB au moins au-dessous du
niveau de la fréquence porteuse de l’émetteur principal mesuré au système d’antenne.
2.8.4.10 Il importe d’assurer la plus forte protection possible contre les conséquences de tout défaut
de fonctionnement non détecté du dispositif de contrôle. Cette protection devrait être assurée par une
conception propre à réduire à un niveau faible la probabilité de telles défaillances, et grâce à
l’exécution de vérifications des performances du dispositif de contrôle à des intervalles déterminés
d’après l’analyse de leur conception.
2.8.4.11.La fiabilité de l’équipement est fonction des conditions fondamentales de construction et

d’utilisation. Il convient, dans la construction de l’équipement, de faire appel aux techniques,
matériaux et éléments de construction les plus appropriés et la fabrication devrait faire l’objet d’un
contrôle rigoureux. L’équipement devrait être utilisé dans des conditions ambiantes correspondant aux

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critères adoptés par les fabricants. Il est prévu de déterminer par évaluation la fiabilité de l’équipement
avant sa mise en service dans les conditions d’exploitation des catégories II et III. Les fabricants
devraient être invités à fournir une analyse détaillée indiquant les performances prévues de
l’équipement.
2.8.5 Les éléments indicatifs sur les moniteurs d’alignement de piste en champ lointain figurent ci-
dessous.
2.8.5.1 Le moniteur en champ lointain est destiné à contrôler l’alignement du faisceau, mais il peut
servir également à vérifier la sensibilité de l’alignement de piste. Un moniteur en champ lointain
fonctionne indépendamment du moniteur incorporé et du moniteur en champ proche. Son rôle
principal est d’assurer une protection contre les risques de réglage erroné de l’alignement de piste ou
contre des défauts éventuels du moniteur en champ proche ou du moniteur incorporé. En outre, le
système de contrôle en champ lointain renforce l’aptitude du système de contrôle combiné à réagir
aux effets d’une modification matérielle des éléments rayonnants ou des variations des
caractéristiques de réflexion du sol. D’autre part, les effets des multitrajets et les perturbations dans la
zone de piste qui échappent au moniteur en champ proche et au moniteur incorporé, et certains cas
de brouillage radio, peuvent être en grande partie contrôlés à l’aide d’un système de contrôle en
champ lointain installé autour d’un ou plusieurs récepteurs appropriés disposés sous la trajectoire
d’approche.
2.8.5.2 Le moniteur en champ lointain est généralement jugé indispensable pour l’exploitation de
catégorie III alors que, pour l’exploitation de catégorie II, il est généralement jugé souhaitable. Dans le
cas des installations de catégorie I, aussi , un moniteur en champ lointain a été reconnu utile comme
complément du système de contrôle classique.
2.8.5.3 Le signal capté par le moniteur en champ lointain subira de brefs effets de brouillage causés
par les mouvements d’aéronefs sur la piste ou à proximité de celle-ci et l’expérience a montré qu’il
n’est pas pratique d’utiliser le moniteur en champ lointain comme moniteur actif. Lorsqu’il est utilisé
comme moniteur passif, il faut adopter des moyens pour réduire au minimum ces effets temporaires
de brouillage et réduire l’apparition d’indications de détérioration nuisible ; le § 2.8.5.4 présente
certaines méthodes à cet effet. La réaction du moniteur en champ lointain aux effets de brouillage
offre la possibilité d’alerter le contrôle de la circulation aérienne lorsque le signal d’alignement de piste
est provisoirement perturbé. Toutefois, l’expérience montre que les perturbations causées par les
mouvements d’aéronefs peuvent se produire le long de la piste, notamment dans la zone de toucher
des roues, et ne sont pas toujours décelées par le moniteur en champ lointain. Il ne faut donc pas
admettre a priori que le moniteur en champ lointain peut assurer une surveillance totale des
mouvements d’aéronefs sur la piste.
2.8.5.3.1 Le moniteur en champ lointain peut également être utilisé de la manière suivante :

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a) on peut l’utiliser dans le cadre de la maintenance, à la place d’un récepteur portatif en champ
lointain, pour vérifier le réglage de l’alignement de piste et/ou sa sensibilité d’écart ;
b) on peut s’en servir pour obtenir un enregistrement continu des performances du signal ILS en
champ lointain, qui indique la qualité du signal émis et l’ampleur des perturbations du signal.
2.8.5.4 Les méthodes ci-après peuvent être utilisées pour réduire l’apparition d’indications de
détérioration nuisible :
a) incorporation d’un retard systématique réglable de 30 à 240 s ;
b) application d’une technique de validation garantissant que seules les indications non influencées
par les perturbations transitoires sont transmises au système de commande ;
c) emploi de filtres passe-bas.
2.8.5.5 Un moniteur en champ lointain comprend ordinairement une antenne, un récepteur VHF et des
unités de contrôle associées, qui fournissent des indications sur la DDM, la somme de modulation, et
le niveau du signal radiofréquence. L’antenne de réception est généralement du type directif qui limite
le brouillage, et elle devrait se trouver à la hauteur maximale compatible avec les limites de
franchissement d’obstacles. Pour le contrôle de l’alignement de piste, l’antenne est généralement
située dans le prolongement de l’axe de la piste. Lorsqu’on veut également contrôler la sensibilité
d’écart, un récepteur et un moniteur supplémentaires sont installés de manière que l’antenne soit
convenablement placée sur le côté du prolongement de l’axe de la piste. Certains systèmes utilisent
plusieurs antennes séparées dans l’espace.
2.9 Sensibilités de déviation des radioalignements de piste et de descente
2.9.1 Bien que certaines sensibilités d’alignement et de déviation des radioalignements de piste et de
descente soient spécifiées en fonction du point de repère ILS, ceci ne veut pas dire que la mesure de
ces paramètres doit être effectuée en ce point.
2.9.2 Les limites du dispositif de contrôle du radioalignement de piste et les limites de réglage et
d’entretien indiquées au Chapitre 3, § 3.1.3.7 et 3.1.3.11, sont exprimées en pourcentage des
sensibilités de déviation. Ce concept, qui remplace les dispositions des éditions antérieures relatives à
l’ouverture angulaire, a été introduit parce que le fonctionnement des systèmes de guidage des
aéronefs est directement lié à la sensibilité de déviation. On remarquera que l’ouverture angulaire est
inversement proportionnelle à la sensibilité de déviation.
2.10 Implantation des radiobornes ILS
2.10.1 Compte tenu du brouillage entre les radiobornes intérieure et intermédiaire, et de l’intervalle de
temps minimal entre les indications lumineuses des radiobornes intérieure et intermédiaire,
acceptable sur le plan d’exploitation, la hauteur maximale ainsi indiquée par la radioborne intérieure

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sera limitée sur le radioalignement de descente ILS à 37 m (120 ft) au dessus du seuil pour les
radiobornes implantées conformément aux tolérances actuelles du RAM 15. Une étude de chaque
emplacement permettra de déterminer la hauteur maximale qui peut être indiquée par les radiobornes,
en notant que pour un récepteur de bord typique de radioborne un intervalle de l’ordre de 3 s entre les
indications lumineuses des radiobornes intermédiaire et intérieure, pour un avion se déplaçant à une
vitesse de 140 kt, constitue l’intervalle minimal acceptable sur le plan de l’exploitation.
2.10.2 Dans le cas des installations ILS desservant des pistes parallèles très rapprochées (espacées,
par exemple, de 500 m [1 650 ft]), il est nécessaire de prendre des dispositions spéciales pour assurer
l’utilisation satisfaisante des radiobornes. Certains États ont jugé commode d’employer une
radioborne extérieure commune aux deux installations ILS. Cependant, des dispositions spéciales,
notamment des diagrammes de rayonnement modifiés, sont nécessaires dans le cas des radiobornes
intermédiaires si l’on veut éviter le brouillage mutuel, notamment dans les cas où les seuils sont
déplacés longitudinalement les uns par rapport aux autres.
2.11 Utilisation du DME en remplacement de radiobornes ILS
2.11.1 Lorsque le DME est utilisé en remplacement de radiobornes ILS, le DME devrait être implanté
sur l’aéroport de manière que l’indication de distance nulle corresponde à un point à proximité de la
piste. Si le DME associé avec un IlS est à « zéro décalé », l’installation doit être exclue des solutions
RNAV.
2.11.2 Afin de réduire l’erreur de triangulation, le DME devrait être implanté de manière que l’angle
entre la trajectoire d’approche et la direction du DME aux points où l’indication de distance est
nécessaire reste faible, (c’est-à-dire inférieur à 20°).
2.11.3 L’utilisation du DME en remplacement de la radioborne intermédiaire suppose que la précision

du dispositif DME est d’au moins 0,37 km (0,2 NM), et que le pouvoir de résolution de l’indication de
l’équipement de bord permet d’atteindre cette précision.
2.11.4 Il n’est pas expressément nécessaire que la fréquence du DME soit appariée à celle du
radioalignement de piste lorsque le dispositif est utilisé en remplacement de la radioborne extérieure,
mais l’appariement de fréquences est préférable chaque fois que le DME est utilisé en association
avec l’ILS afin de simplifier la tâche du pilote et de permettre aux aéronefs équipés de deux
récepteurs ILS d’utiliser les deux récepteurs sur le canal ILS.
2.11.5 Lorsque la fréquence du DME est appariée à celle du radioalignement de piste, l’identification
du transpondeur DME devrait être obtenue au moyen du signal « associé » émis par le
radioalignement de piste dont la fréquence est appariée.
2.12 Utilisation de moyens de guidage complémentaires en association avec l’ILS

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2.12.1 Les avions qui commencent une approche ILS peuvent être aidés par des indications de
guidage fournies par d’autres installations à référence au sol telles que le VOR ou le radar de
surveillance ou, lorsque ces installations ne peuvent être mises en œuvre, par une radiobalise LF/MF.
2.12.2 Lorsque la transition ne peut être assurée par les installations existantes en route ou dans la
région terminale, un VOR convenablement implanté assurera une transition efficace vers l’ILS. À cette
fin, le VOR peut être implanté sur l’alignement de piste ou en un point situé à une certaine distance de
l’alignement de piste, sous réserve qu’une radiale coupe le radioalignement de piste sous un angle qui
permettra des transitions régulières en cas d’autocouplage. Il faudra tenir compte de la distance entre
l’emplacement du VOR et le point d’intersection désiré lorsqu’on déterminera la précision de
l’interception et l’espace aérien disponible pour prévoir les erreurs d’alignement.
2.12.3 Lorsqu’il est pratiquement impossible de disposer d’un VOR convenablement implanté, la
transition vers l’ILS peut être facilitée par une radiobalise LF/MF ou par un radiophare non directionnel
(NDB). Pour assurer la transition optimale, cette installation devrait être implantée sur l’alignement de
piste, à une distance convenable du seuil.
2.13 Emploi d’installation ILS de catégorie de performances I pour les approches et les
atterrissages automatiques dans des conditions de visibilité permettant un contrôle visuel de
la manœuvre par le pilote
2.13.1 L’utilisation d’installations ILS de catégorie de performances I de qualité satisfaisante peut être
combinée à celle de systèmes de commandes de vol d’un modèle ne reposant pas uniquement sur
les informations de guidage fournies par les capteurs ILS, pour les approches et les atterrissages
automatiques dans des conditions de visibilité permettant un contrôle visuel de la manœuvre par le
pilote.
2.13.2 Afin d’aider les exploitants d’aéronefs à effectuer une première estimation de la valeur des
installations ILS pour de telles manœuvres, les États fournisseurs sont encouragés à publier :
a) les différences à tous égards par rapport au Chapitre 3, § 3.1 ;
b) le degré de conformité aux dispositions du Chapitre 3, § 3.1.3.4 et 3.1.5.4, concernant la structure

du faisceau de l’alignement de descente ;
c) la hauteur du point de repère ILS au-dessus du seuil.
2.13.3 Afin d’éviter un brouillage de nature à empêcher l’exécution d’une approche et d’un atterrissage
automatiques, il est nécessaire de prendre des dispositions sur place pour protéger dans la mesure
du possible les zones critiques et sensibles de l’ILS.
2.14 Classification de l’ILS — Méthode supplémentaire de description de l’ILS destinée à

faciliter son utilisation opérationnelle

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2.14.1 Le système de classification présenté ci-dessous, utilisé conjointement avec les différentes
catégories de performances d’installation actuellement en vigueur, permet de disposer d’une méthode
plus complète pour la description d’une installation ILS.
2.14.2 La classification des installations ILS s’établit à l’aide des trois caractères suivants :
a) I, II ou III : indique la conformité aux catégories de performances d’installation dont il est question
dans le Chapitre 3,§ 3.1.3 et 3.1.5 ;
b) A, B, C, T, D ou E : désigne le point de l’ILS jusqu’auquel la structure de l’alignement de piste est

conforme à la structure indiquée au § 3.1.3.4.2 du Chapitre 3, à l’exception de la lettre T, qui désigne
le seuil de la piste. Ces points sont définis au Chapitre 3, § 3.1.1 ;
c) 1, 2, 3 ou 4 : ces chiffres indiquent les niveaux d’intégrité et de continuité de service, conformément

au Tableau C-2.
Note. — Il est considéré que les divers modes d’exploitation de l’ILS devraient, normalement, être
associés aux divers niveaux d’intégrité et de continuité de service, de la manière suivante :
1) Niveau 2 : Performances recherchées pour un équipement ILS destiné à l’exploitation par faible
visibilité lorsque l’information de position fournie par l’ILS dans la phase d’atterrissage est complétée
par des repères visuels. Ce niveau constitue un objectif recommandé pour l’équipement destiné à
l’exploitation de catégorie I.
2) Niveau 3 : Performances recherchées pour un équipement ILS destiné à des opérations qui
dépendent beaucoup de l’information de position ILS jusqu’au toucher des roues. Ce niveau constitue
un objectif obligatoire pour l’équipement destiné aux opérations des catégories II et IIIA.
3) Niveau 4 : Performances recherchées pour l’équipement ILS destiné à des opérations qui
dépendent beaucoup de l’information ILS jusqu’à la fin de la course au sol. Ce niveau répond
essentiellement aux besoins de l’ensemble des opérations de catégorie III.
2.14.3 À titre d’exemple, on désignerait par II/D/3 la classe d’une installation ILS de catégorie de
performances II conforme aux critères de structure de radioalignement de piste correspondant aux
installations ILS de catégorie de performances III jusqu’au point D de l’ILS et aux objectifs du niveau 3
d’intégrité et de continuité du service

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2.14.4 Les classes ILS ne s’appliquent qu’aux installations au sol. Pour étudier les catégories
opérationnelles, il faut aussi prendre en compte des facteurs additionnels tels que les aptitudes de
l’exploitant, la protection des zones critiques et des zones sensibles, les critères relatifs aux
procédures et les aides auxiliaires (transmissomètres, feux, etc.).
2.15 Modulation de fréquence et de phase de la porteuse ILS
2.15.1 Outre la modulation MA 90 Hz et 150 Hz désirée des porteuses radioélectriques ILS, une
modulation de fréquence (MF) et/ou de phase (MP) non désirée peut exister. Cette modulation non
désirée peut causer des erreurs de centrage dans les récepteurs ILS du fait de la détection de pente
par ondulation dans la bande passante du filtre de la fréquence intermédiaire (FI).
2.15.2 Pour que cela se produise, la fréquence de la porteuse radioélectrique transposée doit tomber
sur une fréquence FI où la bande passante a une pente élevée. La pente convertit les changements
de fréquence 90 Hz et 150 Hz non désirés en MA des mêmes fréquences. De même, toute différence
dans l’excursion MF entre les composants 90 Hz et 150 Hz non désirés est convertie en DDM, qui
produit alors un décalage dans le récepteur. Ce mécanisme est identique pour la MP comme pour la
MF, étant donné que la MP produit un changement de fréquence égal au changement de phase
(radians) multiplié par la fréquence de modulation.
2.15.3 L’effet de la MF et/ou MP non désirée est additionné par addition vectorielle à la MA désirée.
La MF détectée est soit en phase soit en opposition de phase avec la MA, selon que la pente de la
bande passante à la FI de la porteuse est positive ou négative. La MP détectée est en quadrature
avec la MA, et peut aussi être positive ou négative selon la pente de la bande passante.

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2.15.4 La MF et/ou la MP non désirée provenant de fréquences autres que 90 Hz et 150 Hz, mais
passant par les filtres de tonalité de 90 Hz et 150 Hz du récepteur, peut également causer des
changements de la modulation MA 90 Hz et 150 Hz désirée de la porteuse radioélectrique ILS, se
traduisant par une erreur de décalage DDM dans le récepteur. Il est donc essentiel que lorsque l’on
mesure les niveaux de la MF et de la MP non désirées, on utilise des filtres de bande passante
d’audiofréquence dont la bande passante est au moins aussi large que celle des filtres de tonalité des
récepteurs ILS. Ces filtres sont en général insérés dans un équipement commercial d’essai de
comptage de la modulation entre les circuits de démodulation et de comptage, pour faire en sorte que
seuls les composants spectraux intéressant les applications ILS soient mesurés. Pour normaliser ces
mesures, les caractéristiques du filtre recommandées sont indiquées ci-dessous :
2.15.5 Les limites maximales préférées, indiquées ci-dessous, sont tirées des limites d’erreur de
centrage du récepteur ILS spécifiées dans les documents EUROCAE ED-46B et ED-47B, basées sur
la plus mauvaise corrélation observée jusqu’à présent entre les niveaux de modulation non désirée et
les erreurs de centrage.

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Note 1. — Cette colonne s’applique à l’excursion de fréquence maximale ou à l’excursion de crête de

la phase mesurée au moyen du filtre de tonalité de 90 Hz spécifié au § 2.15.4.
Note 2. — Cette colonne s’applique à l’excursion de fréquence maximale ou à l’excursion de crête de

la phase mesurée au moyen du filtre de tonalité de 150 Hz spécifié au § 2.15.4.
Note 3. — Cette colonne s’applique à la différence dans l’excursion de fréquence maximale entre les
mesures séparées de la MF 90 Hz non désirée (ou MP équivalente) et de la MF 150 Hz non désirée
(ou MP équivalente) que l’on obtient au moyen des filtres spécifiés au tableau du § 2.15.4. On calcule
l’excursion équivalente pour les valeurs MP mesurées de 90 Hz et de 150 Hz en multipliant chaque
mesure de la MP de crête en radians par sa fréquence de modulation correspondante en Hz.
3. Indications relatives au VOR/DVOR
3.1 Éléments indicatifs sur la puissance isotrope rayonnée équivalente (p.i.r.e) et la couverture
des installations VOR/DVOR
Note. — À moins d’indications contraires, tous les éléments indicatifs ci-dessous s’appliquent aux
signaux VOR et DVOR.
3.1.1 L’intensité de champ spécifiée au Chapitre 3, § 3.3.4.2, est fondée sur les facteurs suivants :
Sensibilité du récepteur de bord −117 dBW
Perte dans la ligne de transmission, perte par désaccord, variation
du diagramme polaire de l’antenne par rapport à une antenne isotrope +7 dB
Puissance requise à l’antenne −110 dBW
La puissance requise de −110 dBW est réalisée à 118 MHz avec une densité de puissance de −107
2
dBW/m . Cette intensité équivaut à 90 μV/m, c’est-à-dire à +39 dB par rapport à 1 μV/m.
Note. — La densité de puissance, dans le cas d’une antenne isotrope, peut être calculée de la
manière suivante :
où
2
Pd = densité de puissance, en dBW/m
Pa = puissance au point de réception, en dBW
λ = longueur d’onde, en mètres.
3.1.2 La Figure C-13 donne la p.i.r.e nécessaire pour réaliser une intensité de champ de 90 μV/m
2
(−107 dBW/m ). L’intensité de champ est directement proportionnelle au diagramme de rayonnement

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en site de l’antenne. Les diagrammes de rayonnement réels des antennes dépendent de plusieurs
facteurs tels que la hauteur du centre de phase de l’antenne au-dessus du niveau du sol (AGL), de la
rugosité du sol, de la forme du relief et de la conductivité du sol ainsi que du contrepoids. Cependant,
une valeur prudente est fournie pour tenir compte de la p.i.r.e. la plus faible dans les espaces entre
les lobes du diagramme réel de l’antenne de site. Lorsque des données système plus précises sont
disponibles, une estimation plus précise de la distance est admissible. Le Doc 9718 (Manuel relatif
aux besoins de l’aviation civile en matière de spectre radioélectrique — Énoncés de politique
approuvés de l’OACI) donne d’autres indications à ce sujet.
Note 1. — Les courbes sont basées sur le modèle de propagation IF-77 avec un rayon terrestre de
4/3 confirmé par des mesures.
Note 2. — Dans les indications fournies, la hauteur du contrepoids du VOR/DVOR au-dessus du

niveau du sol (AGL) qui définit le diagramme d’antenne est théoriquement établie à 3 m (10 ft) AGL
au-dessus d’un terrain plat. L’effet d’écran du terrain réduira la distance qui peut être obtenue.
Note 3. — La puissance émise nécessaire à la réalisation de la p.i.r.e indiquée dépend du gain de

l’antenne émettrice et des pertes dans le câble. Par exemple, une p.i.r.e. de 25 dBW peut être

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obtenue par un VOR avec une puissance de sortie de 100 W, une perte dans le câble de 1 dB et un
gain d’antenne de 6 dBi.
3.2 Indications relatives à l’implantation du VOR

3.2.1 Le VOR est sensible aux perturbations provoquées par les multitrajets dus au terrain
environnant, aux bâtiments, aux arbres et aux lignes électriques. Il faut donc en tenir compte lors du
choix de l’emplacement d’une nouvelle installation ou de l’examen de l’acceptabilité des projets de
construction au voisinage d’emplacements existants. Le VOR Doppler résiste mieux aux perturbations
par multitrajets que le VOR classique et peut être utilisé pour obtenir des performances acceptables
dans les emplacements où les multitrajets sont plus nombreux.
Note. — Le document ED-52 (Amendement no 1 compris) de l’Eurocae, la directive 6820.10 de la
Federal Aviation Administration des États-Unis et le Doc EUR 015 (première édition) de l’OACI
donnent des éléments indicatifs sur l’implantation du VOR.
3.2.2 L’incidence des parcs éoliens sur les VOR représente un problème croissant dans de nombreux
États en raison de l’intérêt de plus en plus grand porté aux sources d’énergie de remplacement. Cette
incidence est difficile à évaluer pour plusieurs raisons, notamment :
a) l’effet cumulatif d’un groupe d’éoliennes peut être inacceptable même si l’effet de chaque éolienne
peut être acceptable isolément ;
b) les erreurs les plus défavorables peuvent se produire lorsque les pales des hélices sont au repos
(en raison de vitesses trop fortes ou trop faibles du vent). L’erreur réelle est fonction de l’orientation de
l’éolienne et de la position des pales lorsqu’elles sont au repos ;
c) il est probable que les erreurs les plus importantes se produiront à la limite de la couverture et à de
faibles angles de site ;
d) en raison des facteurs indiqués ci-dessus, il est peu probable que les erreurs les plus défavorables
puissent être confirmées par une inspection en vol.
3.2.3 Les simulations par ordinateur peuvent être utilisées pour évaluer l’effet des parcs éoliens sur
les VOR en utilisant les hypothèses les plus défavorables indiquées ci-dessus.
3.3 [Réservé]
3.4 Critères d’espacement géographique des installations VOR
3.4.1 En utilisant les valeurs données dans le Tableau C-3, il convient de noter qu’elles procèdent des
formules adoptées pour des altitudes données. En appliquant ces valeurs, les réunions régionales
n’accorderaient une protection que jusqu’à l’altitude et à la distance exigées par l’exploitation et, par
application des formules, des critères peuvent être calculés pour une distance ou une altitude
quelconque.

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3.4.2 Les valeurs données sont calculées en admettant que la réjection effective du canal adjacent
par le récepteur de bord est telle que l’atténuation est supérieure à 60 dB pour le canal assignable
suivant.
3.4.3 Les valeurs données sont calculées en admettant que la protection contre le brouillage du signal
utile par le signal nuisible est de 20 dB, chiffre qui correspond à une erreur de relèvement due au
signal nuisible de moins de 1°.
3.4.4 Il est reconnu qu’en cas d’exploitation sur canaux adjacents il existe un espace réduit au
voisinage d’une installation VOR à l’intérieur duquel un récepteur de bord utilisant une autre
installation VOR peut subir un brouillage. Toutefois, la largeur de cet espace est si faible que la durée
du brouillage serait négligeable et, en tout état de cause, il est probable que l’aéronef passerait d’une
installation à l’autre.
3.4.5 Les formules adoptées pour calculer les espacements géographiques sont les suivantes :
A — Espacement géographique minimal (canal commun) :

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C — Espacement géographique (canaux adjacents) (récepteurs conçus pour un espacement de 100

kHz entre canaux dans un environnement où l’espacement est de 50 kHz entre canaux)
Si l’on utilise des récepteurs dont la réjection effective globale du canal adjacent ne dépasse pas 26
dB (c’est le cas d’un récepteur conçu pour un espacement de 100 kHz utilisé en présence
d’équipement fonctionnant avec un espacement de 50 kHz), il convient de remplacer par des formules
pour canaux adjacents ci-dessus, le chiffre 40 par le chiffre 6. Dans ce cas, il ne faut pas employer la
formule de coïmplantation, étant donné que la protection risque d’être marginale.
Ceci conduit à la formule suivante :

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Dans les formules ci-dessus :
D1 et D2 = distances de service exigées des deux installations (km)
K = rapport de la puissance apparente rayonnée de l’installation de portée D 1 à la puissance

apparente rayonnée de l’installation de portée D2
Note. — Si la puissance apparente rayonnée correspondant à D 2 est la plus élevée, K aura

une valeur négative.
S = pente de la courbe représentant le rapport de l’intensité du signal à la distance, pour une

altitude constante (dB/km).
3.4.6 Les valeurs données dans le Tableau C-3 sont fondées sur l’existence d’un environnement où
les récepteurs embarqués peuvent fonctionner correctement.
3.4.6.1 En vue de la protection des récepteurs conçus pour un espacement de 50 kHz entre canaux,
3.4.6.2 En vue de la protection des récepteurs conçus pour un espacement de 100 kHz entre canaux,

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diffèrent de 100 kHz
3.4.7 L’emploi des valeurs données au § 3.4.6 ou d’autres valeurs convenant à des distances et des
altitudes utiles différentes suppose que l’on admet les hypothèses fondamentales sur lesquelles
repose cette méthode approximative de calcul des espacements ; l’application de ces valeurs ne sera
correcte que dans les limites fixées par ces hypothèses. Ces dernières admettent notamment que le
taux de variation de l’intensité du signal avec la distance (facteur S), aux différentes altitudes de
réception, s’applique seulement au-dessus de l’horizon radio, pour des angles de site au VOR
pouvant atteindre environ 5°. Si une détermination plus précise des distances d’espacement est
nécessaire dans les régions où il y a encombrement de fréquences, ces distances peuvent être
calculées pour chaque installation d’après les courbes de propagation appropriées.
3.4.8 Le déploiement d’un espacement de 50 kHz entre canaux exige l’observation des dispositions
des § 3.3.2.2 et 3.3.5.7 du Chapitre 3, ainsi que du RAM 15 Partie 5, Chapitre 4, § 4.2.4. Lorsque,
pendant la période initiale de conversion d’un espacement de 100 kHz entre canaux à un espacement
de 50 kHz, il est indispensable, par suite de circonstances particulières, de tenir compte des
installations VOR voisines qui ne sont pas conformes aux dispositions des § 3.3.2.2 et 3.3.5.7 du
Chapitre 3 et du RAM 15 Partie 5, Chapitre 4, § 4.2.4, il faudra adopter un espacement géographique
plus grand entre ces installations et les nouvelles installations utilisant un espacement de 50 kHz
entre canaux afin d’assurer que l’erreur de relèvement due au signal parasite soit inférieure à 1°. Si
l’on admet que les niveaux d’harmoniques de la composante à 9 960 Hz de la bande latérale du signal
émis par ces installations ne dépassent pas les valeurs suivantes :
9 960 Hz : 0 dB (niveau de référence)

e
2 harmonique : −20 dB
e
3 harmonique : −30 dB
e
à partir du 4 harmonique : −40 dB
les formules d’espacement du § 3.4.5 ci-dessus devraient être appliquées comme suit :
a) lorsqu’il suffit d’assurer la protection de récepteurs conçus pour un espacement de 50 kHz entre
canaux, la valeur de 40 devrait être remplacée par la valeur 20 dans la formule de l’alinéa B —
emplacements différents ;

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b) lorsqu’il est nécessaire d’assurer la protection de récepteurs conçus pour un espacement de 100
kHz entre canaux, la formule de l’alinéa A — canal commun, doit être appliquée dans la gamme
d’altitudes pour laquelle cette protection est requise.
3.4.9 Lorsqu’il est prévu d’associer des installations DME/N et VOR, comme il est indiqué au Chapitre
3, § 3.5.3.3.5, et lorsque ces installations ont le même volume utile, les distances d’espacement
géographique des installations sur canaux adjacents ainsi que sur canal commun requise pour le
DME sont respectées de façon satisfaisante si l’on applique la distance d’espacement des
installations VOR, calculée d’après les indications de cette section, à condition que la distance entre le
VOR et le DME ne soit pas supérieure à 600 m (2 000 ft). Un risque de brouillage peut également
exister lors de la mise en œuvre de canaux Y du DME, car le brouillage entre deux stations au sol
DME espacées de 63 MHz pourrait se produire si la transmission et la réception s’effectuent sur la
même fréquence. (Par exemple, des émissions provenant du canal 17 Y pourraient brouiller la
réception sur les canaux 80 X et 80 Y.) Afin de prévenir toute désensibilisation du récepteur au sol en
raison de ce brouillage, il est nécessaire de prévoir un espacement minimal de 18,5 km (10 NM) entre
deux installations.
3.5 Critères d’espacement géographique entre installations VOR et ILS
3.5.1 En utilisant les valeurs des § 3.5.3.1 et de 3.5.3.2, ne pas oublier qu’elles reposent sur les
hypothèses suivantes :
a) les caractéristiques du récepteur d’alignement de piste sont celles indiquées au § 2.6.2, et les
caractéristiques du récepteur VOR sont celles indiquées au § 3.4.2 ;
b) le rapport de protection, pour le système ILS et pour le système VOR, est de 20 dB, conformément
aux dispositions des § 2.6.3 et 3.4.3 respectivement ;
c) le point de protection de l’ILS est à une distance utile de 46,25 km (25 NM) dans la direction
d’utilisation et à une altitude de 1 900 m (6 250 ft).
Note. — À présent qu’il existe des antennes de radioalignement de piste ILS très directives, le point
de protection le plus critique ne sera pas situé dans le prolongement de l’axe de piste. Avec les
antennes directives, les points de protection critiques se trouvent à une distance maximale, à ±10° ou
±35° de cet axe. La protection de ces points devrait être examinée lors du processus d’assignation
des fréquences.
3.5.2 Bien que les installations VOR et ILS internationales ne fonctionnent pas sur la même
fréquence, il se pourrait qu’une installation VOR internationale fonctionne à titre temporaire sur la
même fréquence qu’une installation ILS nationale et sur une base comparable. C’est pourquoi des
indications sont données non seulement au sujet de la séparation géographique nécessaire entre

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installations VOR et ILS fonctionnant sur des canaux espacés de 50 kHz ou de 100 kHz, mais aussi
au sujet des installations fonctionnant sur le même canal.
3.5.3 Compte tenu des différentes caractéristiques d’utilisation des deux équipements, les critères
d’espacement géographique minimal entre VOR et ILS pour éviter tout brouillage nuisible sont
indiqués séparément pour chaque installation s’il y a lieu.
3.5.3.1 Fonctionnement sur le même canal
a) La protection du système ILS exige qu’un VOR ayant une puissance apparente rayonnée de 17
dBW (50 W) ne soit pas situé à moins de 148 km (80 NM) du point de protection ILS.
b) En supposant qu’un VOR ayant une puissance apparente rayonnée de 17 dBW (50 W) doive être
protégé à une distance utile de 46,25 km (25 NM) et à une altitude de 3 000 m (10 000 ft), la
protection du système VOR exige que l’ILS ne soit pas situé à moins de 148 km (80 NM) du VOR.
c) S’il faut protéger le VOR à 92,5 km (50 NM) et 6 000 m (20 000 ft) par exemple, l’ILS ne doit pas
être situé à moins de 250 km (135 NM) du VOR.
3.5.3.2 Fonctionnement sur canaux adjacents. La protection du système VOR est effectivement
assurée sans espacement géographique entre les installations. Toutefois :
a) dans le cas d’un récepteur d’alignement de piste conçu en vue d’un espacement de 100 kHz entre
les canaux et utilisé dans une région où les assignations aux aides à la navigation sont espacées de
100 kHz, la protection du système ILS exige que le VOR ayant une puissance apparente rayonnée de
17 dBW (50 W) ne soit pas situé à moins de 9,3 km (5 NM) du point de protection ILS ;
b) dans le cas d’un récepteur d’alignement de piste conçu en vue d’un espacement de 100 kHz entre
les canaux et utilisé dans une région où les assignations aux aides à la navigation sont espacées de
50 kHz, la protection du système ILS exige que le VOR ayant une puissance apparente rayonnée de
17 dBW (50 W) ne soit pas situé à moins de 79,6 km (43 NM) du point de protection ILS.
3.5.4 L’emploi des valeurs données au § 3.5.3 ou d’autres valeurs convenant à des distances et des
altitudes utiles différentes suppose que l’on admet les hypothèses fondamentales sur lesquelles
repose cette méthode approximative de calcul des espacements ; l’application de ces valeurs ne sera
correcte que dans les limites fixées par ces hypothèses. Si une détermination plus précise des
distances d’espacement est nécessaire dans les régions où il y a encombrement de fréquences, ces
distances peuvent être calculées pour chaque installation d’après les courbes de propagation
appropriées.
3.5.5 La protection du système ILS contre le brouillage du VOR est nécessaire lorsque l’installation
VOR est située à proximité d’une trajectoire d’approche ILS. En pareil cas, pour éviter la perturbation
des signaux de sortie du récepteur ILS par suite d’effets possibles de transmodulation, il convient
d’utiliser un espacement de fréquences approprié entre les canaux ILS et VOR. L’espacement des

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fréquences sera fonction du rapport entre les densités de champ du VOR et de l’ILS, et des
caractéristiques de l’installation de bord.
3.6 Fonction réception
3.6.1 Sensibilité. Il est recommandé que, après avoir tenu compte comme il convient du désaccord du
feeder de bord, de la perte par atténuation et de la variation du diagramme de rayonnement polaire de
l’antenne, la sensibilité de la fonction réception soit suffisante pour obtenir, dans un nombre élevé de
cas, un signal de sortie ayant la précision spécifiée au § 3.6.2 avec un signal ayant une intensité de
2
champ de 90 μV/m ou −107 dBW/m .
3.6.2 Précision. La proportion attribuable à l’installation de bord ne devrait pas dépasser ±3° avec une
probabilité de 95 %.
Note 1. — L’évaluation de la proportion d’erreur attribuable au récepteur ne doit pas nécessairement

tenir compte :
1) des tolérances des composantes de modulation de l’installation VOR au sol, telles qu’elles sont
définies dans le Chapitre 3, § 3.3.5 ;
2) de la variation du niveau de signal et de la fréquence porteuse de l’installation VOR au sol ;
3) des effets des signaux inutiles VOR et ILS.
Note 2. — On estime que l’installation VOR de bord ne comporte pas d’éléments spéciaux qui
pourraient permettre de traiter les données VOR à bord de l’aéronef mais qui risquent d’ajouter leurs
propres erreurs (notamment indicateur radiomagnétique [RMI]).
3.6.3 Fonctionnement du dispositif avertisseur. Dans les conditions idéales, le dispositif avertisseur
devrait avertir le pilote lorsque le matériel au sol ou le matériel de bord est dans un état de
fonctionnement inacceptable. La mesure dans laquelle cet idéal peut être atteint est indiquée ci-après.
3.6.3.1 C’est la somme des deux courants qui proviennent des éléments 30 Hz et 9 960 Hz de la
composante de relèvement du signal VOR qui fait fonctionner l’avertisseur ; il s’ensuit que, si ces
éléments sont soustraits de la porteuse rayonnée, les voyants apparaissent. Comme le dispositif de
contrôle VOR monté au sol supprime les composantes de relèvement chaque fois que se présente au
sol un cas de fonctionnement inacceptable, le fait que le système est inutilisable sera immédiatement
signalé à bord de l’aéronef.
3.6.3.2 Le courant qui fait fonctionner l’avertisseur dépend aussi des caractéristiques du contrôle
automatique de gain du récepteur de bord et également de tout gain intervenant après le second
étage de détection du récepteur. Si donc le voyant ne disparaît totalement qu’au moment où un
récepteur de bord correctement réglé reçoit un signal VOR conforme aux caractéristiques de

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modulation figurant au Chapitre 3, § 3.3.5, il s’ensuit que ce voyant apparaîtra lorsque se produira une
baisse du gain total du récepteur.
Note. — Sur certains types de récepteur, les fonctions indiquées ci-dessus sont assurées par des
dispositifs avertisseurs autres que des voyants mécaniques.
3.6.4 Sensibilité du récepteur VOR aux signaux VOR et aux signaux d’alignement de piste
3.6.4.1 Le récepteur doit être conçu de manière à fonctionner correctement dans l’environnement
suivant :
diffèrent de 50 kHz ; (Au cours des essais au banc du récepteur, dans ce premier cas de signal
parasite sur canal adjacent, on fait varier la fréquence du signal parasite dans la gamme définie par la
tolérance combinée de fréquence de la station sol [±9 kHz] et du récepteur.)
Note 1. — Il est reconnu que tous les récepteurs ne remplissent pas actuellement la condition b) mais,
à l’avenir, tous les équipements devront être conçus pour la remplir.
Note 2. — Dans certains États, une tolérance moindre est appliquée à la station sol.
3.6.5 Caractéristiques d’insensibilité des systèmes récepteurs VOR au brouillage causé par des
signaux de radiodiffusion FM VHF
3.6.5.1 En ce qui concerne la note du § 3.3.8 du Chapitre 3, les caractéristiques d’immunité qui sont
définies doivent être mesurées en regard d’une mesure convenue de dégradation des caractéristiques
normales du récepteur et dans des conditions normalisées pour le signal utile d’entrée. Cela est
nécessaire pour garantir que la vérification du matériel d’épreuve au banc d’essai peut être effectuée
par rapport à une série de conditions et de résultats qui peuvent être répétés, et pour faciliter
l’approbation ultérieure de ceux-ci. On trouve de plus amples renseignements à ce sujet dans la
Recommandation SM.1140,Procédures d’essai pour la mesure des caractéristiques des récepteurs du
service de radionavigation aéronautique servant à déterminer la compatibilité entre le service de
radiodiffusion sonore dans la bande des 87–108 MHz et les services aéronautiques dans la bande
des 108–118 MHz, de l’UIT-R.
Note. — Les MOPS sur le récepteur VOR (DO-196 de la RTCA et ED-22B de l’Eurocae) contiennent
aussi des procédures d’essai du récepteur.

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3.6.5.2 Des formules adoptées d’un commun accord devraient être utilisées pour évaluer les
incompatibilités potentielles entre récepteurs répondant aux critères généraux d’insensibilité au
brouillage, spécifiés au § 3.3.8 du Chapitre 3. Ces formules fourniront des éclaircissements sur les
caractéristiques d’insensibilité des divers récepteurs contre le brouillage du rayonnement non
essentiel (type A1), le brouillage hors bande (type A2), le brouillage de troisième ordre entre deux et
trois signaux (type B1) et le brouillage dû à l’encombrement/désensibilisation (type B2). On trouve de
plus amples renseignements à ce sujet dans la Recommandation IS.1009-1, Compatibilité entre le
service de radiodiffusion sonore dans la bande d’environ 87–108 MHz et les services aéronautiques
dans la bande 108–137 MHz, de l’UIT-R.
3.7 Précision du système VOR
Note. — Des éléments indicatifs sur la détermination des valeurs de performances du système VOR
figurent également dans le RAM 11Partie 2, Supplément A.
3.7.1 Objet. Les éléments indicatifs qui suivent sont destinés à faciliter l’utilisation des systèmes VOR.
Ils n’ont pas pour objet de représenter des normes d’espacement latéral ou des marges minimales de
franchissement d’obstacles, bien qu’ils puissent fournir toutefois un point de départ en vue de leur
détermination. L’établissement de normes d’espacement ou de marges minimales de franchissement
d’obstacles tiendra nécessairement compte de nombreux facteurs dont il n’est pas question dans le
texte suivant.
3.7.1.1 Il y a lieu toutefois d’indiquer un chiffre en ce qui concerne la précision d’emploi du système
pour servir de guide aux États dans la planification des systèmes VOR.
3.7.2 Signification des expressions utilisées. Les expressions suivantes sont utilisées dans le sens
indiqué :
a) Erreur de signal d’axe radial VOR. Différence entre le relèvement magnétique nominal d’un point
mesuré à partir de la station VOR au sol, et le relèvement indiqué par le signal VOR au même point.
L’erreur de signal d’axe radial VOR se compose de certains éléments stables (tels que l’erreur de
décalage de l’alignement et la plupart des erreurs dues à l’emplacement et au relief) et de certaines
erreurs variables aléatoires. L’erreur de signal d’axe radial VOR est associée uniquement à la station
au sol et exclut tout autre facteur d’erreur, comme l’erreur d’équipement de bord et l’élément pilotage.
b) Erreur de variabilité d’axe radial VOR. Partie de l’erreur de signal d’axe radial VOR dont on peut
prévoir la variation de part et d’autre du restant, essentiellement constant, de cette erreur. L’erreur de
variabilité d’axe radial est la somme des erreurs variables.
c) Erreur de décalage d’axe radial VOR. Partie de l’erreur de signal d’axe radial VOR qui est stable et
peut-être considérée comme fixe pendant de longues périodes de temps.

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d) Erreur d’équipement VOR de bord. Erreur attribuable à l’inaptitude de l’équipement de bord à

traduire correctement le relèvement contenu dans le signal d’axe radial. Participent à cette erreur le
récepteur de bord et les instruments utilisés pour présenter les renseignements en question au pilote.
e) Erreur globale VOR. Différence entre le relèvement magnétique réel d’un point mesuré à partir de
la station VOR au sol, et le relèvement indiqué par l’équipement VOR de bord de précision
déterminée. Plus simplement, c’est l’erreur qui entache les renseignements présentés au pilote,
compte tenu non seulement des erreurs de station au sol et de parcours de l’onde, mais de l’erreur
attribuable au récepteur VOR de bord et à ses instruments. On emploie l’erreur de signal d’axe radial
VOR tout entière, fixe comme variable.
f) Élément pilotage VOR. Erreur de navigation VOR imputable au fait que le pilote ne peut pas
maintenir, ou ne maintient pas, l’aéronef avec précision, sur l’axe radial ou le relèvement VOR qui lui
est indiqué.
g) Erreur d’emploi du système VOR. Racine carrée de la somme des carrés de l’erreur globale VOR
et de l’élément pilotage. Cette combinaison peut servir à déterminer la probabilité, pour l’aéronef, de
demeurer en deçà de limites spécifiées lorsqu’il emploie le VOR.
3.7.3 Calcul de la précision d’emploi du système VOR
3.7.3.1 Le calcul de la précision d’emploi du système VOR fait intervenir les éléments d’erreur
suivants :
a) Erreur de signal d’axe radial VOR (Eg). Cet élément se compose de l’erreur de décalage d’axe
radial et de l’erreur de variabilité d’axe radial. Il se calcule en considérant des facteurs tels que le
décalage fixe d’axe radial, le contrôle, les effets du relief et les modifications des conditions
ambiantes.
b) Erreur d’équipement de bord VOR (Ea). Cet élément englobe tous les facteurs qui causent des
erreurs dans l’installation de bord VOR. (Il n’est pas tenu compte des erreurs qui proviennent de
l’emploi du compas dans certains dispositifs d’affichage VOR.)
c) Élément pilotage VOR (Ep). La valeur considérée pour cet élément est celle qui est utilisée dans les
PANS-OPS (Doc 8168) en ce qui concerne la tolérance pour le pilote.
Note. — Il existe également une erreur de mesure ; toutefois, on peut estimer que les autres valeurs
d’erreur suffisent dans une analyse généralisée des erreurs.
3.7.3.2 Étant donné que les erreurs mentionnées aux alinéas a), b) et c), lorsqu’elles sont considérées
sur une base de système (et non en ce qui concerne un axe radial quelconque), sont des variables
indépendantes, elles peuvent être combinées en effectuant une somme quadratique lorsque tous les
éléments sont affectés du même coefficient de probabilité. Pour les besoins des présentes indications,
chaque élément est considéré comme ayant une probabilité de 95 %.

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Les formules suivantes ont donc été calculées :
Erreur globale VOR =
Erreur d’emploi du système VOR =
3.7.3.3 Les exemples suivants permettront de calculer seulement l’erreur d’emploi du système VOR,
mais il est également possible de calculer, au besoin, l’erreur globale VOR. Il est possible d’évaluer,
au moyen de ces formules, l’incidence de l’amélioration ou de la détérioration d’un ou de plusieurs
éléments d’erreur sur le système.
Note. — Il convient de noter que tous les chiffres indiqués pour l’erreur de signal d’axe radial VOR se
rapportent à des axes pour lesquels aucune restriction n’a été publiée.
3.7.3.4 Compte tenu des réserves exprimées au § 3.7.1, on estime qu’une précision d’emploi du
système VOR de ±5°, sur la base d’une probabilité de 95 %, constitue une valeur convenable que les
États pourront utiliser, pour les besoins de la planification, lorsqu’ils étudieront l’application pratique du
système VOR (voir néanmoins le § 3.7.3.5). Cette valeur correspond à l’ensemble des erreurs ci-
après :
Erreur de signal d’axe radial VOR :
±3° (probabilité de 95 %), valeur facilement réalisée dans la pratique.
Erreur d’équipement de bord VOR :
±3° (probabilité de 95 %), valeur de la caractéristique essentielle de système (voir le § 3.6.2).
Élément pilotage VOR :
±2,5° (probabilité de 95 %), conforme aux PANS-OPS (voir également le § 3.7.3.8).
3.7.3.5 Bien que le chiffre de ±5° (probabilité de 95 %) constitue une valeur utile basée sur une large
expérience pratique et qu’un grand nombre d’États l’utilisent, il y a lieu de noter que ce chiffre ne peut
être obtenu que si les éléments d’erreur qui le composent demeurent en deçà de certaines tolérances.
Il est évident que si les erreurs imputables aux éléments du système VOR sont plus importantes que
les valeurs indiquées, l’erreur d’emploi du système VOR qui en résulte sera également plus
importante. Inversement, lorsqu’un élément d’erreur, ou tous les éléments d’erreur du système VOR,
sont plus faibles que les éléments utilisés dans le calcul ci-dessus, l’erreur d’emploi du système VOR
qui en résulte sera également plus faible.
3.7.3.6 Les exemples suivants, qui résultent également de l’expérience pratique, fournissent aux États
des indications supplémentaires en matière de planification :
A. Erreur de signal d’axe radial VOR :

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±3,5° (probabilité de 95 %), utilisée par certains États comme erreur totale de l’installation au sol.
Erreur d’équipement VOR de bord :
±4,2° (probabilité de 95 %), reconnue dans certains États comme valeur de performance minimale
pour certaines catégories d’exploitation.
Précision d’emploi calculée du système VOR :
±6° (probabilité de 95 %).
B. Erreur de signal d’axe radial VOR :
±1,7° (probabilité de 95 %), basée sur de nombreuses mesures effectuées en vol, dans un État, sur
un grand nombre d’installations VOR.
Erreur d’équipement VOR de bord :
±2,7° (probabilité de 95 %), obtenue au cours de nombreux vols de compagnies de transport aérien.
Précision d’emploi calculée du système VOR :
±4° (probabilité de 95 %).
3.7.3.7 Il est possible de mettre en application le système VOR, d’une manière plus réaliste, en
évaluant les erreurs qui se produisent effectivement dans certains cas particuliers plutôt qu’en utilisant
des généralisations globales susceptibles de donner des résultats exagérément optimistes ou
pessimistes. Il est possible d’utiliser, dans des cas particuliers, une valeur de la précision d’emploi du
système inférieure à ±5° si un ou plusieurs éléments d’erreur sont plus faibles que les valeurs utilisées
pour obtenir ce chiffre de ±5°. Inversement, il sera nécessaire d’utiliser une valeur de la précision
d’emploi du système supérieure à ±5° lorsqu’il est notoire que les axes VOR sont de qualité médiocre
ou que des erreurs importantes d’emplacement se produisent, ou pour d’autres raisons. Cependant, il
est indispensable d’assortir ce conseil d’un avertissement relatif à l’utilisation de valeurs plus faibles
pour des éléments individuels d’erreur du système (par exemple l’erreur de signal d’axe radio VOR)
dans l’hypothèse d’une amélioration globale de la précision du système. De nombreux indices
montrent que tel n’est pas nécessairement le cas dans certaines circonstances et que des valeurs
plus faibles de la précision globale ne devraient pas être appliquées s’il n’est pas autrement confirmé
(par observation radar) qu’une amélioration effective des performances globales est bien obtenue.

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3.7.3.8 Il y a lieu de noter que, dans les systèmes angulaires comme le VOR, l’erreur due à l’élément
pilotage, exprimée sous forme d’angle, sera d’autant plus grande que l’aéronef se rapproche de la
source ponctuelle. Ainsi, tandis que la participation de l’erreur de l’installation au sol et de l’erreur
d’équipement de bord, exprimées sous forme d’angle, est, à toute fin pratique, constante à toutes les
distances, il est nécessaire lorsque l’on considère les valeurs d’ensemble de la précision d’emploi du
système, de tenir compte de l’erreur plus importante due à l’élément pilotage qui se produit lorsque
l’aéronef se rapproche du VOR. Toutefois, près de l’installation, ces erreurs plus importantes dues à
l’élément pilotage n’entraînent pas des écarts latéraux importants par rapport à l’alignement.
3.8 Points de transition pour VOR
Des éléments indicatifs sur l’établissement de points de transition sur les routes ATS définies par VOR
figurent dans le RAM 11Partie 2 Supplément A.
4. Système radar d’approche de précision
Les Figures C-14 à C-18 illustrent quelques-unes des normes et font l’objet du Chapitre 3, § 3.2.

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5. Spécifications des radiobornes de navigation en route émettant sur 75 MHz
5.1 Réseaux d’antennes
5.1.1 Généralités. Une description est donnée ci-dessous de types de réseaux d’antennes
fréquemment utilisés en pratique. Ces types revêtent les formes les plus simples répondant aux
besoins normaux ; il se peut qu’il soit nécessaire, dans certains cas, de disposer de réseaux
présentant de meilleures caractéristiques (voir note au § 5.1.4).
5.1.2 Radiobornes Z
a) Système rayonnant : réseau de deux dipôles horizontaux disposés à angle droit l’un de l’autre ;
chaque dipôle comprend deux éléments rayonnants demi-onde, en ligne, et dont les centres sont
écartés d’une demi-longueur d’onde environ ; les dipôles sont montés à un quart de longueur d’onde
au-dessus du contrepoids. Les courants des dipôles et de leurs éléments respectifs sont réglés
comme suit :
1) les courants dans les deux dipôles sont égaux mais en quadrature de phase (différence de phase :
90°) ;
2) les courants dans les deux éléments rayonnants d’un même dipôle sont égaux et en phase.
b) Contrepoids : contrepoids carré de dimensions minimales 9 m × 9 m habituellement placé à 1,80 m

(6 ft) environ au-dessus du sol et dont les mailles, si le contrepoids est constitué de treillis métallique,
ne doivent pas avoir plus de 7,5 cm × 7,5 cm.
5.1.3 Radiobornes en éventail pour vols à faible altitude seulement (radiobornes en éventail à faible
puissance).
Système rayonnant capable de fournir les intensités de champ indiquées du Chapitre 3, § 3.1.7.3.2.
5.1.4 Radiobornes en éventail d’usage général (radiobornes en éventail à grande puissance)
a) Système rayonnant : réseau de quatre éléments rayonnants horizontaux demi-onde (sensiblement),

en ligne, montés à un quart de longueur d’onde environ au-dessus du contrepoids. Les courants dans
chacun des éléments de l’antenne devraient être en phase et présenter un rapport d’intensité de
1:3:3:1.
Note. — La répartition de courant entre les éléments et la hauteur des éléments au-dessus du
contrepoids peuvent être modifiées pour obtenir des diagrammes de rayonnement spéciaux
répondant à des besoins d’exploitation déterminés. Le diagramme de rayonnement vertical peut être
amélioré, afin de répondre à certains besoins d’exploitation, en ajustant la hauteur des dipôles au-
dessus du contrepoids entre un quart de longueur d’onde et une demi-longueur d’onde tout en restant
au-dessous de cette dernière valeur.

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b) Contrepoids : contrepoids rectangulaire de dimensions minimales 6 m × 12 m, habituellement situé

à 1,80 m (6 ft) au-dessus du sol et dont les mailles, si le contrepoids est constitué de treillis
métallique, ne doivent pas avoir plus de 7,5 cm × 7,5 cm.
5.2 Identification en code des radiobornes en éventail associées à un radioalignement à quatre

faisceaux
5.2.1 Les radiobornes en éventail situées sur les faisceaux d’un radioalignement à quatre faisceaux
n’ont normalement pas besoin d’émettre un signal les identifiant par rapport à un point géographique
déterminé, mais seulement un signal indiquant le faisceau auquel elles sont associées.
5.2.2 Dans le cas d’un radioalignement à quatre faisceaux n’ayant pas plus d’une radioborne par
faisceau, il est courant d’identifier par un seul trait la radioborne située sur le faisceau orienté vers le
nord (vrai) ou dont la direction, en tournant dans le sens des aiguilles d’une montre (vers l’est) est la
plus voisine du nord, et d’identifier par deux, trois ou quatre traits chacune des radiobornes suivantes,
suivant qu’elle est située sur le deuxième, le troisième ou le quatrième faisceau en tournant autour du
radioalignement dans le sens des aiguilles d’une montre. Lorsqu’il y a plus d’une radioborne sur un
faisceau, la radioborne la plus proche de la station est identifiée par deux points suivis de traits, la
troisième par trois points suivis de traits, etc.
Note. — Dans certaines circonstances spéciales, le système de code ci-dessus peut provoquer des
ambiguïtés, en raison de la proximité géographique de deux radiobornes associées aux faisceaux de
radiophares d’alignement différents mais dont les couvertures se chevauchent. Il est alors souhaitable
d’utiliser un code d’identification distinct pour l’une des radiobornes.
6. Indications relatives au NDB
6.1 Indications sur l’intensité de champ des NDB nécessaire entre 30°N et 30°S de latitude
6.1.1 Pour assurer un service satisfaisant dans les limites de la couverture nominale d’un NDB situé
entre 30°N et 30°S de latitude, il convient de réaliser une intensité de champ minimal de 120 μV/m
sauf là où l’expérience de plusieurs années a montré qu’une intensité de champ minimal de 70 μV/m
est suffisante pour remplir toutes les conditions d’exploitation. Dans certaines régions particulières,
des intensités de champ bien supérieures à 120 μV/m seront nécessaires. Parmi ces régions on peut
mentionner :
a) l’Indonésie et la Papouasie-Nouvelle-Guinée, le Myanmar, la péninsule malaise, la Thaïlande, la

République démocratique populaire lao, le Cambodge, le Viet Nam et l’Australie septentrionale ;
b) les Caraïbes et la partie nord de l’Amérique du Sud ;
c) le centre et le centre-sud de l’Afrique.

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6.1.2 La valeur de 120 μV/m est fondée sur l’expérience pratique et elle constitue un compromis entre
la valeur qui serait souhaitable du point de vue technique et la valeur économiquement admissible.
6.2 Signification et application des couvertures nominale et effective
6.2.1 Couverture nominale
6.2.1.1 La couverture nominale définie dans le Chapitre 3, § 3.4.1, permet d’exprimer les
performances réelles du NDB, de façon mesurable, celles-ci étant fonction de la fréquence, de la
puissance rayonnée et de la conductivité du parcours entre le NDB et un point de la limite de
couverture où la valeur minimale de l’intensité de champ est spécifiée.
6.2.1.2 Il a été constaté que la couverture nominale est utile pour faciliter la planification régionale et
qu’elle peut parfois être reliée à la couverture effective.
6.2.1.3 L’utilisation de la couverture nominale dans la planification des fréquences est régie par les
critères suivants.
6.2.1.3.1 Il convient de déployer les fréquences, compte tenu de la couverture nominale des NDB en
cause, de telle façon que le rapport entre l’intensité de champ d’un NDB à la limite de sa couverture
nominale et l’intensité de champ totale résultant des stations fonctionnant sur le même canal et des
stations fonctionnant sur des canaux adjacents (en prévoyant une marge suffisante pour tenir compte
des caractéristiques de sélectivité du récepteur de bord type) ne soit pas inférieur à 15 dB de jour.
6.2.1.3.2 Les valeurs indiquées au Supplément B du RAM 15 Partie 5 devraient être appliquées en ce
qui concerne l’atténuation des signaux sur canaux adjacents.
6.2.1.4 L’application de la couverture nominale au plan de déploiement des fréquences a pour

résultat, sauf spécification contraire, que la protection contre les brouillages nuisibles ne peut être
assurée que dans les limites de la couverture nominale d’un NDB et à condition que la puissance
rayonnée des NDB soit réglée de manière à assurer, avec une marge assez serrée, l’intensité de
champ nécessaire à la limite de la couverture nominale. Dans les régions à forte densité de NDB,
tout NDB émettant, à la limite de sa couverture nominale, un signal sensiblement supérieur à la valeur
agréée pour la région intéressée, provoquera des brouillages nuisibles dans les limites de la
couverture nominale des NDB de ladite région fonctionnant sur le même canal ou sur des canaux
adjacents et restreindra le nombre des NDB qui peuvent être mis en œuvre dans la région étant
donné la partie du spectre disponible. Il importe donc de ne pas augmenter, sans coordination
préalable avec les administrations des autres stations qui risquent de s’en ressentir (voir le Chapitre 3,
§ 3.4.3), la puissance rayonnée au-delà de la valeur nécessaire pour assurer la couverture nominale,
notamment de nuit lorsque la propagation de l’onde d’espace peut provoquer des brouillages à grande
distance.

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6.2.1.5 L’établissement des plans de fréquences est grandement facilité par l’emploi d’une valeur
commune pour l’intensité de champ minimale dans la zone de couverture souhaitée.
6.2.1.6 Une vaste expérience en la matière a montré que dans les régions à niveau de bruit
relativement bas, telle que l’Europe, la valeur de 70 μV/m est satisfaisante.
6.2.1.6.1 L’expérience a également montré que la valeur de 120 μV/m est généralement satisfaisante
pour les régions à niveau de bruit plus élevé, mais qu’elle sera insuffisante dans les régions à niveau
très élevé. Les renseignements qui figurent au § 6.3 serviront d’indication générale pour ces régions.
6.2.2 Relation entre la couverture nominale et la couverture effective
6.2.2.1 La couverture nominale peut être étroitement associée à la couverture effective dans les deux
cas suivants :
a) lorsque l’intensité de champ minimale dans les limites de la couverture nominale est pendant la
majeure partie du temps supérieure à l’intensité de champ due aux parasites atmosphériques et
autres d’une valeur suffisante pour assurer que le bruit n’occasionne pas de distorsion de nature à
rendre inutilisables les renseignements présentés dans l’aéronef ;
b) lorsque le rapport de l’intensité du signal utile à l’intensité des signaux brouilleurs dépasse la valeur
minimale exigée pour tous les points compris dans les limites de la couverture, de manière que les
signaux brouilleurs ne produisent pas non plus de distorsion de nature à rendre inutilisables les
renseignements présentés dans l’aéronef.
6.2.2.2 Normalement, le signal le plus faible se produit à la limite de couverture. C’est pourquoi, à
cette limite le rapport de l’intensité de champ au niveau des bruits d’origine atmosphérique doit être tel
que soit garantie, la plupart du temps, la présentation d’indications utilisables à bord de l’aéronef, et le
plan d’ensemble doit assurer que le rapport entre l’intensité de champ à la limite et l’intensité des
signaux brouilleurs dépasse, la plupart du temps, la valeur requise.
6.2.2.3 Bien que la valeur de 70 μV/m utilisée pour le déploiement des fréquences, ait donné
satisfaction en Europe (au nord du 30°N) en permettant d’obtenir, dans une forte proportion des cas,
des valeurs de couverture très voisines de la couverture effective, l’expérience acquise est trop
restreinte pour prouver que la valeur de 120 μV/m est susceptible d’application générale dans les
régions à niveau de bruit élevé. Il est probable que dans ces régions les couvertures nominales,
fondées sur la valeur limite de 120 μV/m, seront souvent bien supérieures à la couverture effective
obtenue. Afin d’obtenir une meilleure corrélation entre la couverture nominale et la couverture
effective moyenne obtenue, il peut être souhaitable dans ces régions, soit de choisir une valeur limite
qui soit fondée plus rigoureusement sur le rapport entre le bruit dans la région en cause et le bruit
dans les régions où la valeur limite établie a donné satisfaction (exemple : Europe), soit de déterminer
une valeur appropriée après examen statistique des couvertures effectives obtenues dans la région.

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6.2.2.4 Toutefois, il importe de noter que les valeurs minimales de l’intensité de champ fondées sur
une simple comparaison des niveaux de bruit dans différentes régions peuvent être insuffisantes, des
facteurs tels que la fréquence d’apparition du bruit, le caractère de celui-ci, son effet sur le récepteur
de bord et la nature du vol pouvant tous modifier les rapports ainsi déterminés.
6.2.2.5 Les valeurs des parasites diurnes et saisonniers dans diverses parties du monde figurent dans
le Rapport n° 322 du CCIR, brochure séparée.
6.2.2.5.1 La corrélation entre ces valeurs et les conditions locales réelles, ainsi que le calcul des
valeurs du rapport signal/bruit nécessaires à l’utilisation efficace, en exploitation, des
radiogoniomètres automatiques ne sont pas encore pleinement établis.
6.2.3 Couverture effective
6.2.3.1 La couverture effective définie au Chapitre 3, § 3.4.1, est la zone entourant un radiophare non
directionnel dans laquelle il est possible d’obtenir, à un moment donné, des renseignements utiles à
l’exploitation. Il s’agit donc d’une mesure des performances du NDB dans les conditions qui règnent
au moment considéré.
6.2.3.2 La couverture effective est limitée par le rapport de l’intensité du signal stable (sans fading)
reçu du NDB à la somme des parasites captés par le récepteur du radiogoniomètre automatique.
Lorsque ce rapport tombe au-dessous de la valeur limite nécessaire pour actionner le radiocompas, il
est impossible d’obtenir des relèvements utiles. En outre, il convient de noter que la couverture
effective d’un NDB peut parfois être limitée à la portée du signal d’identification utilisable.
6.2.3.3 L’intensité du signal reçu du NDB dépend :
a) de la puissance fournie à l’antenne du NDB ;
b) de l’efficacité du rayonnement de l’antenne, qui varie en fonction de la hauteur de l’antenne et

d’autres caractéristiques du système rayonnant ;
c) de la conductivité du parcours entre le NDB et le récepteur, qui peut varier considérablement d’un
point à un autre et qui est toujours moindre au-dessus des terres qu’au-dessus des mers ;
d) de la fréquence radio utilisée.
6.2.3.4 La quantité des parasites captés par le récepteur dépend :
a) de la bande passante du récepteur ;
b) du niveau des parasites atmosphériques, qui varie selon la région, l’heure et la saison, et peut être
très élevé au cours des orages locaux ;

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c) du niveau du brouillage causé par d’autres émissions radio sur la même fréquence ou sur des
fréquences adjacentes ; ce niveau dépend lui-même en grande partie de la densité du réseau des
NDB dans la région considérée et de l’efficacité de la planification régionale ;
d) du niveau de bruit dû aux parasites d’origine électrique à bord de l’aéronef ou de parasites

industriels (émis par des moteurs électriques, etc.), lorsque la couverture du NDB s’étend à des zones
industrielles.
6.2.3.4.1 Il convient de noter que l’influence des parasites dépend des caractéristiques du récepteur
du radiogoniomètre automatique et des dispositifs qui lui sont associés, ainsi que de la nature des
parasites (bruit à spectre continu, bruit erratique, etc.).
6.2.3.5 La couverture effective d’un NDB se trouve en outre limitée la nuit lorsque parvient au
récepteur du radiogoniomètre automatique un signal composé de deux éléments en différence de
phase, l’un arrivant par onde de sol, l’autre par onde d’espace (réflexion ionosphérique). Il en résulte
des erreurs de relèvement (effet de nuit).
6.2.3.6 On constate donc que la couverture effective d’un NDB dépend d’un si grand nombre de
facteurs (dont certains sont variables) qu’il est impossible de la spécifier en termes simples. En fait, la
couverture effective d’un NDB, quel qu’il soit, varie suivant l’heure et la saison.
6.2.3.6.1 Par conséquent, toute tentative de spécifier une couverture effective réalisable soit toute la
journée soit toute l’année, ou bien conduirait à une valeur si faible (car elle représenterait la
couverture obtenue dans les conditions les plus défavorables de parasites atmosphériques, etc.)
qu’elle donnerait une idée fausse de l’efficacité du NDB, ou bien impliquerait l’installation de systèmes
d’antenne d’une puissance et d’un coût tels (pour assurer la couverture nécessaire dans les
conditions les plus défavorables) que les frais de mise en place et d’exploitation seraient prohibitifs. Il
n’existe aucune formule qui permette de déterminer quelle couverture nominale équivaut à une
couverture effective souhaitée ; la relation doit être établie suivant la région.
6.2.3.7 Les personnes qui s’occupent de la couverture des NDB sur le plan de l’exploitation
envisageront normalement les besoins sous forme de couverture opérationnelle souhaitée ; dans la
planification régionale, il sera généralement nécessaire d’exprimer ces besoins sous forme d’une
couverture nominale qui permettra de calculer les caractéristiques essentielles des NDB nécessaires
et qui définira la zone à protéger contre tout brouillage nuisible. Il n’existe aucune formule qui
permette de déterminer quelle couverture nominale équivaut à une couverture opérationnelle
souhaitée ; la corrélation doit être établie suivant la région.
6.2.3.8 Certains États ont recueilli des données sur les NDB et leur couverture effective ; la
compilation de renseignements constituerait un moyen pratique d’évaluer la couverture effective en
fonction de la couverture nominale des installations d’une zone donnée. Ces renseignements seraient
également utiles pour la planification régionale future. Afin de réduire le nombre des facteurs qui

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interviennent dans l’évaluation de la couverture effective, il serait souhaitable d’établir des critères
pour déterminer la limite de couverture utile en fonction de la réaction de l’indicateur de relèvement.
Les renseignements mentionnés ci-dessus, complétés par des mesures de l’intensité de champ réelle
à l’intérieur de la couverture du NDB, permettraient également de déterminer l’efficacité d’installations
existantes et fourniraient des indications sur les améliorations éventuellement nécessaires pour
obtenir la couverture effective souhaitée.
6.3 Couverture des radiophares non directionnels (NDB)
6.3.1 Introduction
6.3.1.1 Les études ci-après sont fondées sur les dernières données de l’UIT concernant la
propagation et le bruit. Elles ont été insérées dans le présent supplément à titre d’indications
générales pour l’établissement des plans des NDB. Il convient d’appeler tout particulièrement
l’attention sur les hypothèses formulées.
6.3.1.2 En appliquant les indications données, il faudra s’assurer de la validité des hypothèses pour
les conditions en cause ; il sera nécessaire, notamment, d’étudier plus à fond les valeurs du rapport
signal/bruit avant d’admettre qu’elles représentent les valeurs qui limitent la réception utile.
6.3.2 Hypothèses
1. Fréquence — 300 kHz.
Toutefois, lorsqu’il y a lieu, les fréquences de 200 kHz et de 400 kHz sont indiquées.
−13
2. a) Conductivité moyenne du sol (σ = 10 U.E.M.)
b) Conductivité moyenne de l’eau de mer

−11
(σ = 4,10 U.E.M.).
3. Niveau des parasites atmosphériques (moyenne quadratique) susceptible de dominer : 1) de jour,

2) de nuit, sur les masses continentales, sous les latitudes mentionnées. (Les valeurs prévues pour
les parasites sont extraites de la Recommandation P.372-6 de l’UIT-R et correspondent au bruit
moyen de jour et de nuit, pendant les périodes d’équinoxe ; ce sont donc des valeurs susceptibles
d’être dépassées pendant 20 à 25 % de l’année.)
4. Puissances à l’entrée de l’antenne des NDB :
a) 5 kW
b) 1 kW
c) 500 W
d) 100 W

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e) 50 W
f) 10 W
5. Valeurs moyennes de l’efficacité du rayonnement des antennes (rapport de la puissance rayonnée

à la puissance à l’entrée de l’antenne) :
1) La valeur a) a été insérée car il est possible d’obtenir ce rendement à l’aide d’un système d’antenne
plus perfectionné que le système d’usage courant.
2) La valeur h) a été insérée car nombreux sont les NDB de faible puissance qui utilisent une antenne
à très faible rendement.
6. Bande passante du récepteur ADF : 6 kHz.
7. Rapport signal (moyen)/bruit (moyenne quadratique) :
a) 15 dB de jour ;
b) 15 dB de nuit.
6.3.3 Résultats des études
A. — Valeurs minimales de l’intensité de champ, nécessaires à la limite de la couverture nominale :

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L’étoile indique qu’une valeur d’intensité de champ plus élevée — probablement deux ou trois fois la
valeur indiquée (+6 dB à +10 dB) — peut être nécessaire en présence d’un niveau élevé de parasites
dus à l’aéronef ou de parasites industriels.
B. — Couverture des NDB (exprimée en kilomètres, par le rayon d’un cercle dont le NDB est le
centre) que l’on peut espérer obtenir étant donné les hypothèses formulées :
1) De jour, au-dessus des terres, pour un rapport s/b de 15 dB à la limite de couverture :
2) De nuit, au-dessus des terres, pour un rapport s/b de 15 dB à la limite de couverture :

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6.3.3.1 Dans tous les tableaux ci-dessus, il convient de noter que :
a) les distances sont exprimées en kilomètres, conformément à l’usage de l’UIT ;
b) les valeurs de la dernière colonne (10 W) sont calculées en supposant que les NDB de faible
puissance utilisent une antenne de très faible rendement [voir § 6.3.2, hypothèse 5 h)] ;
c) l’étoile indique que la couverture peut être limitée par des parasites dus à l’aéronef et par des
parasites industriels.
6.3.3.2 Il convient de noter également que :
a) Si l’on utilisait une fréquence de 200 kHz au lieu d’une fréquence de 300 kHz, la couverture des
NDB de faible puissance et de courte portée ne serait pas sensiblement modifiée, mais celle des
radiophares de plus grande puissance et de plus grande portée (par exemple, celle des radiophares
de portée égale ou supérieure à 150 km) serait augmentée d’environ 20 % par rapport aux valeurs
indiquées dans les tableaux.
b) Si l’on utilisait une fréquence de 400 kHz au lieu d’une fréquence de 300 kHz, la couverture des
NDB de faible puissance et de courte portée ne serait pas sensiblement modifiée, mais celle des
radiophares de plus grande puissance et de plus grande portée (par exemple, celle des radiophares
de portée égale ou supérieure à 150 km) serait diminuée d’environ 25 % par rapport aux valeurs
indiquées dans les tableaux.

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c) L’emploi d’un récepteur ADF à bande passante plus étroite permettrait, toutes choses égales
d’ailleurs, d’obtenir une couverture plus étendue pour la même puissance rayonnée du NDB ou, la
couverture restant inchangée, d’obtenir un meilleur rapport effectif signal/bruit.
Par exemple, si l’on utilisait une bande passante de 1 kHz au lieu de 6 kHz, pour la même puissance
rayonnée, l’augmentation de la couverture pourrait atteindre 30 % ou l’augmentation du rapport effectif
signal/bruit pourrait atteindre 8 dB.
d) Si un secteur de la couverture d’un NDB se trouve au-dessus de la mer, on peut prévoir une
augmentation de la couverture dans ce secteur en raison :
1) de la meilleure propagation par onde de sol au-dessus de la mer ;
2) du niveau de bruit qui atteint son maximum au-dessus des terres et souvent diminue assez vite au
fur et à mesure que l’on s’éloigne des terres. Il est donc permis d’admettre que les distances
indiquées dans les tableaux pourraient être augmentées d’environ 30 % de jour et d’environ 20 % de
nuit lorsque la trajectoire passe au dessus de la mer.
e) Toutefois, si le radiophare est situé sur une île éloignée de masses continentales (par exemple, au
milieu du Pacifique ou de l’Atlantique, mais non dans les Caraïbes), la couverture du radiophare sera
probablement, en particulier sous les tropiques, beaucoup plus grande que ne l’indiquent les tableaux
; dans ce cas, des valeurs de la couverture semblables à celles indiquées pour les latitudes
supérieures à 35°N et S, peuvent être présumées pour toutes les latitudes du fait qu’au milieu de
l’océan le niveau des parasites atmosphériques est très inférieur à celui que l’on constate au-dessus
ou à proximité de masses continentales.
6.3.4 Limitation de la couverture d’un radiophare, la nuit, en raison de l’« effet de nuit »
a) Les distances auxquelles les composantes d’onde de sol et d’onde d’espace du champ reçu seront
probablement égales, de nuit, sont indiquées dans le tableau ci-dessous :
Au-dessus Au-dessus
Fréquence des terres de la mer
200 kHz 500 km 550 km
300 kHz 390 km 520 km
400 kHz 310 km 500 km
b) Les distances auxquelles la composante d’onde de sol du champ reçu dépassera probablement de
10 dB la composante d’onde d’espace, de nuit, sont indiquées dans le tableau ci-dessous :
Au-dessus Au-dessus

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Fréquence des terres de la mer
200 kHz 300 km 320 km
300 kHz 230 km 300 km
400 kHz 200 km 280 km
c) Il est donc improbable que, de nuit, des relèvements sûrs puissent être obtenus à des distances
très supérieures à celles qui sont indiquées à l’alinéa b) ci-dessus, étant donné l’interaction des deux
composantes du champ reçu. Ces distances sont indépendantes de la puissance du NDB.
d) En outre, il convient de noter que si dans le cas de parcours de bonne conductivité (terres) l’effet de
nuit ne sera grave qu’à des distances quelque peu supérieures aux distances indiquées, dans le cas
de parcours de mauvaise conductivité l’effet de nuit pourra être marqué à des distances bien plus
courtes. Cet effet dépendra également, dans une certaine mesure, des caractéristiques du système
de rayonnement.
6.4 Facteurs influant sur le fonctionnement des NDB
6.4.1 Taux de modulation
6.4.1.1 En prescrivant que le taux de modulation doit être maintenu aussi proche que possible de 95
%, il convient d’observer qu’aux fréquences utilisées pour les NDB, les petites antennes généralement
employées peuvent modifier le taux réel de modulation du système NDB en raison de l’affaiblissement
des bandes latérales.
6.4.1.2 Avec des fréquences de cet ordre, les antennes ne représentent normalement qu’une faible
fraction de la longueur d’onde ; elles sont donc très réactives et tendent à avoir un coefficient de
surtension élevé.
6.4.1.3 Cet effet est illustré par le graphique de la Figure C-19 qui a été établi d’après les mesures
effectuées par un État. La fréquence de modulation dans ces mesures était de 1 020 Hz. Si une
fréquence inférieure était utilisée, l’effet serait moindre.

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6.4.1.4 Pour réduire l’affaiblissement, il faut tenter de réduire le coefficient de surtension de l’antenne.
Deux moyens permettent d’y parvenir : l’accroissement de sa capacité ou l’augmentation de sa
résistance.
6.4.1.5 L’augmentation de la résistance d’une antenne entraîne une perte de puissance, ce qui n’est
pas le cas lorsqu’on augmente la capacité. Par ailleurs, l’accroissement de la capacité a pour effet de
réduire la tension du système et par conséquent de simplifier les problèmes d’isolement.
6.4.1.6 C’est pourquoi il est jugé souhaitable d’accroître la capacité de l’antenne par utilisation d’une
charge terminale comme, par exemple, une charge terminale en parapluie.
6.4.2 Prises de terre
Les plans de fréquences sont fondés sur l’hypothèse que l’intensité de champ sera maintenue à la
valeur voulue. Si la résistance du sol est élevée (c’est-à-dire si le retour à la terre est insuffisant), non
seulement l’efficacité du rayonnement sera faible, mais la puissance rayonnée sera sensible aux
variations climatiques et autres facteurs influant sur les pertes à la terre. Dans tous les cas, la prise de
terre doit être la meilleure possible, compte tenu des conditions locales.
6.5 Considérations influant sur le choix de la fréquence de modulation des NDB (NON/A2A)
Le fait que les récepteurs des radiogoniomètres automatiques modernes à bande étroite présentent
des caractéristiques de sélectivité améliorées oblige à reconnaître que, dans la mesure où
l’affaiblissement des bandes latérales basse fréquence par ces récepteurs entraîne une réduction du
taux effectif de modulation du signal, la distance à laquelle on peut obtenir une identification
satisfaisante est réduite par voie de conséquence. Ceci étant, une fréquence de modulation de 400
Hz permettrait d’obtenir une meilleure identification que la fréquence 1 020 Hz. Certains indices
portent à croire toutefois que, pour un niveau élevé de parasites atmosphériques, la fréquence plus
élevée de 1 020 Hz peut fournir un signal plus lisible.
7. Éléments indicatifs sur le DME
7.1 Éléments indicatifs sur le DME/N comme sur le DME/P
7.1.1 Rendement du système
7.1.1.1 Le rendement du système dépend à la fois du chevauchement d’impulsions sur la liaison

descendante, du temps mort du transporteur au sol, du chevauchement d’impulsions sur la liaison
montante et du rendement du traitement du signal par l’interrogateur. Comme ces éléments qui fixent
le rendement sont statistiquement indépendants, on peut les calculer individuellement puis les
combiner pour trouver le rendement du système. Un élément constituant du rendement est défini
comme étant le rapport (exprimé en pourcentage) du nombre des réponses valides traitées par
l’interrogateur au nombre de ses propres interrogations, abstraction faite de tous les autres éléments
constituants. Le rendement du système est le produit des divers éléments constituants.

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7.1.1.2 Dans le calcul du rendement du système doivent intervenir le nombre des réponses
manquantes ainsi que la précision de la distance déterminée au moyen des réponses reçues. Des
réponses peuvent manquer parce que le signal est brouillé par chevauchement d’impulsions ou parce
que des interrogations sont reçues par le transpondeur pendant un temps mort. Les réponses
entachées d’erreurs assez importantes pour être rejetées lors du traitement du signal par
l’interrogateur devraient également être traitées comme des réponses manquantes au moment du
calcul de chaque élément constituant du rendement.
7.1.1.3 L’importance du brouillage dû au chevauchement d’impulsions dépend du plan d’assignation

des canaux, de la charge de trafic et des bandes passantes du récepteur, du transpondeur au sol et
de l’interrogateur. Comme la bande passante du récepteur est plus large en mode FA qu’en mode IA,
le mode FA est plus sensible au brouillage. La définition du système DME/P tient compte de ces
facteurs, qui n’exigent normalement pas d’attention spéciale de la part de l’autorité exploitante.
7.1.2 Chevauchement d’impulsions sur liaison descendante
Le chevauchement d’impulsions sur liaison descendante se produit lorsque des interrogations valides
à l’entrée du transpondeur au sol sont brouillées par des interrogations provenant d’autres aéronefs
arrivant par coïncidence au même instant ; il entraîne une perte de signal ou des erreurs de mesure
du temps d’arrivée. Cette charge de trafic non désirée dans le sens air/sol est fonction du nombre
d’aéronefs interrogateurs proches du transpondeur en service et de la distribution correspondante des
fréquences d’interrogation et des amplitudes de signal reçues dans le transpondeur.
Note. — Le brouillage entre transpondeurs est contrôlé par les autorités chargées d’assigner les
canaux.
7.1.3 Chevauchement d’impulsions sur liaison montante
Le chevauchement d’impulsions sur liaison montante se produit lorsque des réponses valides à
l’emplacement de l’interrogateur sont brouillées par d’autres transpondeurs et entraîne une perte de
signal ou des erreurs de mesure du temps d’arrivée des impulsions. Le chevauchement d’impulsions
peut être causé par les transpondeurs dont la fréquence se situe dans la bande passante de
l’interrogateur, y compris les transpondeurs ayant la même fréquence mais un codage d’impulsions
différent. Cette charge de trafic non désirée dans le sens sol-air est fonction du nombre de
transpondeurs proches de l’interrogateur et de la distribution correspondante des fréquences de
réponse et des amplitudes de signal reçues dans l’interrogateur.
7.1.4 Rendement du traitement du signal par l’interrogateur

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Le rendement du traitement du signal par l’interrogateur est le rapport du nombre de réponses traitées
par l’interrogateur au nombre d’interrogations en l’absence de chevauchement d’impulsions et d’effets
de temps mort du transpondeur. Ce rendement dépend du seuil des impulsions de réponse et du
niveau de bruit du récepteur.
7.1.5 Relation entre l’aéronef desservi et le régime d’émission
7.1.5.1 La spécification du régime maximal d’émission du transpondeur détermine la puissance

moyenne maximale de l’émetteur. Le § 3.5.4.1.5.5 du Chapitre 3 recommande que le transpondeur
soit capable d’émettre 2 700 paires d’impulsions par seconde pour traiter 100 aéronefs. Telle est la
charge type du transpondeur en présence de 100 aéronefs. Pour déterminer le régime d’émission réel
dont une installation doit être capable pendant des pointes de trafic, il est nécessaire d’estimer le
nombre maximal d’interrogateurs. Pour calculer la charge des interrogations du transpondeur, il faut
prendre en considération les éléments suivants :
a) nombre d’aéronefs qui constituent le trafic de pointe ;
b) nombre d’interrogateurs en service à bord de chaque aéronef ;
c) distribution des modes de fonctionnement des interrogateurs en service (exemples : recherche,

approche initiale, approche finale, essai au sol) ;
d) valeur appropriée de la fréquence de répétition des impulsions indiquée au Chapitre 3, § 3.5.3.4.
7.1.5.2 Connaissant la charge des interrogations en pointe de trafic et le rendement en réponses du

transpondeur en présence de cette charge, on peut calculer la cadence de réponses résultante, donc
établir la capacité requise de l’émetteur .Cette cadence de réponses est celle dont le dépassement
provoque une réduction de la sensibilité du récepteur (spécifiée au Chapitre 3, § 3.5.4.2.4), réduction
destinée à ramener la cadence à son niveau maximal ou plus bas.
7.1.6 Implantation du DME associé avec un ILS ou un MLS
7.1.6.1 Le DME devrait, là où cela est possible, fournir au pilote une indication de distance nulle au
point d’atterrissage afin de satisfaire les besoins opérationnels actuels.
7.1.6.2 L’emplacement optimal d’un transpondeur DME dépend d’un certain nombre de facteurs
techniques et opérationnels .Le DME/N peut être coïmplanté avec un ILS ou un MLS lorsque les
besoins opérationnels le permettent. Le DME/P, qui est d’une meilleure précision et assure la
couverture de toute la zone de piste, est destiné aux opérations plus flexibles et plus avancées
rendues possibles par le MLS.
7.1.6.3 Dans le cas du DME/N, on pourra fournir une indication de distance nulle en implantant le
transpondeur le plus près possible du point où la distance indiquée doit être nulle. Une autre façon
serait de régler le retard systématique du transpondeur de manière à permettre aux interrogateurs

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embarqués d’indiquer une distance nulle en un point spécifié éloigné de l’antenne DME. Lorsque la
distance DME indiquée doit être nulle ailleurs qu’à l’emplacement de l’antenne DME, il faudrait
envisager de publier les renseignements nécessaires.
7.1.6.4 Pour remplir les conditions de précision et de couverture DME/P, surtout dans la zone de
piste, il est recommandé de placer le DME/P aussi près que possible de l’installation d’azimut MLS,
compte tenu des critères de franchissement d’obstacles. Les aéronefs dotés de tout le potentiel MLS
pourront alors extraire des données de base MLS l’indication de distance nulle souhaitée. À noter qu’il
ne faut pas faire varier à cet effet le retard systématique du DME/P.
7.1.6.5 Il est souhaitable que tous les usagers obtiennent une indication de distance nulle au point
d’atterrissage avec n’importe quel équipement embarqué. Il faudrait pour cela que le DME/P se trouve
par le travers de la piste au point d’atterrissage. Les conditions de précision du DME/P ne seraient
pas remplies sur la piste dans ce cas. À noter que le mot de données de base 3 MLS ne permet de
coder les coordonnées DME/P que dans certaines limites.
7.1.6.6 Si un MLS/DME/P et un ILS/DME/N desservent la même piste, un aéronef doté de moyens

MLS minimaux pourrait obtenir une indication de distance nulle en parvenant à l’emplacement de la
station d’azimut d’approche MLS lorsqu’il utilise le MLS et au point d’atterrissage lorsqu’il utilise l’ILS.
Comme cela est jugé inacceptable sur le plan de l’exploitation, plus précisément du point de vue ATC,
et s’il n’est pas possible de recourir à un triplement de fréquences ILS/MLS/DME pour éviter de
déplacer le DME/N, il faut différer la mise en œuvre du DME/P en attendant que le DME/N soit retiré.
7.1.6.7 Il faut publier des renseignements sur le point nominal où la distance indiquée par un
interrogateur DME/N est nulle.
7.1.6.8 Dans l’étude du lieu d’implantation d’un DME, il faut également tenir compte de facteurs
techniques tels que la longueur et le profil des pistes, le relief local et la hauteur de l’antenne du
transpondeur, afin de garantir des niveaux adéquats de signal au voisinage du seuil et le long de la
piste. ainsi que du volume de couverture requis (circulaire ou secteur). Il faut veiller aussi à ce que, là
où une information de distance est nécessaire dans la zone de piste, l’emplacement choisi ne soit pas
de nature à désorienter l’interrogateur du fait d’un taux excessif de variation de vitesse (c.-à-d. qu’il
faut choisir avec soin le décalage latéral de l’antenne DME)..
7.1.7 Critères d’espacement géographique
7.1.7.1 Afin qu’il soit possible d’étudier dans la réalité des modèles d’antennes, des caractéristiques
d’équipement et de volumes utiles, les rapports de signaux nécessaires pour garantir l’exploitation
sans brouillage des diverses installations qui fonctionnent sur les canaux DME sont indiqués aux §
7.1.8,et 7.1.9 ci-après. Étant donné ces rapports, il est facile d’évaluer les espacements
géographiques des installations en tenant compte de pertes de puissance sur les trajets de
propagation.

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7.1.8 Rapports signal utile/signal non désiré à l’entrée du récepteur embarqué
7.1.8.1 Le Tableau C-4 indique les valeurs du rapport signal utile/signal non désiré qui sont
nécessaires pour protéger le signal de réponse du transpondeur utile, à l’entrée du récepteur
embarqué, du signal de réponse du transpondeur non désiré, en présence des diverses combinaisons
possibles : fréquence commune/fréquences adjacentes, même code/différents codes Une condition
préalable à tout calcul utilisant les rapports fournis est que la densité de puissance minimale requise
du DME désiré soit respectée dans tout le volume de couverture publié pour les opérations. Pour les
assignations initiales, il convient d’utiliser les rapports signal utile/signal non désiré nécessaires pour
protéger l’équipement embarqué dont le décodeur présente une ouverture de 6 μs. Pour assigner une
fréquence, il faut considérer chacune des deux installations comme source utile et l’autre comme
source non désirée. Si le rapport signal utile/signal non désiré propre à chacune des deux installations
est respecté, on pourra procéder à l’assignation du canal.
Tableau C-4. Rapport de protection signal utile/signal non désiré (dB)
Note 1. — Les rapports signal utile/signal non désiré de la colonne A protègent les interrogateurs DME/N qui
fonctionnent sur les canaux X ou Y. Dans cette solution, la réjection par le décodeur est de 6 μs.
Note 2. — Les rapports signal utile/signal non désiré de la colonne B protègent les interrogateurs DME/N ou
DME/P opérant une discrimination selon les § 3.5.5.3.4.2 et 3.5.5.3.4.3 du Chapitre 3 et assurant une réjection
par le décodeur conforme au § 3.5.5.3.5 du Chapitre 3.
Note 3. — Pu est la puissance apparente rayonnée de crête du signal non désiré, en dBW.
Note 4. — La protection de fréquence à assurer dépend du diagramme de rayonnement de l’antenne de

l’installation utile et de l’antenne de l’installation non désirée, ainsi que de la p.i.r.e de l’installation non désirée.
Note 5. — Lors de l’évaluation de la protection des canaux adjacents, la valeur du rapport signal utile/signal non
désiré, dans la colonne A, ne devrait pas dépasser la valeur qui apparaît dans la colonne B.
7.1.8.2 Par conséquent, les assignations de canaux DME dépendent de ce qui suit :

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a) Assignation du même canal. Ce cas se présente lorsque les deux installations fonctionnent sur un
même canal (W, X, Y ou Z) avec le même code. Le rapport signal utile/signal non désiré devrait être
d’au moins 8 dB dans tout le volume utile.
b) Assignation d’une même fréquence avec des codes différents. Ce cas se présente lorsque l’une
des installations fonctionne sur un canal X et l’autre sur un canal W. Une combinaison analogue de
canal Y et de canal Z s’applique également.
c) Assignation de la première fréquence adjacente avec le même code. Ce cas se présente lorsque
l’installation utile comme l’installation non désirée sont du type W, X, Y ou Z.
d) Assignation de la première fréquence adjacente avec des codes différents. Ce cas se présente
lorsque l’une des installations fonctionne sur un canal X et l’autre sur un canal W, mais qu’il y a un
écart de 1 MHz entre les fréquences de réponse de transpondeur. Une combinaison analogue de
canal Y et de canal Z s’applique également.
e) Assignation de la deuxième fréquence adjacente avec un même code ou des codes différents. En
général, les combinaisons « deuxième fréquence adjacente » ne nécessitent aucune protection de
fréquence. Toutefois, il convient d’accorder une attention particulière à la Note 4 du Tableau C-4,
surtout si l’installation non désirée est un transpondeur DME/P.
7.1.9 Considérations particulières relatives aux assignations de canaux DME Y et Z
Selon le plan de disposition des canaux du DME, la fréquence de réponse du transpondeur pour
chaque canal Y ou Z est la même que la fréquence d’interrogation d’un autre canal DME. Lorsque la
fréquence de réponse d’un DME correspond à la fréquence d’interrogation d’un autre DME, la
distance qui sépare les deux transpondeurs doit être supérieure à la distance de l’horizon radio entre
les deux. La distance de l’horizon radio est calculée en tenant compte de l’angle de site des deux
antennes de transpondeur.
7.1.10 Considérations particulières relatives à l’implantation du DME/P associé avec un ILS
7.1.10.1 Dans le cas des pistes où l’on envisage d’installer un DME associé avec un ILS, s’il est prévu
d’utiliser ces pistes à brève échéance pour les opérations MLS/RNAV, il est préférable d’installer un
DME/P.
7.1.10.2 Lorsqu’il est prévu que les indications de distance du DME/P seront utilisées dans toute la
région terminale, les paires d’impulsions d’interrogation dont l’espacement et la fréquence nominale
sont corrects doivent déclencher le transpondeur si la densité de puissance de crête à l’antenne du
2.
transpondeur est d’au moins −93 dBW/m Ce seuil de sensibilité est fondé sur les valeurs figurant au
§ 3.5.4.2.3.1 du Chapitre 3, et il s’applique au DME/P en mode IA ; à ce niveau, le DME/P mode IA
doit répondre aux critères d’efficacité en réponses du DME/N et au moins aux critères de précision du
DME/N.

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7.1.11 Considérations relatives à l’émetteur-récepteur universel (UAT)
7.1.11.1 Les critères de planification des fréquences visant à assurer la compatibilité entre le DME et
e
l’UAT figurent dans la 2 Partie du Manuel de l’émetteur-récepteur universel (UAT) (Doc 9861) en
préparation.
7.2 Éléments indicatifs sur le seul DME/N
7.2.1 Couverture des installations DME/N
7.2.1.1 La Figure C-20 permet de déterminer si une installation donnée peut assurer le volume de
couverture à fréquences protégées. L’affaiblissement de propagation sur les trajets sans obstructions
est fondé sur le modèle de propagation IF-77.
7.2.1.2 Lorsqu’un DME assure une couverture au moyen d’une antenne DME directive ou bidirective,
le diagramme de l’antenne en azimut et en site doit être pris en compte pour tirer pleinement parti des
spécifications de séparation réduite à l’extérieur du lobe principal de l’antenne. Les diagrammes de
rayonnement réels des antennes dépendent de plusieurs facteurs, notamment de la hauteur du centre
de phase de l’antenne, de la hauteur du contrepoids DME au-dessus du niveau du sol (AGL), de la
rugosité du sol, de la forme du relief, de la hauteur de l’emplacement au-dessus du niveau moyen de
la mer (MSL), ainsi que de la conductivité du sol et du contrepoids. Lorsque le relief et l’emplacement
posent problème, il peut être nécessaire d’augmenter adéquatement la puissance isotrope rayonnée
équivalente (p.i.r.e). Par ailleurs, l’expérience pratique montre que le système peut fonctionner de
manière satisfaisante avec une p.i.r.e. plus faible dans les emplacements qui présentent des
conditions favorables ainsi que dans les conditions moins défavorables que présente souvent
l’exploitation réelle. Toutefois, pour tenir compte de la p.i.r.e. la plus faible dans les espaces entre les
lobes du diagramme réel de l’antenne de site, il est recommandé d’utiliser les valeurs données à la
Figure C-20.
Note. — Le Doc 9718 (Manuel relatif aux besoins de l’aviation civile en matière de spectre
radioélectrique — Énoncés de politique approuvés de l’OACI) donne d’autres indications à ce sujet.
7.2.2 P.i.r.e. des installations DME/N
7.2.2.1 La valeur de densité de puissance prescrite dans le Chapitre 3, § 3.5.4.1.5.2, est fondée sur
l’exemple suivant :
Sensibilité du récepteur de bord −120 dBW
Perte dans la ligne de transmission, perte par désaccord,
variation du diagramme polaire de l’antenne par rapport
à une antenne isotrope +9 dB
Puissance nécessaire sur l’antenne −111 dBW

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−111 dBW à l’antenne correspondent à 89 dBW/m2 à la fréquence de milieu de la bande.
7.2.2.2 La Figure C-20 donne les valeurs nominales de la p.i.r.e apparente rayonnée nécessaire pour
2.
obtenir une densité de puissance de −89dBW/m Il peut être nécessaire, lorsqu’il s’agit d’assurer une
couverture dans des conditions difficiles de relief et d’implantation, d’augmenter, de façon appropriée,
la p.i.r.e Par contre, dans des conditions favorables d’implantation, la densité de puissance spécifiée
peut être obtenue en diminuant la p.i.r.e.
Note 1. — Les courbes sont basées sur le modèle de propagation IF-77 avec un rayon terrestre de
4/3 confirmé par des mesures.
Note 2. — Dans la Figure C-20, l’horizon radio correspond à une antenne DME située à 5 m (17 ft)
AGL sur un terrain plat. L’effet d’écran du terrain réduira la distance qui peut être obtenue.
Note 3. — Si l’antenne est située beaucoup plus haut que l’antenne de référence théorique, l’horizon
radio et la densité de puissance augmenteront.
7.2.3 RNAV DME/DME
7.2.3.1 Le DME est de plus en plus utilisé dans les opérations en navigation de surface (RNAV).
Même si l’emploi du DME pour la RNAV n’impose pas d’exigences techniques supplémentaires au

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système DME, il soulève certains problèmes par rapport à l’emploi traditionnel du DME avec le VOR
dans les opérations classiques. Ces problèmes sont présentés brièvement ci-après.
7.2.3.2 La détermination de la position DME/DME est basée sur la triangulation de la position par le
système RNAV de bord à partir de plusieurs distances DME provenant d’emplacements d’installations
DME figurant dans la base de données de l’aéronef. La précision de la solution de position obtenue
dépend de la distance des DME et de leur géométrie relative. Il faut donc quelques mesures
supplémentaires pour garantir que l’infrastructure DME peut prendre en charge les opérations RNAV,
c’est-à-dire que le nombre de DME disponibles est suffisant et que leur emplacement offre la
géométrie appropriée pour assurer la précision requise. Pour les procédures d’approche et de départ,
il est également nécessaire de confirmer que l’intensité du signal est suffisante et qu’il n’y a pas de
faux verrouillages et déverrouillages dus aux multitrajets. Lors de la vérification du nombre de DME, il
est également important de déterminer quels sont les DME essentiels (c’est-à-dire ceux qui doivent
être opérationnels pour que les performances nécessaires soient assurées).
7.2.3.3 Des erreurs dans les emplacements publiés des installations DME se traduiront par des
erreurs de position RNAV. Il est donc important que les positions DME soient correctement
déterminées par levé et que des procédures appropriées soient en place pour garantir que les
données d’emplacement publiées sont exactes. Dans le cas des installations DME coïmplantées avec
le VOR, la position du DME doit faire l’objet d’un levé distinct et être publiée séparément si la distance
de séparation dépasse 30 m.
Note. — Les normes relatives à la qualité des données et à la publication des renseignements sur
l’emplacement des DME figurent le RAM 18 Partie 1 — Services d’information aéronautique.
7.2.3.4 Lorsque le DME est utilisé pour la RNAV, les récepteurs DME à balayage embarqués ne
vérifient pas habituellement l’identité des DME. Par conséquent, supprimer l’identification d’un DME
pendant les essais ou les opérations de maintenance ne garantit pas que les signaux ne seront pas
utilisés en exploitation. Les activités de maintenance qui risquent de fournir des informations
trompeuses doivent être réduites au minimum.
Note 1. — Le Doc 8071 donne d’autres indications sur l’inspection en vol des procédures RNAV
DME/DME.
Note 2. — D’autres indications sur l’évaluation de l’infrastructure de navigation pour la prise en charge
des procédures RNAV sont données dans le document « EUROCONTROL-GUID-0114 »
d’EUROCONTROL que l’on peut consulter sur le site web à l’adresse suivante:
http://www.eurocontrol.int/eatm/public/standard page/gr lib.html et sur la page PBN du site web de
l’OACI : http://www.icao.int/pbn.
7.3 Éléments indicatifs sur le seul DME/P

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7.3.1 Description du système DME/P
7.3.1.1 Le DME/P fait partie intégrante du système d’atterrissage hyperfréquences décrit au Chapitre
3, § 3.11. Le format de signal du DME/P définit deux modes de fonctionnement : le mode approche
initiale (IA) et le mode approche finale (FA). Le mode IA est compatible et interopérable avec le
DME/N et sert à assurer une précision accrue dans les phases initiales de l’approche. Le mode FA
assure une précision considérablement améliorée dans la zone d’approche finale. Les deux modes
sont associés dans une seule installation au sol DME/P et les caractéristiques du système sont telles
que les fonctions DME/N et DME/P peuvent être combinées dans un interrogateur unique. Les modes
IA et FA sont identifiés par les codes d’impulsion qui sont spécifiés au § 3.5.4.4 du Chapitre 3. Dans le
secteur d’approche MLS, la couverture du DME/P s’étend au minimum jusqu’à 41 km (22 NM) du
transpondeur au sol. Il est entendu que l’interrogateur ne fonctionne pas en mode FA à plus de 13 km
(7 NM) du lieu d’implantation du transpondeur, même si la transition du mode IA au mode FA peut
commencer à 15 km (8 NM) du transpondeur. On a choisi ces chiffres en partant de l’hypothèse que
le transpondeur est installé au-delà de l’extrémité aval de la piste, à 3 600 m (2 NM) environ du seuil.
7.3.1.2 L’une des principales causes possibles de la détérioration de la précision dans les phases
finales de l’approche est le brouillage par multitrajets (réflexion des signaux). Le mode FA du DME/P
limite ces effets grâce au traitement en large bande des impulsions dont le bord avant est très incliné
et grâce à la mesure du temps d’arrivée de l’impulsion en un point de faible amplitude, là où elle n’a
pas été sensiblement déformée par des multitrajets, alors que dans le cas du DME/N le temps de
montée des impulsions est plus long et le seuil se situe à 50 %.
7.3.1.3 Le mode FA étant utilisé à moins de 13 km (7 NM), l’émetteur peut engendrer une impulsion à
court temps de montée avec un niveau adéquat et fournir la précision demandée tout en respectant
les spécifications du spectre des impulsions du transpondeur. L’utilisation du seuil 50 % et d’un
récepteur à bande passante étroite dans le mode IA rend possibles des performances suffisantes
mais moins bonnes jusqu’aux limites de couverture. Le transpondeur détermine le mode
d’interrogation utilisé au moyen du code d’interrogation afin de mesurer le retard des réponses par
rapport à une référence de temps appropriée. Le mode IA est interopérable avec le DME/N ; cela
permet d’utiliser un interrogateur DME/N avec un transpondeur DME/P pour obtenir au moins la
précision d’un transpondeur DME/N. De la même façon, un interrogateur DME/P peut être utilisé avec
un transpondeur DME/N.
7.3.2 Précision du système DME/P
7.3.2.1 Précision exigée du DME/P
7.3.2.1.1 Lorsqu’on étudie la précision exigée du DME/P, les manœuvres qui peuvent être exécutées
dans le volume utile du mode approche finale rentrent en général dans l’un ou l’autre de deux
groupes. C’est ainsi que deux normes de précision sont définies pour le mode approche finale :

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a) Norme de précision 1. C’est la norme de précision la moins stricte ; elle est destinée à la plupart
des manœuvres d’adao (avion à décollage et à atterrissage ordinaires).
b) Norme de précision 2. Elle spécifie une précision accrue qui peut être nécessaire pour les
manœuvres d’adav et d’adac, les manœuvres d’arrondi d’adao avec guidage en site d’arrondi MLS et
les sorties à grande vitesse d’adao.
7.3.2.1.2 Le Tableau C-5 indique des applications du DME/P et des chiffres types de précision. Il
aidera à choisir la norme de précision appropriée au besoin opérationnel. Une distance de 1 768 m (5
800 ft) entre l’antenne DME et le seuil de piste a servi aux calculs. Les paragraphes ci-après renvoient
au Tableau C-5.
7.3.2.1.3 On cherche à obtenir du DME/P une précision qui corresponde approximativement à l’erreur
de suivi (PFE) de la fonction d’azimut à une distance de 37 km (20 NM) du point de repère MLS à la
fois dans le prolongement de l’axe de piste et à 40° d’azimut. De même, l’erreur du DME/N aux limites
de couverture MLS est compatible avec la précision globale de 0,37 km (0,2 NM) mentionnée au
Chapitre 3, § 3.5.3.1.3.3. Le bruit sur les commandes (CMN) est l’équivalent linéaire du CMN de ±0,1°
spécifié pour la fonction d’angle d’azimut.
7.3.2.1.4 La PFE correspond à l’erreur angulaire d’azimut ; le CMN est l’équivalent linéaire
approximatif du CMN de ±0,1° spécifié pour le système d’angle d’azimut.
Tableau C-5

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7.3.2.1.5 La PFE de ±30 m correspond à une erreur verticale de ±1,5 m pour un angle de site de 3°.
7.3.2.1.6 L’arrondi est amorcé à proximité du point de repère d’approche MLS ; le site MLS et le
DME/P assurent le guidage vertical pour l’atterrissage automatique lorsque le terrain en amont du
seuil de piste est accidenté.
7.3.2.1.7 La modification de sensibilité et la programmation de gain de pilote automatique ne

dépendent pas beaucoup de la précision.
7.3.2.1.8 Cette spécification s’appliquera lorsque le guidage vertical et la vitesse d’enfoncement en

atterrissage automatique se déduisent du site d’arrondi MLS et du DME/P.
Note. — Même si la définition de la norme prévoit la fonction de site d’arrondi MLS, cette fonction
n’est pas mise en œuvre et il n’est pas prévu qu’elle le soit dans le futur.
7.3.2.1.9 Le pilote est averti si l’aéronef est sur le point de se poser au-delà de la zone de toucher des
roues.

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7.3.2.1.10 La spécification de précision de la course au sol est le reflet du potentiel de développement

du système. Dans cette application, la PFE de course au sol sera fonction de la nécessité éventuelle
d’optimiser la décélération pendant la course au sol et le virage de sortie de piste de façon à réduire le
temps d’occupation de la piste.
7.3.2.1.11 Cette application a pour but d’assurer le pilote que l’aéronef se trouve au-dessus de l’aire
d’atterrissage avant la descente.
7.3.2.1.12 Il peut être souhaitable de changer l’origine des coordonnées MLS lorsque les antennes ne
sont pas situées conformément aux indications du Chapitre 3, § 3.11.5.2.6 ou 3.11.5.3.5. Les chiffres
du tableau sont caractéristiques d’une application adav ; les valeurs réelles dépendront de la
géométrie de l’installation.
7.3.3 Bilans d’erreurs du DME/P
Le Tableau C-6 contient des exemples de bilans d’erreurs correspondant aux normes de précisions 1
et 2 du DME/P. Si chaque composante d’erreur spécifiée n’est pas dépassée dans la pratique, on
peut s’attendre que les performances globales du système indiquées au § 3.5.3.1.3.4 soient obtenues.
On calcule la part attribuable au chevauchement d’impulsions dans l’erreur globale en faisant la
somme quadratique des erreurs obtenues dans l’environnement de liaison descendante spécifié et de
celles qui ont été obtenues dans l’environnement de liaison montante spécifié puis en retranchant
quadratiquement l’erreur obtenue dans un environnement sans chevauchement d’impulsions.
7.3.4 Mise en œuvre du système
7.3.4.1 Alors que le DME/P peut être mis en œuvre de différentes façons, les erreurs instrumentales
et de propagation prises comme hypothèses sont représentatives des erreurs que l’on obtiendrait
avec des équipements à compensation interne de variation de retard systématique et dans lesquels
les points de repère de séquencement sont établis par choix de seuils sur le bord avant de la
première des impulsions d’une paire selon les techniques suivantes :
a) mode IA : technique classique avec seuil fixé au point de demi-amplitude ;
b) mode FA : technique retarder-affaiblir-et-comparer (DAC) avec seuil fixé entre les points à 5 % et
30 % de l’amplitude.
Tableau C-6. Exemple de bilan d’erreurs du DME/P

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7.3.4.2 La norme de précision 1 peut être respectée avec un retard de 100 ns et un affaiblissement de
5 à 6 dB. Il est également recommandé que le seuil de l’impulsion retardée comme celui de
l’impulsion affaiblie se situent dans la zone de temps de montée partielle.
7.3.4.3 L’exemple ci-dessus n’exclut pas l’utilisation de techniques de mesure du temps d’arrivée
autres que la technique DAC, mais il faut en tout cas que les mesures de seuil aient lieu pendant le
temps de montée partielle de l’impulsion.
7.3.5 Traitement du signal dans l’interrogateur DME/P
7.3.5.1 En cours d’acquisition
a) L’interrogateur acquiert et valide le signal en moins de 2 s avant de passer en condition poursuite

même en présence de paires d’impulsions de remplissage et d’impulsions erratiques provenant de
canaux adjacents, ce qui donne un rendement du système de 50 %.
b) À la suite d’une perte de signal acquis, en mode IA ou en mode FA, l’interrogateur donne un
avertissement en moins de 1 s ; en attendant, l’information de guidage continue d’être affichée. À la
suite d’une perte de signal, l’interrogateur se remet en condition recherche dans le mode IA afin de
reprendre la poursuite.
7.3.5.2 En cours de poursuite
Lorsque la poursuite est déjà bien engagée, le récepteur produit une information de guidage valide
avant de supprimer l’avertissement. Le processus de validation se poursuit tant que l’interrogateur se

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trouve en condition poursuite. L’interrogateur demeure en condition poursuite tant que le rendement
du système est supérieur ou égal à 50 %. En condition poursuite, le récepteur assure la protection
contre les signaux erronés de courte durée et de grande amplitude.
7.3.5.3 Filtre de données de distance
Les spécifications de précision du Chapitre 3, § 3.5.3.1.3.4, ainsi que les bilans d’erreurs examinés au
§ 7.3.3, supposent que le bruit aux fréquences supérieures est limité par un filtre passe-bas à
pulsation de coupure q2 indiqué à la Figure C-21. Selon l’application prévue par l’usager, un filtrage
supplémentaire peut être utilisé en vue de la réduction du bruit à condition que la variation d’amplitude
et le retard de phase induits ne nuisent pas à la réponse dynamique des commandes de vol de
l’aéronef Les paragraphes ci-dessous traitent des caractéristiques supplémentaires recommandées
du filtre de données.
7.3.5.4 Mémoire de vitesse
Le filtre de données peut devoir être doté d’une mémoire de vitesse afin d’obtenir les précisions
spécifiées au Chapitre 3,§ 3.5.3.1.3.4, avec un rendement du système de 50 %. À noter que le
rendement du système peut être faible en mode IA pendant les émissions d’identification.
7.3.5.5 Réjection des aberrations
Les estimations de distance qui sont sensiblement différentes des estimations de distance filtrées
antérieures devraient être considérées comme erronées, puisqu’elles n’ont pas pu résulter du
déplacement de l’aéronef. Elles devraient être rejetées à l’entrée du filtre de données.

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7.3.6 Méthodes de mesure des erreurs du DME/P

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7.3.6.1 Erreurs du système
7.3.6.1.1 Les spécifications de précision du DME/P (erreur de suivi [PFE] et bruit sur les commandes
[CMN]) figurent au Chapitre 3, § 3.5.4.1.3.4. Les composantes PFE et CMN décrivent l’interaction
entre le signal de guidage DME/P et l’aéronef en des termes directement liés aux erreurs de position
de l’aéronef et à la conception des commandes de vol.
7.3.6.1.2 Afin de vérifier si les normes de précision sont respectées, on évalue les composantes PFE
et CMN sur une tranche quelconque de T secondes (T = 40 s dans le mode IA et 10 s dans le mode
FA) de l’enregistrement de l’erreur de vol dans les limites de couverture du DME/P. La condition de
probabilité de 95 % est considérée comme remplie si ces composantes PFE et CMN ne dépassent
pas les limites d’erreur spécifiées pendant une période totale supérieure à 5 % de la tranche
d’évaluation. La méthode est illustrée à la Figure C-21. Pour évaluer les composantes PFE et CMN
des données de guidage DME/P, on soustrait des données de guidage la position réelle de l’aéronef
déterminée par rapport à une référence de position appropriée ; on obtient ainsi un signal d’erreur. Ce
signal d’erreur est ensuite filtré par les filtres de PFE et de CMN, dont les sorties fournissent
respectivement des estimations convenables des composantes PFE et CMN. Ces filtres sont décrits à
la Figure C-21.
7.3.6.1.3 Ils peuvent servir à déterminer les composantes d’erreur instrumentale du transpondeur
indiquées au Chapitre 3, § 3.5.4.5.3 et 3.5.4.5.4. Les composantes d’erreur instrumentale de
l’interrogateur indiquées au Chapitre 3,§ 3.5.5.4, peuvent être déterminées de la même façon.
7.3.7 Effets des multitrajets
7.3.7.1 Les spécifications de précision du DME/P supposent que les performances ne tombent pas
au-dessous d’une certaine limite dans les conditions probables de multitrajets et que les performances
de l’interrogateur et du récepteur de transpondeur se détériorent également.
7.3.7.2 Pour que l’équipement fonctionne conformément aux spécifications, les éléments suivants
devraient s’appliquer au fonctionnement du système en mode FA :
a) Si un signal suffisamment puissant pour rendre le bruit thermique négligeable est appliqué aux
récepteurs, un second signal retardé de 0 à 350 ns par rapport au premier, d’amplitude inférieure d’au
moins 3 dB à celle du premier et dont la fréquence de dentelures varie entre 0,05 et 200 Hz ne
devrait pas causer à la sortie du récepteur des erreurs supérieures à ±100 ns (15 m).
b) En cas de retard supérieur à 350 ns, l’erreur sera considérablement réduite. L’erreur type sera de
±7 ns (1 m).
7.3.7.3 Il faudrait disposer l’antenne de bord de manière à éviter des réductions de gain devant
l’aéronef en configuration d’atterrissage. Toute réduction de gain d’antenne de ce genre risque de

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renforcer la partie de l’erreur attribuable aux multitrajets pendant les phases d’approche et
d’atterrissage, au moment où les plus hautes précisions du DME s’imposent.
7.3.8 Bilan de puissance du DME/P
7.3.8.1 Les Tableaux C-7 et C-8 donnent des exemples de bilans de puissance dans les sens air-sol
et sol-air des adaos. La valeur de crête autorisée de la puissance apparente rayonnée est fondée sur
une forme des impulsions qui répond aux contraintes spectrales du Chapitre 3, § 3.5.4.1.3, alinéa e).
7.3.8.2 Dans le calcul du bilan de puissance, on suppose que l’antenne de l’aéronef n’est pas cachée
par la structure de celui-ci, train d’atterrissage sorti compris

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7.3.8.3 Le rapport signal/bruit vidéo est lié au rapport signal/bruit FI par la relation suivante :
Note 1. — Les distances sont mesurées à partir de l’antenne du transpondeur.
Note 2. — Les paramètres qui dépendent des fréquences sont calculés pour 1 088 MHz.
7.3.9 Mesure du retard systématique du moniteur DME/P
On peut mesurer le retard systématique en mesurant la sortie d’un filtre de PFE et en commandant
une opération dans la seconde qui suit. Toutefois, étant donné que la PFE du transpondeur est une
composante d’erreur qui varie lentement, on obtiendra une mesure équivalente en faisant la moyenne
des échantillons de retard systématique non filtrés sur une seconde.
8. Indications relatives aux délais de commutation d’alimentation électrique
8.1 Délais de commutation d’alimentation électrique des aides radio basées au sol utilisées au
voisinage des aérodromes
Les délais de commutation d’alimentation électrique requis pour les aides radio à la navigation et les
éléments au sol des installations de télécommunications dépendent du type de piste et d’exploitation

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aérienne à desservir. Au Tableau C-9 figurent des délais typiques de commutation que les systèmes
d’alimentation électrique actuellement disponibles sont capables de respecter.

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SUPPLEMENT D
ÉLÉMENTS INDICATIFS RELATIFS À L’APPLICATION DES
NORMES ET PRATIQUES RECOMMANDÉES SUR LE GNSS
1. Définitions
Bi-binaire. Le format bi-binaire s’utilise en codage Manchester, parfois appelé codage Manchester
différentiel. Dans ce format, c’est la transition d’un niveau binaire à l’autre qui définit le bit.
Chip. Chacun des éléments composant une séquence de bits pseudo-aléatoire.
Code Gold. Ensemble de codes uniques utilisé par le GPS et caractérisé par de faibles valeurs de
corrélation croisée et d’autocorrélation hors crête.
Disponibilité sélective (SA). Concept désignant les techniques qui permettent de réduire
délibérément la précision du service de localisation standard et de fixer le niveau de précision en
position, en vitesse et en temps du GPS.
Note. — La fonction SA du GPS a été supprimée le 1er mai 2000, à minuit.
2. Généralités
Les normes et pratiques recommandées sur le GNSS contiennent des dispositions relatives aux
éléments énumérés au Chapitre 3, § 3.7.2.2. Le Manuel du système mondial de navigation par
satellite (GNSS) (Doc 9849) contient des éléments indicatifs supplémentaires sur la mise en œuvre .
Note. — À moins d’indication contraire expresse, les éléments indicatifs sur le GBAS s’appliquent
aussi au GRAS.
3. Critères de performance relatifs aux systèmes de navigation
3.1 Introduction
3.1.1 Les critères de performance des systèmes de navigation sont définis dans le Manuel de
navigation fondée sur les performances (Doc 9613) pour un seul aéronef et pour le système total ; les
différents éléments y sont pris en compte (signaux électromagnétiques, équipement de bord, capacité
de l’aéronef de suivre la trajectoire voulue). Les critères de performance relatifs aux signaux
électromagnétiques du GNSS ont été déduits de ces spécifications du système total. Le
GNSS exigeant de prendre en compte des configurations dégradées pouvant concerner plusieurs
aéronefs à la fois, certains de ces critères ont été définis de manière plus sévère afin de tenir compte
de telles situations.

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3.1.2 Deux types d’approche et d’atterrissage avec guidage vertical (APV), APV-I et APV-II, utilisent le
guidage vertical par rapport à l’alignement de descente, mais l’installation ou le système de
navigation peut ne pas répondre à toutes les spécifications liées aux approches de précision. Ces
opérations combinent une performance latérale égale à celle du radiophare d’alignement de piste de
l’ILS de catégorie I avec différents niveaux de guidage vertical. L’APV-I comme l’APV-II présentent
des avantages d’accès par rapport aux approches de non-précision et le service fourni dépend des
besoins opérationnels et de l’infrastructure du SBAS. L’APV-I et l’APV-II dépassent les critères
(latéraux et verticaux) prescrits pour les approches RNAV utilisant l’altimétrie barométrique et
l’équipement de bord pertinent peut donc servir pour effectuer des approches de non-précision VNAV
APV et RNAV utilisant l’altimétrie barométrique.
3.2 Précision
3.2.1 L’erreur de position du GNSS est l’écart entre la position estimée et la position réelle. En tout
point, la probabilité que cet écart soit inférieur ou égal à la spécification de précision doit être d’au
moins 95 %.
3.2.2 Les systèmes au sol fixes tels que le VOR et l’ILS présentant des caractéristiques d’erreur
relativement stables, la mesure de leurs performances peut se faire en un temps relativement court
(par exemple, pendant la vérification en vol) ; par la suite, la précision du système n’est pas censée se
modifier. Par contre, les erreurs fluctuent dans le cas du GNSS : le mouvement orbital des satellites
et les caractéristiques d’erreur du système font que les erreurs de position peuvent changer en
l’espace de quelques heures. De plus, la précision elle-même (définie par la probabilité de 95 % de
confinement des erreurs à l’intérieur des limites spécifiées) varie avec la géométrie des satellites
visibles. La mesure permanente de la précision du GNSS s’avérant impossible, la mise en œuvre de
ce système impose de recourir principalement à l’analyse et à la caractérisation des erreurs. Le GNSS
ne se prête pas aux évaluations reposant sur des mesures par fenêtre glissante.
3.2.3 Dans bien des architectures GNSS, l’erreur varie lentement avec le temps, en raison du filtrage
assuré par les systèmes de renforcement et par le récepteur de l’utilisateur. Il s’ensuit que le nombre
d’échantillons indépendants pouvant être recueillis sur une période de plusieurs minutes est faible. Il
s’agit d’un point crucial en matière d’approche de précision, puisque cela suppose une probabilité de 5
% que l’erreur de position excède la valeur spécifiée pour toute la durée de l’approche. Cependant,
les variations de précision décrites au § 3.2.2 entraînent habituellement une probabilité beaucoup plus
faible.
3.2.4 Le critère voulant que la précision soit assurée 95 % du temps a été défini afin d’assurer son
acceptation par les pilotes, car il englobe les erreurs qui se produiront le plus souvent. Cette
spécification de précision doit être respectée dans la géométrie satellitaire la plus défavorable sous

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laquelle la disponibilité du GNSS est assurée. La probabilité de telle ou telle géométrie particulière est
trop faible pour entrer en ligne de compte.
3.2.5 La précision du GNSS est donc définie comme une probabilité associée à chaque échantillon, et
non à un pourcentage donné d’échantillons dans un intervalle de mesure particulier. Si l’ensemble
d’échantillons indépendants considéré est suffisamment vaste, au moins 95 % de ces derniers
devraient être conformes aux spécifications de précision du Chapitre 3, Tableau 3.7.2.4-1. La
variabilité de précision du système liée aux mouvements des satellites entre eux n’a aucun effet, car
toutes les mesures sont rapportées à la géométrie satellitaire la plus défavorable.
3.2.6 Un exemple d’application de ce principe est l’utilisation du GPS pour assurer les performances
requises par les approches de non-précision. Pour vérifier la prise en charge correcte de ce type
d’opération quand la dilution horizontale de la précision (HDOP) est inférieure ou égale à 6, il faut
recueillir des échantillons sur une période suffisamment longue, de l’ordre de 24 heures. On note gi
l’erreur de position mesurée g pour l’échantillon i. Cette erreur est rapportée à la géométrie satellitaire
la plus défavorable suivant la formule suivante : 6 x g1 / HDOP. Le système est considéré conforme
à la spécification de précision si 95 % des écarts ainsi calibrés sont inférieurs à 220 m. Le nombre
total d’échantillons recueillis doit être suffisant pour que le résultat soit statistiquement significatif,
compte tenu du temps de décorrélation des erreurs.
3.2.7 Pour les approches de précision de catégorie I, la précision verticale est représentée par une
plage de valeurs correspondant aux valeurs limites applicables quand ces opérations sont menées au
moyen de l’ILS. Différents groupes ont établi des valeurs différentes selon l’interprétation qu’ils ont
donnée aux normes relatives à l’ILS. La valeur minimale indiquée a été retenue comme offrant le
maximum de garantie dans le cas du GNSS. De ce fait, et aussi en raison des caractéristiques
d’erreur différentes du GNSS et de l’ILS, il est théoriquement possible de mener des opérations de
catégorie I en utilisant des valeurs de précision plus élevées (tout en restant compris dans la plage
spécifiée). La disponibilité du système croît évidemment en raison des valeurs choisies. La limite
supérieure a été proposée comme acceptable, sous réserve de validation.
3.2.8 L’erreur de position du service de localisation standard (SPS) du GPS (Chapitre 3, § 3.7.3.1.1.1)
tient compte seulement de la contribution du secteur spatial et du secteur de contrôle aux erreurs de
position (erreurs d’horloge et d’éphémérides du satellite) ; elle n’inclut pas les contributions des
erreurs des modèles de retards ionosphérique et troposphérique, les erreurs dues aux trajets
multiples ni les erreurs de mesure dues au bruit du récepteur (§ 4.1.2 du présent Supplément). Les
normes sur les récepteurs traitent de ces erreurs. L’erreur sur la position de l’utilisateur à la sortie de
l’équipement compatible ABAS dépend essentiellement du récepteur GNSS employé.
3.2.8.1 Pour les récepteurs GNSS de base, les normes de qualification des récepteurs exigent qu’une
précision de position inférieure à 100 m (95 % du temps) horizontalement et à 156 m (95 % du temps)

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verticalement soit démontrée en présence de brouillage et d’un modèle de disponibilité sélective (SA).
Les normes sur les récepteurs n’exigent pas qu’un GNSS de base applique la correction du retard
ionosphérique précisée à l’Appendice B, § 3.1.2.4.
Note. — Le terme « récepteur GNSS de base » désigne l’avionique GNSS répondant au moins aux
exigences relatives à un récepteur GPS définies dans le RAM 15 Partie 1, et aux spécifications du
document RTCA/DO-208, amendé par le document TSO-C129A de la Federal Aviation Administration
(FAA) des États-Unis, ou du document EUROCAE ED-72A (ou un équivalent).
3.2.8.2 Le Tableau D-0 donne les valeurs représentatives de la précision de position de l’utilisateur du
GPS depuis la suppression de la SA ; ces valeurs correspondent à une estimation prudente. Les
chiffres indiqués ont été établis en supposant que les deux pires satellites d’une constellation
nominale de 24 satellites GPS sont hors service. De plus, une erreur du
modèle de retard ionosphérique de 7 m (1 σ), une erreur résiduelle de retard troposphérique de 0,25
m (1 σ) et une erreur due au bruit du récepteur de 0,80 m (1 σ) sont supposées. Après la suppression
de la SA (Section 1 du présent Supplément), l’erreur de pseudodistance dominante pour les
utilisateurs du service de localisation standard du GPS est l’erreur ionosphérique résiduelle après
correction des effets ionosphériques. En outre, cette erreur varie fortement et est fonction des
conditions telles que la latitude géomagnétique de l’utilisateur, le niveau d’activité solaire (c’est-à-dire
la partie du cycle solaire dont il faut tenir compte), le niveau d’activité ionosphérique (présence ou non
d’une tempête magnétique), l’angle de site de la mesure de pseudodistance, la saison et l’heure du
jour. Les hypothèses sur les erreurs du modèle de retard ionosphérique à l’origine des valeurs du
Tableau D-0 sont généralement prudentes ; toutefois, il peut y avoir des circonstances dans lesquelles
l’erreur supposée de 7 m (1 σ), serait insuffisante pendant un maximum d’activité solaire.
3.2.9 Les récepteurs SBAS et GBAS seront plus précis, et leur précision sera caractérisée en temps
réel, les récepteurs utilisant des modèles d’erreur normalisés décrits au Chapitre 3, § 3.5, pour le
SBAS et au Chapitre 3, § 3.6, pour le GBAS.
Note 1. — Le terme « récepteur SBAS » désigne l’avionique GNSS répondant au moins aux
exigences relatives à un récepteur SBAS définies au RAM 15 Partie 1, et aux spécifications du
document RTCA/DO-229C, amendé par le document TSO-C145A/C146A de la Federal Aviation
Administration des États-Unis (ou un équivalent).

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Note 2. — Le terme « récepteur GBAS » désigne l’avionique GNSS répondant au moins aux
exigences relatives à un récepteur GBAS définies au RAM 15 Partie 1,, et aux spécifications du
document RTCA/DO-253A, amendé par les documents TSO-C161 et TSO-C162 de la Federal
Aviation Administration des États-Unis (ou un équivalent).
3.3 Intégrité et délai d’alarme
3.3.1 L’intégrité est la mesure du niveau de confiance dans l’exactitude des informations fournies par
l’ensemble du système. Elle peut également être définie comme l’aptitude d’un système à fournir au
moment voulu des avertissements valables pour l’utilisateur (les alarmes) quand ce système ne doit
pas être utilisé pour une opération (ou phase de vol) donnée.
3.3.2 Pour permettre de déterminer si l’erreur de position est acceptable, on définit également le seuil
d’alarme, ou valeur maximale de l’erreur de position ne compromettant pas la sécurité de l’opération.
Si l’erreur dépasse ce seuil, une annonce se déclenche. Le GNSS s’apparente ici à l’ILS : à un certain
e
niveau de dégradation des performances, l’erreur peut dépasser le 95 centile tout en restant en deçà
de la limite de surveillance.
3.3.3 Pour les opérations de départ, en route, en région terminale, d’approche initiale ou d’approche
de non-précision, la spécification d’intégrité du système de navigation pour un seul aéronef est de 1
−5
−1 x 10 /h.
3.3.4 Par rapport aux aides à la navigation traditionnelles, l’incidence d’un défaut d’intégrité sur la
gestion du trafic aérien est plus grande dans le cas des systèmes de navigation par satellite, car,
pendant la phase en route, les signaux électromagnétiques sont captés simultanément par un grand
nombre d’aéronefs évoluant dans une zone étendue. Les spécifications de performance énoncées au
Chapitre 3, Tableau 3.7.2.4-1, sont donc plus sévères.
3.3.5 Concernant l’approche de précision et l’APV, les spécifications d’intégrité relatives aux signaux
électromagnétiques du GNSS (voir Chapitre 3, Tableau 3.7.2.4-1) ont été choisies de manière à
coïncider avec celles qui s’appliquent à l’ILS.
3.3.6 La Note 2 du Tableau 3.7.2.4-1 donne les seuils d’alarme pour les opérations normales. Une
plage de valeurs de seuil d’alarme est spécifiée pour les approches de précision de manière à tenir
compte des différences éventuelles de conception du système qui pourraient avoir des incidences sur
l’opération. Dans le cas de l’ILS, les seuils appliqués au moniteur pour les paramètres de signal clés
sont normalisés et les moniteurs eux-mêmes ont un bruit de mesure très faible pour le paramètre
surveillé. Dans le cas du GNSS différentiel, certains moniteurs ont une incertitude de bruit de mesure
relativement élevée et son incidence doit être prise en compte dans l’opération prévue. Dans tous les
cas, le seuil d’alarme a pour effet de limiter la géométrie satellite-utilisateur à une géométrie où la
performance du moniteur (normalement dans le domaine de la pseudodistance) est acceptable
lorsqu’elle est transposée au domaine de la position.

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3.3.7 La valeur la plus faible (10 m [33 ft]) du seuil d’alarme vertical (VAL) de l’approche de précision a
été calculée sur la base de la performance du moniteur de l’ILS puisqu’elle peut influer sur
l’alignement de descente à une altitude de descente nominale de 60 m (200 ft) au-dessus du seuil de
piste. L’application de ce seuil d’alarme permet de comparer directement l’erreur du GNSS en cas de
défaillance à une erreur de l’ILS en cas de défaillance, établissant que les erreurs du GNSS sont
inférieures ou égales à celles de l’ILS. Dans les cas de défaillances GNSS où le bruit de mesure est
relativement élevé, les seuils du moniteur sont plus rigoureux que ceux de l’ILS.
3.3.8 La valeur la plus élevée (35 m [115 ft]) du VAL de l’approche de précision a été déterminée de
manière à assurer une marge de franchissement d’obstacles équivalente à celle de l’ILS pour les
erreurs qui peuvent être représentées par une erreur systématique durant l’approche finale, l’altitude
de décision de l’aéronef étant obtenue indépendamment à partir de la pression barométrique. Une
évaluation de l’effet dans le cas le plus défavorable d’une erreur systématique latente égale au seuil
d’alarme de 35 m (115 ft) montre qu’une protection suffisante de la marge de franchissement
d’obstacles est assurée lors de l’approche ou de l’approche interrompue (compte tenu que l’altitude de
décision obtenue à partir d’un altimètre barométrique indépendant est atteinte plus tôt ou plus tard). Il
est important de comprendre que cette évaluation ne s’applique qu’au franchissement des obstacles
et qu’elle se limite aux erreurs qui peuvent être représentées par des erreurs systématiques.
L’analyse établit qu’il est possible de tolérer des erreurs systématiques de 35 m (115 ft), vers le haut
ou vers le bas, jusqu’aux limites de l’angle d’alignement de descente définies dans les Procédures
pour les services de navigation aérienne — Exploitation technique des aéronefs (PANS-OPS, Doc
8168) pour les catégories de vitesse d’approche (catégories A à D), sans empiéter sur les surfaces de
franchissement d’obstacles de l’ILS.
3.3.9 Puisque l’analyse du VAL de 35 m (115 ft) est limitée, il faudrait effectuer une analyse de
sécurité de niveau système avant d’utiliser une valeur supérieure à 10 m (33 ft) pour une conception
de système donnée. Cette analyse devrait tenir compte des critères de franchissement d’obstacles, du
risque de collision dû à une erreur de navigation et du risque d’atterrissage dangereux dû à une erreur
de navigation, en tenant compte des caractéristiques de conception du système et de l’environnement
d’exploitation (type d’aéronef exécutant l’approche et infrastructure de l’aéroport). En ce qui concerne
le risque de collision, il suffit de confirmer que les hypothèses indiquées au § 3.3.8 sont valables pour
un VAL de 35 m (115 ft).Pour ce qui est de l’atterrissage dangereux, la principale protection contre
l’erreur de navigation est l’intervention du pilote pendant le segment à vue. Des essais opérationnels
limités, conjugués à l’expérience opérationnelle, indiquent que des erreurs de navigation inférieures à
15 m (50 ft) se traduisent constamment par des performances d’atterrissage acceptables. Des erreurs
supérieures à 15 m (50 ft) peuvent causer une augmentation substantielle de la charge de travail de
l’équipage de conduite et risquent de réduire considérablement la marge de sécurité, notamment
lorsque les erreurs amènent le point où l’aéronef atteint l’altitude de décision plus près du seuil de

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piste, l’équipage de conduite pouvant alors essayer d’atterrir avec une vitesse descensionnelle
anormalement élevée. La gravité du danger de cet événement est majeure (voir le Doc 9859,Manuel
de gestion de la sécurité [MGS]). Une manière acceptable de gérer les risques du segment à vue est
d’avoir un système qui soit conforme aux critères suivants :
a) la précision en l’absence de défaillances est équivalente à celle de l’ILS, avec une erreur du
système de navigation (NSE) dans le plan vertical inférieure à 4 m (13 ft) et une NSE dans le plan
vertical en l’absence de défaillances supérieure à 10 m (33 ft) avec une probabilité inférieure à
-7
10 pour chaque emplacement où l’opération doit être approuvée. Cette évaluation est effectuée
dans toutes les conditions environnementales et opérationnelles dans lesquelles le service est déclaré
disponible ;
b) la conception du système est telle qu’en situation de défaillance la probabilité d’une erreur
-5
supérieure à 15 m (50 ft) est inférieure à 10 , de manière que le risque que l’erreur se produise est
ténu. Les défaillances à prendre en compte sont celles qui touchent les constellations de base et les
systèmes de renforcement du GNSS utilisés. Cette probabilité est une combinaison de la probabilité
qu’une défaillance donnée se produise et de la probabilité de détection applicable aux moniteurs
utilisés. Normalement, la probabilité d’une seule défaillance est assez élevée pour que les moniteurs
soient tenus de satisfaire à cette condition.
3.3.10 Dans le cas du GBAS, une disposition technique prévoit que le seuil d’alarme, fixé à 10 m (33
ft) par les normes du GBAS, soit diffusé aux aéronefs. Dans le cas du SBAS, les dispositions
techniques prévoient la spécification du seuil d’alarme à l’aide d’une base de données actualisable
(Supplément C).
3.3.11 Les spécifications d’intégrité relatives à l’approche s’appliquent à tout atterrissage quel qu’il
soit et exigent une conception à sûreté intégrée. Si, dans une approche donnée, le risque spécifique
dépasse ce critère, l’opération ne doit pas être exécutée. Un des objectifs du processus de conception
est de déterminer les risques spécifiques qui pourraient produire des informations trompeuses et de
réduire ces risques au moyen de la redondance ou de la surveillance de manière à obtenir une sûreté
intégrée. Par exemple, le système sol pourrait avoir des processeurs de correction redondants et être
capable de s’arrêter automatiquement en cas de perte de la redondance par suite d’une défaillance du
processeur.
3.3.12 Un aspect unique du GNSS est que les performances varient dans le temps en raison des
changements dans la géométrie des satellites de base. Les protocoles SBAS et GBAS tiennent
compte de cette variation grâce aux équations du niveau de protection, qui permettent d’interdire
l’utilisation du système si le risque d’intégrité est trop élevé.

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3.3.13 Les performances du GNSS peuvent aussi varier dans le volume de service selon la géométrie
des constellations satellitaires de base visibles. Les variations spatiales des performances du système
peuvent s’accentuer lorsque le système sol fonctionne en mode dégradé par suite de la défaillance de
composants du système comme les stations de surveillance ou les liaisons de communication. Le
risque créé par les variations spatiales des performances du système doit être pris en compte dans
les équations du niveau de protection, c’est-à-dire les corrections diffusées.
3.3.14 Les systèmes de renforcement du GNSS subissent aussi plusieurs effets atmosphériques,
principalement attribuables à l’ionosphère. Les variations spatiales et temporelles de l’ionosphère
peuvent causer des erreurs de retard ionosphérique locales ou régionales qui ne peuvent pas être
corrigées dans les architectures SBAS ou GBAS en raison de la définition des protocoles des
messages. Ces événements sont rares et leur probabilité varie d’une région à l’autre, mais ils ne
seront sans doute pas négligeables. Les erreurs ainsi causées peuvent être assez importantes pour
produire des informations trompeuses et il faut les atténuer dès la conception du système en tenant
compte de leurs incidences dans les paramètres diffusés (par ex., σiono_vert dans le GBAS), et en
surveillant les conditions extrêmes où les paramètres diffusés ne suffisent pas. La probabilité que ces
événements se produisent doit être prise en compte dans l’élaboration de tout dispositif de
surveillance du système.
3.3.15 Les erreurs dues aux trajets multiples qui se produisent aux récepteurs de référence au sol
sont un autre effet environnemental dont il faut tenir compte dans la conception du système sol ; ces
erreurs dépendent de l’environnement physique des antennes de la station de surveillance ainsi que
de l’angle de site des satellites et de la durée de la poursuite des satellites.
3.4 Continuité du service
3.4.1 La continuité du service d’un système est son aptitude à remplir sa fonction sans interruptions
non prévues pendant l’opération envisagée.
3.4.2 En route
3.4.2.1 Dans le cas des opérations en route, la continuité du service est l’aptitude du système de
navigation à fournir, pendant toute l’opération prévue, des données exploitables conformes aux
spécifications de précision et d’intégrité, sachant que le système était disponible au début de
l’opération. Les défauts de continuité se traduisent par des alarmes déclenchées par le système de
navigation à la suite de défaillances ou d’incidents se cumulant en situation de fonctionnement par
ailleurs normale (ce qui est rare). Les opérations en route étant de durée variable, la spécification de
continuité s’exprime sous la forme d’une probabilité par heure.
3.4.2.2 La spécification de continuité du système de navigation pour un seul aéronef est de 1 −1

−4
x10 /h. Or, les systèmes par satellite émettent généralement des signaux à l’intention de nombreux

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aéronefs évoluant dans une zone étendue. Aussi les spécifications de continuité données au Chapitre
3, Tableau 3.7.2.4-1, correspondent-elles en fait aux spécifications de fiabilité des signaux
électromagnétiques du GNSS : il s’agit du temps moyen entre interruptions de service (MTBO) établi
pour les éléments du GNSS.
3.4.2.3 Une plage de valeurs est indiquée au Chapitre 3, Tableau 3.7.2.4-1, pour la spécification de
continuité des signaux électromagnétiques pour les opérations en route. La valeur inférieure
correspond au niveau de continuité minimal auquel le système est utilisable. Elle convient aux zones
où la circulation est peu dense et l’espace aérien, peu complexe. Dans de telles zones, les
défaillances du système de navigation ne pénalisent que quelques aéronefs et il n’est donc pas
nécessaire d’imposer une spécification de continuité très supérieure à celle qui s’applique à un seul
−4 −8
aéronef (1 −1 x10 /h).Quant à la valeur supérieure (c’est-à-dire 1 −1 x10 /h), elle convient aux zones
à forte densité de circulation et où l’espace aérien est complexe ; dans ces zones, toute défaillance
risque d’affecter de nombreux aéronefs. Cette valeur est adéquate dans les cas où les utilisateurs se
fient particulièrement au système pour la navigation, et peut-être même pour la surveillance
dépendante. La valeur fournie est suffisamment élevée pour les scénarios fondés sur une faible
probabilité de panne durant toute la durée de vie du système. Les valeurs intermédiaires (ex. : 1 −1
−6
x10 /h) conviennent dans le cas de zones à forte densité de circulation et à espace aérien complexe
dans lesquelles les utilisateurs se fient grandement au système de navigation, mais où il est possible
de pallier les défaillances de ce dernier, par exemple en mettant en œuvre des moyens de navigation
auxiliaires ou en recourant à la surveillance et à ’intervention du contrôle de la circulation aérienne
pour maintenir les normes de séparation. La valeur de la spécification de continuité est déterminée
par les besoins de l’espace aérien pour prendre en charge la navigation ; elle varie selon que le
GNSS remplace une infrastructure existante d’aides à la navigation ou qu’il n’existe aucune
infrastructure de ce genre.
3.4.3 Approche et atterrissage
3.4.3.1 Dans les opérations d’approche et d’atterrissage, la continuité du service est l’aptitude du
système de navigation à fournir, pendant toute l’opération prévue, des données exploitables
conformes aux spécifications de précision et d’intégrité, sachant que le système était disponible au
début de l’opération. Les défauts de continuité se traduisent par des alarmes déclenchées par le
système de navigation à la suite de défaillances ou d’incidents se cumulant en situation de
fonctionnement par ailleurs normale (ce qui est rare). La spécification de continuité s’exprime ici sous
forme de probabilité pendant un bref temps d’exposition.
3.4.3.2 Les spécifications de continuité relatives aux opérations d’approche et d’atterrissage englobent
la part du récepteur de bord et celle des éléments non embarqués du système. Dans ce cas, on
n’estime pas qu’il soit nécessaire de hausser les valeurs lorsque plusieurs aéronefs utilisent le
système : la valeur de la continuité ne se rapporte normalement qu’au risque que l’approche soit

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interrompue, et les aéronefs peuvent être considérés comme indépendants les uns des autres. Dans
certains cas, toutefois, il peut s’avérer nécessaire d’augmenter les valeurs de continuité, par exemple
dans le cas où un même système couvre deux pistes parallèles faiblement espacées, étant donné
qu’une défaillance du système a une incidence sur les deux pistes.
3.4.3.3 Dans les approches APV et de catégorie I utilisant le GNSS, l’approche interrompue est
considérée comme une opération normale puisqu’elle se produit lorsque l’aéronef descend à l’altitude
de décision applicable à l’approche et que le pilote est incapable de continuer l’opération à l’aide des
références visuelles. La spécification de continuité pour ces opérations s’applique au risque moyen
(dans le temps) de perdre le service, le temps d’exposition étant normalisé à 15 s. Le risque
spécifique de perte de continuité dans une approche donnée pourrait donc dépasser la moyenne
spécifiée sans nécessairement compromettre la sécurité du service assuré ou de l’approche. Une
évaluation de la sécurité effectuée pour un système a conduit à la conclusion que, dans les
circonstances énoncées dans l’évaluation, il était plus sûr de continuer à assurer le service que de
l’interrompre.
3.4.3.4 Il est possible de publier des procédures lorsque la conception du système ne respecte pas le
risque moyen de perte de continuité spécifié dans les SARP, mais il faut dans ce cas mettre en place
des mesures opérationnelles pour faire face à la réduction de continuité prévue. On peut, par
exemple, ne pas autoriser la planification du vol uniquement parce que le risque moyen de perte de
continuité d’un moyen de navigation GNSS est élevé.
3.5 Disponibilité
3.5.1 La disponibilité du GNSS se caractérise par l’intervalle durant lequel le système doit être utilisé
pour la navigation et au cours duquel des données de navigation fiables sont présentées soit à
l’équipage, soit au pilote automatique ou à tout autre système de gestion du vol.
3.5.2 Pour définir les spécifications de disponibilité applicables au GNSS, il convient de tenir compte
du niveau de service à assurer. Si le service de navigation par satellite est destiné à remplacer une
infrastructure d’aides à la navigation en route, il est préférable que sa disponibilité soit similaire à celle
de l’infrastructure en question. Il convient en outre d’évaluer l’incidence opérationnelle d’une
éventuelle dégradation du service.
3.5.3 Quand le GNSS présente une faible disponibilité, il est tout de même possible d’utiliser le
service de navigation par satellite à condition de le restreindre aux seules périodes pendant lesquelles
il est censé être disponible, ce qu’il est possible de prévoir dans le cas du GNSS, car la non-
disponibilité due à une mauvaise configuration géométrique des satellites visibles se reproduit à
intervalles réguliers. Sous réserve d’une telle restriction, seul subsiste le risque qu’un élément vital
fasse défaut entre le moment où la prévision est faite et celui où s’effectue l’opération.
3.5.4 En route

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3.5.4.1 Pour définir les spécifications de disponibilité applicables à une zone ou à un type d’opération
donné, il convient de tenir compte des points suivants :
a) densité et complexité de la circulation ;
b) aides à la navigation auxiliaires ;
c) couverture des radars de surveillance primaires ou secondaires ;
d) circulation aérienne et procédures définies à l’intention des pilotes ;
e) durée des interruptions de service.
3.5.4.2 C’est pour cette raison que, dans les SARP sur le GNSS, la disponibilité est définie par une
plage de valeurs Elle correspond à la prise en charge par le seul GNSS d’opérations effectuées dans
des espaces aériens où la circulation présente divers degrés de densité et de complexité. La valeur
minimale indiquée permet d’utiliser le GNSS comme moyen unique de navigation dans les espaces
aériens où la circulation est peu dense et peu complexe.
3.5.4.3 Bien que les systèmes de renforcement rendent le GNSS moins tributaire des éléments
principaux du système, ils ne peuvent assurer un service réellement exploitable en l’absence de ces
derniers. Pour définir la spécification de disponibilité applicable à un système de renforcement donné
dans telle ou telle région, il convient donc de tenir compte aussi de la possible dégradation de ces
éléments, c’est-à-dire de la constellation minimale à prévoir (donc du nombre et de la diversité des
satellites). Il est d’ailleurs recommandé d’élaborer les procédures d’exploitation à suivre en cas de
dégradation.
3.5.5 Approche
3.5.5.1 Pour définir les spécifications applicables à une zone donnée, il convient de tenir compte des
points suivants :
a) densité et complexité de la circulation ;
b) procédures permettant de définir et d’effectuer une approche vers un aéroport de dégagement ;
c) système de navigation à utiliser à l’aéroport de dégagement ;
d) circulation aérienne et procédures définies à l’intention des pilotes ;
e) durée des interruptions de service ;
f) étendue des zones touchées par ces interruptions.
3.5.5.2 Lors de l’élaboration de procédures d’exploitation applicables aux systèmes d’approche au

GNSS, il convient de prendre en considération la durée des interruptions de service et leur incidence
sur l’aéroport de dégagement. Certaines interruptions risquent de gêner de nombreuses approches à

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la fois mais, d’un autre côté, le service peut se rétablir de lui-même du simple fait du déplacement des
satellites sur leur orbite.
3.5.6 Détermination de la disponibilité du GNSS
La disponibilité du GNSS est compliquée par le déplacement des satellites par rapport à la zone de
couverture considérée et les délais parfois longs de remise en service des satellites défaillants. La
mesure précise de la disponibilité exigerait de nombreuses années, puisqu’il faudrait y consacrer une
période de durée supérieure à la moyenne des temps de bon fonctionnement (MTBF) et aux délais de
réparation. Il faut donc définir, dès la conception du système, la disponibilité recherchée, puis la
vérifier par analyse et modélisation. La modélisation de la disponibilité devrait tenir compte des
modèles d’erreurs ionosphériques, troposphériques et du récepteur utilisés par le récepteur pour
vérifier l’intégrité (par exemple, le calcul des valeurs HPL, LPL et VPL). La disponibilité spécifiée au
Chapitre 3, § 3.7.2.4, est la disponibilité calculée.
Note. — Le Supplément F contient des éléments indicatifs supplémentaires sur la disponibilité et la

fiabilité des moyens de radiocommunication et des aides à la navigation.
4. Éléments de base du GNSS
4.1 GPS
Note. — Les documents Global Positioning System Standard Positioning Service — Performance
Standard (septembre 2008) et Interface Specification (IS)-GPS-200E contiennent des
renseignements supplémentaires sur le GPS.
4.1.1 La norme de performance est définie en supposant qu’un récepteur représentatif du SPS est
utilisé. Un récepteur représentatif présente les caractéristiques suivantes :
a) conçu conformément à la norme (IS)-GPS-200E;
b) utilise un angle de masquage de 5° ;
c) utilise la mise en œuvre la plus récente du système de coordonnées orthogonal dextrorsum,

géocentrique, à axes fixes (ECEF) du système géodésique mondial — 1984 (WGS-84) pour calculer
la position du satellite et la distance géométrique ;
d) génère une solution de position et de temps à partir des données diffusées par tous les satellites
visibles ;
e) compense les effets dynamiques du décalage Doppler sur la phase nominale de la porteuse du
signal de mesure de distance SPS et les mesures du code C/A ;
f) exclut de la solution de position les satellites marginaux et ceux qui ne sont pas en état de
fonctionner ;

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g) emploie des données d’éphémérides et d’horloge intrinsèquement cohérentes pour tous les
satellites utilisés dans la solution de position ;
h) cesse la poursuite lorsqu’un satellite GPS arrête de transmettre un signal qui peut être suivi..
La précision du transfert de temps s’applique aux données du message de navigation diffusé, qui
ramène le temps du SPS du GPS au temps UTC du U.S. Naval Observatory. Un récepteur de 12
canaux satisfera aux performances spécifiées au Chapitre 3, § 3.7.3.1.1.1 et 3.7.3.1.2. Un récepteur
qui ne peut poursuivre que quatre satellites (Appendice B, § 3.1.3.1.2) ne satisfera pas complètement
aux performances de précision et de disponibilité.
Note.— Les conditions indiquant qu’un satellite est « en état de fonctionner », « marginal » ou « hors
d’état de fonctionner » sont décrites dans le document du Département de la Défense des
États-Unis, Global Positioning System – Standard Positioning Service – Performance Standard”,
4e édition, septembre 2008, section 2.3.2.
4.1.2 Précision en position. La précision en position est mesurée au moyen d’un récepteur
représentatif et d’un intervalle de mesure de 24 heures pour un point quelconque de la zone de
couverture. La précision en positionnement et en temps ne s’applique qu’au signal électromagnétique
(SIS) et ne tient pas compte de sources d’erreur telles que l’ionosphère, la troposphère, le brouillage,
le bruit du récepteur et les trajets multiples.
4.1.3 Précision en distance. La norme relative à la précision en distance s’applique aux opérations
normales, ce qui signifie que les données de navigation actualisées sont transmises
régulièrement aux satellites. La précision en distance est fonction de l’indication par le satellite qu’il
est en état de fonctionner et de la transmission du code C/A par le satellite ; elle ne tient pas compte
des défaillances des satellites en dehors des caractéristiques normales de fonctionnement. Les
limites de précision en distance peuvent être dépassées lorsqu’il y a une défaillance ou une anomalie
du satellite pendant que des données lui sont transmises. La limite d’erreur de distance est le
maximum pour tout satellite mesuré sur un intervalle de 3 s en un point quelconque de la zone de
couverture. La limite d’erreur sur l’accélération est le maximum pour tout satellite mesuré sur un
intervalle de 3 s en un point quelconque de la zone de couverture. La précision de l’erreur quadratique
moyenne de distance est la moyenne de l’URE RMS de tous les satellites sur un intervalle de 24
heures en un point quelconque de la zone de couverture. Dans des conditions nominales, tous les
satellites suivent les mêmes normes ; il convient donc aux fins de la modélisation de la disponibilité de
supposer que tous les satellites ont une erreur de mesure de distance pour l’usager (URE) SIS RMS
de 4 mètres. Les normes ne concernent que les erreurs de distance imputables au secteur spatial et
au secteur de contrôle.
4.1.4 Disponibilité. La norme relative à la disponibilité s’applique aux opérations normales, ce qui

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signifie que les données de navigation actualisées sont transmises régulièrement aux satellites.
La disponibilité est le pourcentage du temps sur tout intervalle de 24 heures, pendant lequel l’erreur
prévue de détermination de la position (95 %) (due aux erreurs du secteur spatial et du secteur de
contrôle) est inférieure à son seuil en un point quelconque de la zone de couverture. Elle est basée
sur un seuil horizontal de 17 mètres (95 %), un seuil vertical de 37 mètres (95 %), l’emploi d’un
récepteur représentatif et le fonctionnement dans le volume de service pendant un intervalle de 24
heures. La disponibilité du service suppose une constellation qui répond aux critères du § 4.1.4.2.
4.1.4.1 Lien avec la disponibilité des renforcements. La disponibilité de l’ABAS, du GBAS et du SBAS
n’est pas directement liée à la disponibilité du GPS définie au Chapitre 3, § 3.7.3.1.2. Les États et les
exploitants doivent évaluer la disponibilité du système renforcé en comparant les performances
renforcées aux spécifications. L’analyse de disponibilité est basée sur une constellation satellitaire
hypothétique et la probabilité d’avoir un nombre donné de satellites.
4.1.4.2 Disponibilité des satellites/de la constellation. Il y aura 24 satellites opérationnels maintenus

en orbite avec une probabilité de 0,95 (moyenne pour un jour quelconque), un satellite étant
opérationnel s’il est capable de transmettre, sans nécessairement transmettre, un signal de mesure
de distance utilisable. Au moins 21 satellites des 24 positions nominales du créneau orbital doivent
être en état de fonctionner et transmettre un signal de navigation avec une probabilité de
0,98 (normalisée annuellement). Au moins 20 satellites des 24 positions nominales du créneau
orbital doivent être en état de fonctionner et transmettre un signal de navigation avec une
probabilité de 0,99999 (normalisée annuellement).
4.1.5 Fiabilité. La fiabilité est le pourcentage du temps dans un intervalle de temps donné pendant
lequel l’URE SIS SPS instantanée se maintient dans la limite d’erreur de distance, en un point
quelconque du volume de service, pour tous les satellites GPS en état de fonctionner. La norme de
fiabilité est basée sur un intervalle de mesure d’un an et la moyenne des valeurs quotidiennes dans la
zone de couverture. La pire fiabilité moyenne en un point suppose que la durée totale d’interruption de
service de 18 heures se produira en ce point particulier (3 interruptions de 6 heures chacune).
4.1.6 Interruption de service majeure. Une interruption de service majeure se définit comme un état au
cours d’un intervalle pendant lequel une erreur du signal de mesure de distance d’un satellite GPS en
état de fonctionner (à l’exclusion des erreurs atmosphériques et des erreurs du récepteur) dépasse la
limite d’erreur de distance de 4,42 fois la limite supérieure de l’exactitude de distance pour
l’usager (URA) diffusée par un satellite pendant plus longtemps que le délai d’alarme (10 s)
admissible.
-5
La probabilité de 1 * 10 indiquée au Chapitre 3, § 3.7.3.1.4, correspond à un maximum de 3
interruptions de service majeures pour toute la constellation, par année, en supposant une
constellation maximale de 32 satellites.

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4.1.7 Continuité. La continuité pour un satellite GPS en état de fonctionner est la probabilité que le
SIS du SPS continue à fonctionner sans interruption imprévue au cours d’un intervalle de temps
spécifié. Les interruptions prévues qui sont annoncées avec un préavis d’au moins 48 heures ne
contribuent pas à une perte de continuité.
4.1.8 Couverture. Le service de localisation standard dessert la zone de couverture terrestre, de la

surface de la Terre jusqu’à une altitude de 3 000 km.
4.2 GLONASS
Note. — Le document GLONASS Interface Control, publié par le Centre d’information sur la
coordination scientifique rattaché au Ministère de la défense de la Fédération de Russie (Moscou),
contient des renseignements supplémentaires sur le GLONASS.
4.2.1 Hypothèses. La norme de performance est définie en supposant qu’un récepteur représentatif
du canal de précision standard (CSA) est utilisé. Un récepteur représentatif présente les
caractéristiques suivantes : conçu conformément à la norme ICD GLONASS ; utilise un angle de
masquage de 5° ; utilise la mise en œuvre la plus récente du système de coordonnées PZ-90 et les
paramètres de conversion PZ-90 — WGS-84 indiqués à l’Appendice B, § 3.2.5.2, pour calculer la
position du satellite et la distance géométrique ; génère une solution de position et de temps à partir
des données diffusées par tous les satellites visibles ; compense les effets dynamiques du décalage
Doppler sur la phase nominale de la porteuse du signal de mesure de distance CSA et les mesures
du signal de précision standard ; exclut de la solution de position les satellites GLONASS qui ne sont
pas en état de fonctionner ; emploie des données d’éphémérides et d’horloge à jour et
intrinsèquement cohérentes pour tous les satellites utilisés dans la solution de position ; cesse la
poursuite lorsqu’un satellite GLONASS arrête de transmettre le code de précision standard. La
précision du transfert de temps s’applique à un récepteur stationnaire fonctionnant à un emplacement
ayant fait l’objet d’un levé.
4.2.2 Précision. La précision est mesurée au moyen d’un récepteur représentatif et d’un intervalle de
mesure de 24 heures pour un point quelconque de la zone de couverture. La précision en
positionnement et en temps ne s’applique qu’au signal électromagnétique (SIS) et ne tient pas compte
de sources d’erreur telles que l’ionosphère, la troposphère, le brouillage, le bruit du récepteur et les
trajets multiples. La précision est établie en supposant que les deux pires satellites des 24 satellites
sont retirés de la constellation et que l’erreur de distance pour l’usager (URE) SIS RMS de la
constellation est de 6 mètres.
4.2.3 Précision en distance. La précision en distance est fonction de l’indication par le satellite qu’il est
en état de fonctionner et de la transmission du code de précision standard par le satellite ; elle ne tient
pas compte des défaillances des satellites en dehors des caractéristiques normales de
fonctionnement. Les limites de précision en distance peuvent être dépassées lorsqu’il y a une

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défaillance ou une anomalie du satellite pendant que des données lui sont transmises. Le
dépassement de la limite d’erreur de distance constitue une interruption de service majeure (§ 4.2.6).
La limite d’erreur de distance est le maximum pour tout satellite mesuré sur un intervalle de 3 s en un
point quelconque de la zone de couverture. La limite d’erreur sur l’accélération est le maximum pour
tout satellite mesuré sur un intervalle de 3 s en un point quelconque de la zone de couverture. La
précision de l’erreur quadratique moyenne de distance est la moyenne de l’URE RMS de tous les
satellites sur un intervalle de 24 heures en un point quelconque de la zone de couverture. Dans des
conditions nominales, tous les satellites suivent les mêmes normes ; il convient donc aux fins de la
modélisation de la disponibilité de supposer que tous les satellites ont une URE SIS RMS de 6
mètres. Les normes ne concernent que les erreurs de distance imputables au secteur spatial et au
secteur de contrôle.
4.2.4 Disponibilité. La disponibilité est le pourcentage du temps sur tout intervalle de 24 heures,
pendant lequel l’erreur prévue de détermination de la position (95 %) (due aux erreurs du secteur
spatial et du secteur de contrôle) est inférieure à son seuil en un point quelconque de la zone de
couverture. Elle est basée sur un seuil horizontal de 12 m (40 ft) et un seuil vertical de 25 m (80 ft)
ainsi que sur l’emploi d’un récepteur représentatif et le fonctionnement dans le volume de service
pendant un intervalle de 24 heures. La disponibilité du service suppose la pire combinaison de deux
satellites hors service.
4.2.4.1 Lien avec la disponibilité des renforcements. La disponibilité de l’ABAS, du GBAS et du SBAS
n’est pas directement liée à la disponibilité du GLONASS définie au Chapitre 3, § 3.7.3.2.2. L’analyse
de disponibilité est basée sur une constellation satellitaire hypothétique et la probabilité d’avoir un
nombre donné de satellites. Il y a 24 satellites opérationnels disponibles en orbite avec une probabilité
de 0,95 (moyenne pour un jour quelconque), un satellite étant opérationnel s’il est capable de
transmettre, sans nécessairement transmettre, un signal de mesure de distance utilisable. Au moins
21 satellites des 24 positions nominales du plan/créneau orbital doivent être en état de fonctionner et
transmettre un signal de navigation avec une probabilité de 0,98 (moyenne annuelle).
4.2.5 Fiabilité. La fiabilité est le pourcentage du temps dans un intervalle de temps donné pendant
lequel l’URE SIS CSA instantanée se maintient dans la limite d’erreur de distance, en un point
quelconque de la zone de couverture, pour tous les satellites GLONASS en état de fonctionner. La
norme de fiabilité est basée sur un intervalle de mesure d’un an et la moyenne des valeurs
quotidiennes dans la zone de couverture. La fiabilité moyenne en un point suppose que la durée totale
d’interruption de service de 18 heures se produira en ce point particulier (3 interruptions de 6 heures
chacune).
4.2.6 Interruption de service majeure. Une interruption de service majeure se définit comme un état au
cours d’un intervalle pendant lequel une erreur du signal de mesure de distance d’un satellite
GLONASS en état de fonctionner (à l’exclusion des erreurs atmosphériques et des erreurs du

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récepteur) dépasse la limite d’erreur de distance de 18 m (60 ft) [définie au Chapitre 3, § 3.7.3.2.1.3,
alinéa a)], et/ou des défaillances des caractéristiques de radiofréquence du signal de mesure de
distance CSA, de la structure du message de navigation ou du contenu du message de navigation qui
dégradent les capacités de réception et de traitement du signal de mesure de distance dans le
récepteur CSA.
4.2.7 Couverture. Le CSA GLONASS dessert la zone de couverture terrestre, de la surface de la

Terre jusqu’à une altitude de 2 000 km.
4.2.8 Temps GLONASS. Le temps GLONASS est fondé sur l’heure du synchroniseur central
GLONASS. Les variations journalières de l’horloge à hydrogène de ce dernier n’excèdent pas 5
−14.
x10 L’écart entre le temps GLONASS et l’échelle de temps nationale UTC-SU ne dépasse pas 1
ms, et le message de navigation contient des données permettant d’établir la correspondance à 0,7 μs
près.
4.2.8.1 Transformation des données GLONASS-M sur la date du jour en format commun. Le
paramètre NT du message de navigation du satellite contient des données sur la date du jour. Ces
données peuvent être transformées en format commun au moyen de l’algorithme suivant :
a) Le numéro de l’année courante J dans l’intervalle de quatre ans est calculé comme suit :
si 1 ≤NT ≤366 ; J=1;
si 367 ≤NT ≤731 ; J=2;
si 732 ≤NT ≤1096 ; J=3;
si 1097 ≤NT 1461 ; J = 4.
b) L’année courante en format commun est calculée au moyen de la formule suivante :
Y = 1996 + 4 (N4 −1) + (J −1).
c) La date du jour et le mois courant (jj/mm) sont extraits de la table de référence stockée dans la
mémoire ROM de l’équipement de l’usager. La table établit la correspondance entre le paramètre N T
et les dates en format commun.
4.2.9 Système de coordonnées du GLONASS. Le système de coordonnées utilisé par le GLONASS

est le PZ-90 décrit dans le document intitulé Parameters of Earth, 1990 (PZ-90), publié par le service
topographique du Ministère de la défense de la Fédération de Russie (Moscou).
4.2.9.1 Les paramètres PZ-90 comprennent les constantes géodésiques élémentaires, les dimensions
de l’ellipsoïde terrestre commun, les caractéristiques du champ gravitationnel terrestre et les éléments
définissant l’orientation de l’ellipsoïde de Krasovsky (système de coordonnées de 1942) par rapport à
l’ellipsoïde terrestre commun.

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4.2.9.2 Le système de coordonnées PZ-90 est défini comme étant un système cartésien géocentrique
dont l’origine se situe au centre de la Terre. L’axe des z est orienté vers le pôle terrestre
conventionnel, comme le recommande le Service international de la rotation terrestre. L’axe des x est
orienté vers le point d’intersection entre le plan équatorial de la Terre et le méridien zéro défini par le
Bureau international de l’heure. Quant à l’axe des y, il forme avec les deux autres un système de
coordonnées cartésiennes dextrogyre.
4.3 Dilution de la précision (DOP)
La valeur du paramètre DOP réduit la précision en position d’un facteur traduisant la géométrie des
satellites visibles dans l’espace. Dans le cas de quatre satellites, la situation idéale (à laquelle
correspond la DOP minimale) est celle où trois des satellites se trouvent régulièrement répartis à
l’horizon, à un angle de site minimal, le quatrième se trouvant à la verticale de l’observateur. La forme
du polygone satellitaire « dilue » en quelque sorte la précision en position.
4.4 Récepteur GNSS
4.4.1 Les défaillances imputables au récepteur peuvent avoir deux conséquences sur le système de
navigation : l’arrêt des transmissions destinées à l’utilisateur ou l’envoi de données erronées. La
spécification relative aux signaux électromagnétiques ne tient compte ni de l’une ni de l’autre.
4.4.2 L’erreur nominale de l’élément embarqué du GNSS est déterminée par le bruit du récepteur, le
brouillage et les erreurs résiduelles liées aux trajets multiples et au modèle de retard troposphérique.
Les spécifications relatives au bruit du récepteur embarqué du SBAS et du GBAS tiennent compte de
l’effet du brouillage en deçà des spécifications énoncées à l’Appendice B, § 3.7. Les performances
requises ont été mesurées sur des récepteurs à corrélation étroite ou assurant le lissage du code.
5. Système de renforcement embarqué (ABAS)
5.1 Le rôle de l’ABAS est de renforcer l’information provenant des autres éléments du GNSS par les
données disponibles à bord de l’aéronef, et/ou de l’intégrer à ces données, afin de satisfaire aux
spécifications énoncées au Chapitre 3, § 3.7.2.4.
5.2 L’ABAS comporte des modes de traitement qui :
a) assurent le contrôle de l’intégrité pour le calcul de la position par l’utilisation de données

redondantes (ex. : mesures de distance multiples). Le mode de contrôle met généralement en jeu
deux fonctions, la détection et l’exclusion des anomalies. La première vise à dépister toute défaillance
du système de positionnement. Cela fait, la fonction d’exclusion détermine l’origine de la défaillance
(sans nécessairement chercher à en identifier la cause précise) et exclut l’élément fautif, ce qui
permet au système de continuer à assurer la navigation sans interruption du service. Il y a deux
grandes classes de contrôle de l’intégrité : le contrôle autonome de l’intégrité par le récepteur (RAIM),
qui n’utilise que les données GNSS, et le contrôle autonome de l’intégrité par l’aéronef (AAIM), qui

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utilise en plus les données fournies par les capteurs embarqués (altimètre barométrique, horloge,
système de navigation par inertie [INS], etc.) ;
b) renforcent la continuité pour le calcul de la position par l’emploi des données fournies par les
sources auxiliaires que sont l’INS, les altimètres barométriques et les chronomètres externes ;
c) renforcent la disponibilité pour le calcul de la position (analogue au renforcement de la continuité) ;
d) renforcent la précision par l’estimation des erreurs résiduelles pour certaines plages de valeurs.
5.3 L’intégration des données non GNSS et des données GNSS peut se faire de deux façons :
a) par intégration directe au sein de l’algorithme de calcul GNSS (ex. : données altimétriques
considérées comme une mesure supplémentaire effectuée par un satellite) ;
b) en dehors du calcul de la position GNSS proprement dit (ex. : comparaison des données
altimétriques pour établir la cohérence avec la composante verticale de la position calculée, un
drapeau signalant tout écart anormal).
5.4 Chaque mode de traitement comporte des avantages et des inconvénients et il est impossible de
décrire toutes les possibilités d’intégration en utilisant des valeurs numériques précises des
performances obtenues. Le même raisonnement s’applique lorsque plusieurs éléments du GNSS sont
combinés (ex. : GPS et GLONASS).
6. Système de renforcement satellitaire (SBAS)
6.1 Le SBAS se compose de trois éléments :
a) l’infrastructure au sol ;
b) les satellites SBAS ;
c) le récepteur SBAS embarqué.
6.1.1 L’infrastructure au sol comprend les stations de contrôle et de traitement qui reçoivent
l’information transmise par les satellites de navigation et génèrent les données d’intégrité, de
correction et de mesure de distance qui constituent le signal SBAS. Les satellites SBAS
retransmettent les données reçues du sol aux récepteurs SBAS embarqués qui déterminent a
position et l’heure à partir des informations fournies par les satellites de la ou des constellations
satellitaires de base et du SBAS. Les récepteurs SBAS embarqués obtiennent ensuite les données de
correction et de mesure de distance et les utilisent pour déterminer l’intégrité de la position calculée et
pour en améliorer la précision.
6.1.2 Le réseau sol du SBAS détermine la pseudodistance entre la source de mesure de distance et
le récepteur SBAS situé en un point dont la position est connue, ce qui lui permet de fournir des
corrections distinctes applicables aux erreurs des éphémérides de la source de mesure, aux erreurs

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d’horloge et à celles qu’entraîne la propagation ionosphérique. L’utilisateur applique de son côté un

modèle tenant compte des retards troposphériques.
6.1.3 L’erreur des éphémérides de la source de mesure de distance et l’erreur due à la dérive des
horloges sont l’objet principal de la correction à long terme. L’erreur d’horloge de la source de mesure
de distance est rectifiée en fonction de la correction à long terme et de l’erreur due aux effets
troposphériques ; elle est l’objet principal de la correction rapide. Les erreurs dues à la propagation
ionosphérique et relevant des nombreuses sources de mesure de distance en jeu sont combinées et
ramenées à des erreurs définies à la verticale de points de grille ionosphérique prédéterminés. Ces
erreurs sont l’objet principal des corrections des effets ionosphériques.
6.2 Zones de couverture et zones de service SBAS
6.2.1 Il est important de distinguer entre zones de couverture et zones de service du SBAS. Une zone
de couverture comprend une ou plusieurs zones de service capables de prendre en charge les
opérations fondées sur toutes les fonctions ou une partie des fonctions SBAS définies au Chapitre 3,
§ 3.7.3.4.2. Ces fonctions se rattachent aux différents types d’opérations comme suit :
a) Mesure de distance : Fonction SBAS utilisable avec les autres systèmes de renforcement (ABAS,
GBAS ou autre SBAS).
b) Indication de l’état de fonctionnement du satellite et fourniture des corrections différentielles

sommaires : Fonctions assurées pour les opérations en route ou en région terminale, et pour les
approches de non-précision. Les opérations prises en charge peuvent différer (vols en navigation
fondée sur les performances, par exemple) d’une zone de service à l’autre.
c) Fourniture des corrections différentielles précises : Fonction assurée pour le service APV et les
approches de précision. Les opérations prises en charge (APV-I, APV-II et approches de précision)
peuvent différer d’une zone de service à l’autre.
6.2.2 Les services de renforcement satellitaire sont assurés par le système de renforcement à
couverture étendue (WAAS) (Amérique du Nord), le complément géostationnaire européen de
navigation (EGNOS) (Europe et Afrique) et le système de renforcement satellitaire utilisant les
satellites de transport multifonctions (MTSAT), appelé MSAS (Japon). Le système de navigation
renforcée GPS et GEO (GAGAN) (Inde) et le système de correction différentielle et de surveillance
(SDCM) (Russie), en cours d’élaboration, assureront aussi ces services.
6.2.3 Le SBAS peut assurer un service précis et fiable à l’extérieur de la ou des zones de service
définies. Les fonctions de mesure de distance, d’indication de l’état de fonctionnement du satellite et
de fourniture des corrections différentielles sommaires peuvent être utilisées dans toute la zone de
couverture. Les performances assurées peuvent être suffisantes pour permettre la prise en charge
des opérations en route et en région terminale et les approches de non-précision si des données de

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contrôle et d’intégrité sont fournies sur les satellites des constellations satellitaires de base et du
SBAS. Cette intégrité ne peut être compromise que si une erreur des éphémérides satellitaires n’est
pas détectée par le réseau au sol SBAS et génère une erreur inacceptable en dehors de la zone de
service. Dans le cas d’un seuil d’alarme supérieur ou égal à 0,3 NM pour une approche de non-
précision, une telle erreur est hautement improbable.
6.2.4 Chaque État est responsable de la définition des zones de service SBAS et de l’approbation des
opérations au SBAS à l’intérieur de son espace aérien. Dans certains cas, les États devront fournir
l’infrastructure SBAS au sol liée à un SBAS existant, afin d’assurer les performances nécessaires à
l’APV et aux approches de précision. Dans d’autres cas, ils pourront simplement approuver les zones
de service et les opérations au SBAS effectuées en utilisant les signaux SBAS disponibles. Dans un
cas comme dans l’autre, il incombe à chaque État de s’assurer que le SBAS respecte les
spécifications du Chapitre 3, § 3.7.2.4, à l’intérieur de son espace aérien, et que des comptes rendus
de l’état de fonctionnement des satellites et des NOTAM appropriés sont fournis dans son espace
aérien.
6.2.5 Avant d’approuver les opérations au SBAS, un État doit déterminer si les opérations proposées
sont adéquatement prises en charge par un ou plusieurs SBAS. Il doit plus particulièrement évaluer la
possibilité d’utiliser les signaux SBAS compte tenu de l’emplacement relatif du réseau sol SBAS, et
pourrait donc avoir à travailler en collaboration avec les États ou les organisations responsables de
l’exploitation de ces SBAS. Si l’espace aérien est situé relativement loin du réseau sol SBAS, le
nombre de satellites visibles pour lesquels ce SBAS fournit des comptes rendus d’état de
fonctionnement et des corrections sommaires est réduit. Étant donné que les récepteurs SBAS
peuvent traiter les données de deux SBAS simultanément et, au besoin, utiliser la détection et
l’exclusion des anomalies de façon autonome, la disponibilité peut être suffisante pour autoriser les
opérations.
6.2.6 Avant de publier les procédures fondées sur les signaux SBAS, un État doit fournir un système
de suivi de l’état de fonctionnement et de diffusion de NOTAM. Pour déterminer l’incidence d’une
défaillance d’un élément du système sur le service, l’État doit utiliser un modèle mathématique de
volume de service. Il peut soit obtenir le modèle de l’exploitant du SBAS, soit mettre au point son
propre modèle. Ces modèles permettent, à partir des données sur l’état actuel et prévu des éléments
de base du système et sur les endroits où l’État a autorisé les opérations, de déterminer l’espace
aérien et les aéroports où risquent de se produire des interruptions de service ; ils pourraient
également être utilisés pour créer des NOTAM. L’État peut obtenir les données sur l’état (actuel et
prévu) des éléments du système nécessaires pour le modèle par le biais d’un accord bilatéral avec le
fournisseur des services SBAS ou par l’établissement d’une connexion permettant de recevoir les
données diffusées en temps réel, si le fournisseur choisit de communiquer les données de cette
façon.

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6.2.7 Les régions ou États participants se concerteront par l’entremise de l’OACI de façon que le
SBAS assure une couverture mondiale continue, sachant que les aéronefs en mesure d’utiliser les
signaux SBAS pourraient se buter à des restrictions opérationnelles au-dessus d’un État ou d’une
région n’autorisant pas l’utilisation de l’un ou l’autre de ces signaux dans son espace aérien. Dans ce
cas, le pilote se verrait forcé de désactiver le GNSS au complet étant donné que l’équipement de bord
peut ne pas permettre de désactiver tous les SBAS ou un SBAS donné.
6.2.8 Le chevauchement entre les couvertures des satellites géostationnaires (leurs empreintes) pose
la question de l’interfaçage des différents systèmes SBAS. Les récepteurs SBAS embarqués doivent
à tout le moins pouvoir fonctionner à l’intérieur de la zone de couverture de n’importe quel SBAS. Tout
fournisseur de services SBAS est en mesure de contrôler et de transmettre les données d’intégrité et
de correction relatives aux satellites géostationnaires des autres fournisseurs. La multiplication
résultante des sources de mesure de distance augmentant la disponibilité sans exiger l’interconnexion
des systèmes SBAS, tous les fournisseurs sont invités à agir en ce sens.
6.2.9 Un niveau supplémentaire d’intégration peut être obtenu par interconnexion des réseaux SBAS,
par exemple sous forme d’une voie de communication par satellite distincte. Les SBAS peuvent alors
échanger soit les mesures par satellite brutes fournies par une ou plusieurs stations de référence, soit
les données traitées (corrections ou données d’intégrité) provenant de leurs stations principales
respectives. Ces données peuvent servir à améliorer la fiabilité, la précision (grâce à l’établissement
de moyennes) ou l’intégrité (à l’aide de contre-vérifications). La disponibilité augmentera également à
l’intérieur des zones de service, et les performances techniques satisferont aux SARP sur le GNSS
d’un bout à l’autre de la zone de couverture (meilleur contrôle des éphémérides satellitaires). En
outre, les données SBAS de contrôle et d’état de fonctionnement peuvent être échangées pour
faciliter la maintenance du système.
6.3 Intégrité
6.3.1 Les dispositions relatives à l’intégrité sont complexes, car certains attributs sont déterminés par
le réseau au sol SBAS avant d’être intégrés aux signaux électromagnétiques, tandis que d’autres sont
déterminés par l’équipement SBAS embarqué. Concernant les fonctions d’indication de l’état de
fonctionnement du satellite et de fourniture des corrections différentielles sommaires, le réseau sol
détermine une incertitude sur les erreurs pour les corrections d’éphémérides et d’horloge. Cette
incertitude dépend de la variance de la distribution normale à moyenne nulle qui décrit les erreurs de
mesure de distance différentielle pour l’utilisateur (UDRE) pour chaque source de mesure de distance,
après application des corrections rapides et à long terme, compte non tenu des effets atmosphériques
et des erreurs dues au récepteur.
6.3.2 Concernant la fonction de fourniture des corrections différentielles précises, une incertitude sur
les erreurs est également déterminée pour la correction des effets ionosphériques. Cette incertitude

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dépend de la variance de la distribution normale à moyenne nulle qui décrit l’erreur résiduelle de
mesure de distance de l’utilisateur due aux effets ionosphériques (UIRE) sur fréquence L1, pour
chaque source de mesure de distance et après correction de ces effets. La variance est déterminée à
partir d’un modèle des effets ionosphériques en utilisant l’erreur GIVE (à la verticale des points de
grille ionosphérique) diffusée.
6.3.3 Il existe une probabilité finie pour qu’un récepteur SBAS ne reçoive pas un message SBAS
quelconque. Pour continuer d’assurer la navigation, le SBAS envoie alors des paramètres de
dégradation dans les signaux électromagnétiques .Ces paramètres entrent dans divers modèles
mathématiques qui caractérisent l’erreur résiduelle supplémentaire à partir des corrections
différentielles, tant sommaires que précises, en utilisant des données antérieures mais encore valides.
Les modèles permettent ensuite de modifier comme il convient la variance des erreurs UDRE et
UIRE.
6.3.4 Le récepteur utilise les incertitudes décrites ci-dessus pour établir un modèle d’erreur applicable
à la solution de navigation. Il le fait en rapportant les modèles d’erreur de pseudodistance à la donnée
« position ». Le niveau de protection horizontal (HPL) borne l’erreur de position dans le sens
horizontal par une probabilité découlant de la spécification d’intégrité. De même, le niveau de
protection vertical (VPL) borne l’erreur dans le sens vertical. Si le niveau HPL calculé dépasse le seuil
d’alarme horizontal (HAL) pour une opération donnée, l’intégrité du SBAS ne permet pas la prise en
charge de cette opération. Il en est de même pour les approches de précision et APV si le niveau VPL
excède le seuil d’alarme vertical (VAL).
6.3.5 L’une des tâches les plus difficiles du fournisseur de services SBAS est de déterminer les
variances des erreurs UDRE et GIVE de façon à respecter les spécifications relatives à l’intégrité du
niveau de protection sans que la disponibilité en souffre. Les performances d’un SBAS dépendent de
la configuration, de l’étendue géographique et de la densité du réseau, du type et de la qualité des
mesures utilisées, et des algorithmes de traitement des données. Les méthodes générales de
détermination des variances du modèle sont décrites à la Section 14.
6.3.6 Erreur résiduelle d’horloge et d’éphémérides (σUDRE). L’erreur résiduelle d’horloge est
caractérisée par une distribution normale à moyenne nulle vu que de nombreux récepteurs
contribuent à l’erreur. L’erreur résiduelle d’éphémérides dépend de l’emplacement de l’utilisateur.
Dans le cas de la fonction différentielle précise, le fournisseur SBAS doit s’assurer que l’erreur
résiduelle pour tous les utilisateurs dans une zone de service définie est exprimée dans σ UDRE. Dans
le cas de la fonction différentielle de base, l’erreur résiduelle d’éphémérides doit être évaluée et il se
peut que sa valeur soit estimée négligeable.
6.3.7 Erreur ionosphérique verticale (σGIVE). L’erreur résiduelle due aux effets ionosphériques est
représentée par une distribution normale à moyenne nulle vu que de nombreux récepteurs contribuent

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à l’estimation ionosphérique. Les erreurs sont dues au bruit de mesure, au modèle ionosphérique et à
la décorrélation spatiale de l’ionosphère. L’erreur de position causée par l’erreur ionosphérique est
atténuée par la corrélation positive de l’ionosphère elle-même. En outre, les queues de la distribution
des erreurs ionosphériques résiduelles sont tronquées, car l’ionosphère ne peut pas créer de retard
négatif et a donc un retard maximal.
6.3.8 Erreurs de l’élément embarqué. La contribution combinée des trajets multiples et du récepteur
est délimitée comme il est décrit à la Section 14. Cette erreur peut être divisée en contribution des
trajets multiples et contribution du récepteur, comme il est défini à l’Appendice B, § 3.6.5.5.1, et le
modèle standard des trajets multiples peut être utilisé. La contribution du récepteur peut être tirée des
spécifications relatives à la précision (Appendice B, § 3.5.8.2 et 3.5.8.4.1) et extrapolée pour les
2 2 2
conditions de signal normales. Plus précisément, on suppose que l’aéronef a σ air =σrécepteur +σ trajets
multiples, en partant du principe que la valeur du paramètre σrécepteur est la RMSpr_air spécifiée pour
l’équipement GBAS embarqué ayant l’indicateur de précision A et que le paramètre σ trajets multiples a la
valeur spécifiée à l’Appendice B, § 3.6.5.5.1. La contribution de l’aéronef aux trajets multiples
comprend les effets des réflexions sur l’aéronef lui-même ; elle ne comprend pas les erreurs dues aux
trajets multiples causés par les réflexions sur d’autres objets. Si l’expérience montre que ces erreurs
sont importantes, elles devront être prises en compte dans la pratique.
6.3.9 Erreur troposphérique. Le récepteur doit employer un modèle pour corriger les effets
troposphériques. L’erreur résiduelle du modèle est limitée par l’erreur systématique et la variance
maximales définies à l’Appendice B, § 3.5.8.4.2 et 3.5.8.4.3. Les effets de cette moyenne doivent être
pris en compte par le sous-système sol. L’utilisateur embarqué applique un modèle spécifique pour
l’erreur résiduelle due aux effets troposphériques (σtropo).
6.4 Caractéristiques radioélectriques
6.4.1 Niveau minimal de la puissance du signal GEO. L’équipement embarqué minimal (cf.
RTCA/DO-229D) doit fonctionner avec une force de signal minimale de −164 dBW à l’entrée du
récepteur en présence de brouillage non RNSS (Appendice B, § 3.7) et d’une densité de bruit RNSS
composite de −173 dBm/Hz. En présence de brouillage, les récepteurs peuvent présenter des
performances dégradées en poursuite si la force du signal d’entrée est inférieure à −164 dBW (p. ex.
avec les satellites GEO mis en orbite avant 2014). Un GEO qui produit un signal dont la puissance est
inférieure à −164 dBW à la sortie de l’antenne réceptrice de référence, au sol, à un angle de site de 5
degrés, peut être utilisé pour garantir que le signal peut être suivi dans une zone de service située
dans une zone de couverture définie par un angle de site minimal supérieur à 5 degrés (p. ex. 10
degrés). Dans ce cas, on peut tirer des caractéristiques de gain de l’antenne de référence pour faire
un compromis entre la puissance du signal GEO et l’étendue de la zone de service dans laquelle il est
nécessaire de fournir un signal pouvant être suivi. Lorsqu’ils prévoient introduire de nouvelles
opérations fondées sur le SBAS, les États devraient faire une évaluation du niveau de puissance du

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signal par rapport au niveau de brouillage causé par des sources RNSS et non RNSS. Si le résultat
de cette analyse montre que le niveau de brouillage ne nuit pas aux opérations, celles-ci peuvent
alors être autorisées.
6.4.2 Heure du réseau SBAS. L’heure du réseau SBAS est une référence temporelle contrôlée par le
SBAS pour la définition des corrections. Quand les corrections sont utilisées, la position calculée de
l’utilisateur est définie par rapport à l’heure du réseau SBAS et non au temps de la ou des
constellations satellitaires de base. Quand les corrections ne sont pas appliquées, la position calculée
se rapporte à une heure composite constellation satellitaire de base-SBAS, tout dépendant des
satellites utilisés, et la précision résultante dépend de l’écart entre les trois temps fournis.
6.4.3 Codage à convolution SBAS. Le document RTCA/ DO-229C, Appendice A, fournit des détails
sur le codage et le décodage à convolution des messages SBAS.
6.4.4 Synchronisation des messages. Les décodeurs convolutionnels des utilisateurs introduisent un
retard fixe (généralement 5 longueurs de contrainte, soit 35 bits) qui dépend des algorithmes mis en
œuvre et dont ils doivent tenir compte pour déterminer l’heure du réseau SBAS à partir du signal reçu.
6.4.5 Caractéristiques du signal SBAS. Les différences entre les caractéristiques de la phase
relative et du temps de propagation de groupe des signaux SBAS et celles des signaux GPS peuvent
créer une erreur systématique relative en distance dans les algorithmes de poursuite du récepteur. Le
fournisseur de service SBAS est censé tenir compte de cette erreur, car elle a une incidence sur les
récepteurs dont les caractéristiques de poursuite s’inscrivent dans les limites indiquées au
Supplément D, § 8.11. Dans le cas des satellites géostationnaires dont les caractéristiques du filtre
RF de bord ont été publiées dans le document RTCA/DO-229D, Appendice T, les fournisseurs de
service SBAS sont censés s’assurer que les UDRE limitent les erreurs résiduelles, y compris les
erreurs systématiques maximales en distance spécifiées dans le document RTCA/DO-229D.
Dans le cas des autres satellites géostationnaires, les fournisseurs de service SBAS sont censés
travailler avec les fabricants d’équipement pour déterminer, par analyse, les erreurs systématiques
maximales en distance que peuvent présenter les récepteurs actuels lorsqu’ils traitent ces satellites.
On peut réduire ces incidences au minimum en veillant à ce que les satellites géostationnaires aient
une grande largeur de bande et un faible temps de propagation de groupe dans toute la bande
passante.
6.4.6 Codes de bruit pseudo-aléatoire (PRN) du SBAS. Le document RTCA/DO-229D, Appendice A,

décrit deux méthodes de génération des codes PRN du SBAS.
6.5 Caractéristiques des données SBAS
6.5.1 Messages SBAS. En raison de la largeur de bande limitée, les données SBAS sont codées dans
des messages conçus de manière à minimiser le débit requis. Le document RTCA/DO-229C,
Appendice A, contient des spécifications détaillées sur les messages SBAS.

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6.5.2 Intervalles entre diffusions des données. Les intervalles maximaux entre les diffusions des
messages SBAS sont définis à l’Appendice B, Tableau B-54. Ces intervalles ont été définis de façon
qu’un utilisateur qui pénètre dans la zone de service SBAS soit en mesure de déterminer la position
corrigée ainsi que les données d’intégrité SBAS en un temps raisonnable. Pour les opérations en
route ou en région terminale et pour les approches de non-précision, toutes les données nécessaires
seront reçues en au plus 2 minutes ; ce délai passe à 5 minutes dans le cas des approches de
précision. Ces intervalles de séparation entre les messages ne garantissent pas les niveaux de
précision définis au Chapitre 3, Tableau 3.7.2.4-1. Pour assurer un niveau de précision donné, chaque
fournisseur de services adoptera un ensemble d’intervalles de diffusion prenant en compte différents
paramètres, notamment le type de constellation (par exemple, GPS avec ou sans disponibilité
sélective) et l’état de l’ionosphère.
6.5.3 Délai d’alarme. La Figure D-2 précise le découpage dans le temps du délai d’alarme total défini
au Chapitre 3,Tableau 3.7.2.4-1. Les spécifications données à l’Appendice B, § 3.5.7.3.1, 3.5.7.4.1 et
3.5.7.5.1 (correspondant respectivement aux fonctions d’indication de l’état de fonctionnement des
satellites GNSS, de fourniture des corrections différentielles sommaires et de fourniture des
corrections différentielles précises) comprennent la tranche de temps attribuée au secteur sol et au
secteur spatial (voir Figure D-2).
6.5.4 Effets troposphériques. Le retard troposphérique dépendant du lieu considéré, les utilisateurs
calculeront eux-mêmes les corrections correspondantes. Une valeur estimée de ce retard est indiquée
dans le document RTCA/DO-229C pour les approches de précision, mais d’autres modèles peuvent
être utilisés.
6.5.5 Trajets multiples. Les trajets multiples constituent l’une des plus importantes sources d’erreurs
de position dans le cas du SBAS, affectant aussi bien les éléments au sol que les éléments
embarqués. Pour les premiers, il est recommandé avant tout de réduire ou de compenser les effets du
mieux possible de façon à minimiser les incertitudes entachant les signaux électromagnétiques. De
nombreuses techniques palliatives ont été étudiées sur le plan théorique ou pratique. La meilleure
façon de mettre en œuvre des stations de référence SBAS comportant un minimum d’erreurs dues
aux trajets multiples consiste à :
a) choisir une antenne à réduction des trajets multiples ;
b) recourir à la technique du plan de sol ;
c) veiller à placer l’antenne en un point peu sujet aux trajets multiples ;
d) choisir pour le récepteur un matériel et des techniques de traitement qui réduisent les trajets
multiples.

Date: 01/07/2015
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6.5.6 Identification des données du GLONASS. Comme la conception actuelle du GLONASS ne

fournit pas d’identificateur unique pour les ensembles de données d’éphémérides et d’horloge, le
SBAS utilisera un mécanisme spécial pour éviter toute ambiguïté dans l’application des corrections
diffusées. Ce mécanisme est expliqué à la Figure D-3. Le temps d’attente et l’intervalle de validité
ainsi que les spécifications de codage correspondantes sont définis à l’Appendice B, § 3.5.4.
L’utilisateur ne peut appliquer les corrections à long terme reçues que si l’ensemble des données
d’éphémérides et d’horloge GLONASS utilisé à bord est reçu à l’intérieur de l’intervalle de validité.
6.6 Bloc de données de segment d’approche finale (FAS) du SBAS
6.6.1 Le bloc de données FAS du SBAS pour les procédures d’approche est décrit à l’Appendice B, §
3.5.8.4.2.5.1, et au Tableau B-57A.. Ce bloc est le même que le bloc de données FAS du GBAS défini
à l’Appendice B, § 3.6.4.5.1, et au Tableau B-66, avec les exceptions suivantes. Le bloc de données
FAS du SBAS contient aussi les seuils HAL et VAL à utiliser dans la procédure d’approche, comme il
est décrit au § 6.3.4. L’équipement de l’usager du SBAS interprète certains champs différemment
de l’équipement de l’usager du GBAS.
6.6.2 Les blocs de données FAS pour les approches SBAS et certaines approches GBAS sont
conservés dans une base de données commune embarquée qui peut être utilisée à la fois pour le
SBAS et le GBAS. Dans cette base de données, des canaux uniques doivent être assignés à chaque
approche, en coordination avec les autorités civiles. Il incombe aux États de fournir les données FAS
à incorporer dans la base de données.
6.6.3 Le Tableau D-1 donne un exemple de codage du bloc de données FAS du SBAS. Cet
exemple montre le codage des divers paramètres d’application, notamment des paramètres de
contrôle de redondance cyclique (CRC). Les valeurs utilisées dans le tableau pour les
paramètres des messages servent à illustrer le processus de codage des messages.
7. Système de renforcement au sol (GBAS) et système régional de renforcement au sol (GRAS)
Note. — Dans la présente section, sauf indication contraire expresse, le terme « procédure
d’approche avec guidage vertical » (APV) désigne les approches APV-I et APV-II.

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7.1 Description
7.1.1 Le GBAS se compose d’éléments au sol et d’éléments embarqués. Un sous-système sol GBAS
comprend généralement un seul ensemble actif émetteur et antenne de diffusion VDB, appelé station
émettrice, et plusieurs récepteurs de référence. Un sous-système sol GBAS peut comprendre
plusieurs émetteurs et antennes de diffusion VDB qui utilisent un identificateur GBAS commun et une
fréquence unique et diffusent des données identiques. Le sous-système sol GBAS peut prendre en
charge tous les sous-systèmes embarqués présents dans sa zone de couverture, fournissant à

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l’aéronef les données d’approche et corrections nécessaires ainsi que des données d’intégrité sur les
satellites GNSS visibles. Tous les aéronefs internationaux capables d’exécuter les APV devraient
conserver les données d’approche dans une base de données embarquée .Le message de type 4 doit
être diffusé quand le sous-système sol prend en charge les approches de précision de catégorie I. Il
doit aussi être diffusé quand le sous-système sol prend en charge les approches APV si l’État n’exige
pas que les données d’approche soient conservées dans une base de données embarquée.
Note. — L’attribution des critères de performance à chaque sous-système GBAS en jeu fait l’objet du
document RTCA/DO-245, Minimum Aviation System Performance Standards for Local Area
Augmentation System (LAAS). La RTCA est en train d’élaborer des normes de performances
opérationnelles minimales pour l’équipement GRAS embarqué.
7.1.2 Les sous-systèmes sol GBAS assurent deux services : le service d’approche et le service de
localisation GBAS .Le service d’approche donne des indications sur les écarts pendant les segments
d’approche finale des procédures d’approche de précision de catégorie I, APV et NPA à l’intérieur de
la zone de couverture opérationnelle. Le service de localisation GBAS fournit des données de position
horizontale pour les opérations RNAV à l’intérieur de la zone de service. Les deux services se
distinguent par les différents critères de performance associés aux opérations particulières qu’ils
prennent en charge (voir le Tableau 3.7.2.4-1), y compris les différents niveaux d’intégrité (§ 7.5.1).
7.1.3 Une des caractéristiques distinctives de la configuration des sous-systèmes sol GBAS est la
diffusion de paramètres additionnels pour les limites de l’erreur de position due aux erreurs des
éphémérides. Cette caractéristique est obligatoire pour le service de localisation mais facultative pour
les services d’approche. Si ces paramètres ne sont pas diffusés, le sous-système sol est responsable
d’assurer l’intégrité des données d’éphémérides de la source de mesure de distance, sans compter
sur l’aéronef pour calculer et appliquer la limite d’erreur des éphémérides (§ 7.5.9).
7.1.4 GBAS. De multiples configurations conformes aux normes du GNSS peuvent donc être
appliquées aux sous-systèmes sol GBAS :
a) configuration qui ne prend en charge que le service d’approche de précision de catégorie I ;
b) configuration qui assure le service d’approche de précision de catégorie I et d’approche APV et qui
diffuse les paramètres additionnels des limites de l’erreur de position due aux erreurs des
éphémérides ;
c) configuration qui assure le service d’approche de précision de catégorie I et d’approche APV et le

service de localisation GBAS, et qui diffuse les paramètres des limites d’erreurs de position dues aux
erreurs des éphémérides indiqués à l’alinéa b) ;
d) configuration qui assure le service d’approche APV et le service de localisation GBAS, et qui est
utilisée à l’intérieur d’un GRAS.

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7.1.5 Pour l’utilisateur, un sous-système sol GRAS est constitué d’un ou de plusieurs sous-systèmes
sol GBAS (décrits aux § 7.1.1 à 7.1.4), chacun ayant un identificateur GBAS unique et fournissant le
service de localisation et le service d’approche APV au besoin. Grâce aux multiples stations
émettrices GBAS, et à la diffusion du message de type 101, le GRAS est capable de prendre en
charge les opérations en route, en faisant appel au service de localisation GBAS, et peut également
être utilisé pour les opérations en région terminale, de départ et APV dans une zone plus grande que
celle qui est normalement couverte par un GBAS. Dans certaines applications GRAS, les corrections
diffusées dans le message de type 101 peuvent être calculées au moyen des données obtenues d’un
réseau de récepteurs de référence répartis dans la zone de couverture. Il est ainsi possible de
détecter et d’atténuer les erreurs de mesure et les défauts des récepteurs.
7.1.6 Diversité des trajets de transmission VDB. Toutes les stations émettrices d’un sous-système sol
GBAS diffusent des données identiques associées au même identificateur GBAS sur une fréquence
commune. Le récepteur embarqué n’a pas à faire la distinction entre les messages reçus des
différentes stations émettrices d’un sous-système sol GBAS et n’a pas non plus la capacité de le faire.
Lorsqu’un récepteur se trouve dans la zone de couverture de deux stations émettrices, il capte et
traite les deux exemplaires du message dans des créneaux temporels d’accès multiple par répartition
dans le temps (AMRT) différents.
7.1.7 L’Appendice B, § 3.6.8.1, traite de l’interopérabilité des éléments GBAS au sol et embarqués
conformes au document DO-253A de la RTCA. Les récepteurs GBAS conformes à ce document ne
seront pas compatibles avec les sous-systèmes sol GRAS qui diffusent des messages de type 101.
Cependant, les récepteurs GRAS et GBAS qui satisfont aux MOPS de la RTCA sur le GRAS seront
compatibles avec les sous-systèmes sol GBAS. Il se peut que les récepteurs GBAS conformes aux
SARP ne décodent pas correctement les données FAS pour les approches APV transmises par les
sous-systèmes sol GBAS. Ces récepteurs appliqueront les paramètres FASLAL et FASVAL comme
pour la conduite des approches de précision de catégorie I. Il faudra appliquer des restrictions
opérationnelles pertinentes pour garantir la sécurité de l’exploitation.
7.1.8 La fonction VDB du GBAS utilise la polarisation horizontale (GBAS/H) ou la polarisation

elliptique (GBAS/E). Le fournisseur de services peut donc opter pour le mode de transmission
répondant le mieux à ses besoins opérationnels et aux exigences des utilisateurs.
7.1.9 La plupart des aéronefs disposeront d’une antenne de réception VDB à polarisation horizontale,
qui permet de recevoir les signaux GBAS/H comme GBAS/E. Sur les autres, les contraintes
d’installation ou le facteur coût imposeront une antenne à polarisation verticale non compatible avec
l’équipement GBAS/H ; ces aéronefs ne pourront donc bénéficier du GBAS qu’en mode GBAS/E.
7.1.10 Les fournisseurs de services GBAS doivent, pour chaque installation GBAS, publier la
polarisation des signaux (GBAS/H ou GBAS/E) dans les publications d’information aéronautique

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(AIP). Les exploitants d’aéronefs équipés d’antennes de réception à polarisation verticale devront tenir
compte de ce détail, notamment au moment de l’établissement des plans de vol et des procédures de
secours.
7.2 Caractéristiques radioélectriques
7.2.1 Coordination des fréquences
7.2.1.1 Facteurs de performance
7.2.1.1.1 La séparation géographique entre la station GBAS projetée et les installations VOR ou
GBAS existantes doivent être planifiées en fonction des facteurs ci-dessous :
a) le volume de couverture, l’intensité de champ minimale et la puissance apparente rayonnée de la

station GBAS projetée, y compris le service de localisation GBAS s’il est fourni. Les spécifications
relatives aux deux premiers points sont énoncées au Chapitre 3, § 3.7.3.5.3 et 3.7.3.5.4.4
respectivement. La puissance apparente rayonnée est déterminée à partir de ces spécifications ;
b) le volume de couverture, l’intensité de champ minimale et la puissance apparente rayonnée des

stations VOR et GBAS environnantes, y compris le service de localisation GBAS s’il est fourni. Les
spécifications de couverture et d’intensité de champ des VOR figurent dans le Chapitre 3, § 3.3, et les
éléments indicatifs correspondants, dans le Supplément C ;
c) les performances des récepteurs VDB, notamment la réjection sur canal commun et sur canal
adjacent, ainsi que l’immunité à la désensibilisation et aux produits d’intermodulation des signaux de
radiodiffusion FM (voir spécifications à l’Appendice B, § 3.6.8.2.2) ;
d) les performances des récepteurs VOR, notamment la réjection des signaux VDB sur canal commun
et sur canal adjacent. Comme les récepteurs VOR existants n’ont pas été conçus expressément pour
rejeter ce type de transmissions, les rapports signal désiré/signal non désiré (D/U) applicables à la
réjection des messages VDB sur canal commun ou adjacent ont été déterminés de manière
empirique. Le Tableau D-2 récapitule les résultats obtenus avec un grand nombre de récepteurs VOR
conçus pour un espacement de 50 kHz entre les canaux ;
e) dans les zones ou les régions où il y a encombrement des fréquences, il peut être nécessaire
de déterminer la séparation avec précision à l’aide des critères appropriés ;
f) entre installations GBAS, les numéros RPDS et RSDS ne sont associés qu’à une seule
fréquence à l’intérieur de la portée radio d’un sous-système sol GBAS donné. La spécification figure à
l’Appendice B, § 3.6.4.3.1 ;
g) entre installations GBAS à l’intérieur de la portée radio d’un sous-système sol GBAS donné,
l’identificateur de trajectoire de référence attribué est unique. La spécification figure à l’Appendice B, §
3.6.4.5.1 ;

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h) l’identificateur GBAS de quatre caractères pour distinguer les sous-systèmes sol GBAS.
L’identificateur GBAS se confond normalement avec l’indicateur d’emplacement de l’aérodrome le
plus proche. La spécification figure à l’Appendice B, § 3.6.3.4.1.
7.2.1.1.2 Le tableau D-3 indique les budgets nominaux de la liaison dans le cas des VDB. Les
valeurs indiquées dans le premier exemple du Tableau D-3 s’appliquent à un récepteur situé à 3 000
m (10 000 ft) au-dessus du niveau moyen de la mer et à une antenne d’émission conçue de manière à
ne pas illuminer le sol, afin que l’affaiblissement dû aux évanouissements soit maintenu en deçà de 10
dB aux limites de la couverture. Dans le cas d’un équipement GBAS/E, la valeur 10 dB comprend
également les effets de la perte du signal due à l’interférence entre les composantes horizontale et
verticale. Le deuxième exemple du Tableau D-3 indique un budget de liaison pour un service de
localisation de plus grande portée. Il s’applique à un récepteur situé à une hauteur suffisante pour
maintenir la visibilité radioélectrique directe avec une antenne d’émission limitant les trajets multiples.
Aucune marge n’est donnée pour les évanouissements puisqu’il est supposé que le récepteur
fonctionne sous de faibles angles de site et ne subit généralement pas d’extinctions importantes aux
distances indiquées dans le tableau (supérieures à 50 NM).
7.2.1.2 Immunité à l’égard des émissions FM
7.2.1.2.1 Après avoir trouvé une ou des fréquences satisfaisant aux critères de séparation GBAS-
VOR, il faut en déterminer la compatibilité avec les émissions FM en utilisant la méthode employée
pour établir la compatibilité des émissions FM avec le VOR. En cas d’incompatibilité, il faut envisager
d’utiliser une autre fréquence candidate.

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7.2.1.2.2 La désensibilisation n’est pas appliquée aux porteuses FM au-dessus de 107,7 MHz ni aux
canaux VDB sur 108,050 MHz, car la composante hors canal des émissions de haut niveau des
stations FM au-dessus de 107,7 MHz causera du brouillage aux opérations VDB du GBAS sur
108,025 et 108,050 MHz ; ces assignations sont donc exclues, sauf s’il s’agit d’assignations spéciales
dans des zones géographiques où le nombre de stations de radiodiffusion FM en service est faible et
où il est peu probable qu’elles causent du brouillage au récepteur VDB.
7.2.1.2.3 Comme les spécifications d’immunité à l’égard de l’intermodulation FM ne sont pas

appliquées aux canaux VDB fonctionnant au-dessous de 108,1 MHz, les assignations au-dessous de
108,1 MHz seront exclues sauf s’il s’agit d’assignations spéciales dans des zones géographiques où
les stations de radiodiffusion FM en service sont peu nombreuses et risquent peu de générer des
produits d’intermodulation dans le récepteur VDB.

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7.2.1.3 Méthodes de détermination de la séparation géographique requise
7.2.1.3.1 Les méthodes décrites ci-dessous permettent de déterminer la séparation géographique à

établir entre les systèmes GBAS ou entre un GBAS et le VOR. Elles visent à maintenir le rapport
minimal signal désiré (D)/signal non désiré (U). [D/U] requis, est défini comme le rapport à utiliser pour
protéger le signal désiré contre le brouillage causé par un signal non désiré dans le même canal ou
dans un canal adjacent. Les valeurs de [D/U]requis nécessaires pour protéger un récepteur GBAS
contre des signaux GBAS ou VOR non désirés sont spécifiées à l’Appendice B, § 3.6.8.2.2.5 et
3.6.8.2.2.6. Les valeurs de [D/U]requis prévues pour la protection du récepteur VOR contre les
émissions VDB GBAS et indiquées dans le Tableau D-2 ne sont pas spécifiées dans les SARP et
représentent les valeurs hypothétiques établies à partir de résultats d’essais.
7.2.1.3.2 La séparation géographique est suffisante quand le rapport [D/U]requis est respecté aux limites
de la couverture du signal désiré, la puissance du signal désiré étant dérivée des spécifications du
Chapitre 3 relatives à l’intensité de champ minimale. Le niveau du signal désiré, exprimé en dBm, est
noté PD,min. La puissance admissible du signal non désiré(PU,admissible) est :
PUadmissible(dBm) = (PD,min (dBm) −[D/U]requis (dB))
La puissance PU du signal non désiré exprimée en dBm est :
PU(dBm) = (TxU (dBm) −L (dB))
où
TxU est la puissance apparente rayonnée de l’émetteur brouilleur ;
L représente l’affaiblissement de transmission subi par le signal non désiré (affaiblissement le long du
trajet en espace libre, perturbations dans l’atmosphère, effets au sol). Cet affaiblissement dépend de
la distance séparant l’émetteur brouilleur des limites de la zone couverte du signal désiré.
Pour qu’il soit satisfait à [D/U]requis, PU ≤DUautorisé. La contrainte à respecter lors de l’assignation d’un
canal s’exprime comme suit :
L (dB) ≥( [D/U]requis (dB) + TxU(dBm) −PD,min (dBm))
7.2.1.3.3 L’affaiblissement de transmission peut se déduire des modèles de propagation standard

décrits dans la Recommandation P.528-2 de l’UIT-R, ou encore en considérant l’affaiblissement en
espace libre jusqu’à l’horizon radioélectrique, un facteur d’atténuation constant de 0,5 dB/NM étant
appliqué au-delà. Les deux méthodes donnent des séparations géographiques légèrement différentes
pour le canal commun et pour le premier canal adjacent, et identiques dès le deuxième canal
adjacent. La méthode de la propagation en espace libre est appliquée dans les présents éléments
indicatifs.

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7.2.1.4 Exemple numérique (séparation géographique entre systèmes GBAS)
7.2.1.4.1 Pour des émissions VDB GBAS sur canal commun assignées au même créneau temporel,
les paramètres sont les suivants en polarisation horizontale :
D/U = 26 dB (voir Appendice B, § 3.6.8.2.2.5.1) ;
PD,min = −72 dBm (soit 215 microvolts par mètre ; voir Chapitre 3, § 3.7.3.5.4.4) ;
TxU = 47 dBm (voir budget de la liaison donné en exemple au Tableau D-3) ;
d’où
7.2.1.4.2 Pour déterminer la séparation géographique requise pour les émissions VDB GBAS sur
canal commun assignées au même créneau temporel, il faut d’abord connaître la distance à laquelle
l’affaiblissement de transmission est de 145 dB lorsque l’altitude du récepteur est de 3 000 m (10 000
ft) au-dessus de celle de l’antenne de l’émetteur VDB GBAS.D’après la méthode de l’affaiblissement
en espace libre et en supposant que la hauteur de l’antenne est négligeable, cette distance est de 318
km (172 NM). La séparation minimale s’obtient alors en ajoutant cette distance à la distance maximale
entre émetteur GBAS et limites de couverture, soit 43 km (23 NM). Le résultat (la séparation
géographique entre GBAS sur canal commun et en créneau temporel commun) est donc de 361 km
(195 NM).
7.2.1.5 Lignes directrices relatives aux critères de séparation géographique entre GBAS. La méthode
décrite ci-dessus permet de définir les critères de séparation géographiques types GBAS-GBAS et
GBAS-VOR. La séparation géographique minimale requise entre GBAS est donnée au Tableau D-4.
Note. — Les critères de séparation géographique entre les émetteurs GBAS assurant le service de
localisation GBAS sont en cours d’élaboration. Entre-temps, une valeur prudente correspondant à
l’horizon radioélectrique peut être utilisée pour la séparation entre les émetteurs qui émettent sur
fréquence commune et créneaux temporels adjacents, pour s’assurer que les créneaux ne
chevauchent pas.
7.2.1.6 Lignes directrices relatives aux critères de séparation géographique GBAS-VOR. Les critères
de séparation géographique minimale GBAS-VOR énumérés au Tableau D-5 reposent sur la méthode
et sur les valeurs nominales du volume de couverture VOR indiquées dans le Supplément C.
Note 1. — Le cas le plus contraignant dans l’établissement de la séparation géographique VOR-

GBAS est généralement celui où le signal VOR est le signal désiré étant donné que la zone de
couverture protégée du VOR a une plus grande altitude.

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Note 2. — Les modèles de propagation standard décrits dans la Recommandation P.528-2 de l’UIT-R
conduisent à des critères de séparation moins sévères.
7.2.2 Les critères de séparation géographique applicables aux communications GBAS-ILS et GBAS-
VHF sont encore à l’étude.
7.2.3 Compatibilité avec l’ILS. Jusqu’à ce que des critères de compatibilité aient été élaborés pour la
VDB GBAS et l’ILS, aucun canal inférieur à 112,025 MHz ne doit être assigné à la VDB. Si un ILS
utilisant un canal haute fréquence est situé dans le même aéroport qu’une station VDB émettant sur
une fréquence proche de 112 MHz, la compatibilité entre l’ILS et la VDB doit être évaluée. Il faut
notamment tenir compte dans l’assignation des canaux VDB de la séparation des fréquences entre
l’ILS et la VDB, de la distance entre la zone de couverture de l’ILS et la VDB ainsi que de l’intensité de
champ et de la sensibilité de la VDB et de l’ILS. Pour l’équipement GBAS ayant une puissance
d’émission allant jusqu’à 150 W (GBAS/E, 100 W pour la composante horizontale et 50 W pour la
composante verticale) ou 100 W (GBAS/H), le 16 e canal (ainsi que les suivants) seront au-dessous de
−106 dBm à une distance de 200 m de l’émetteur VDB, même avec une réflexion positive de +5 dB.
La valeur de −106 dBm suppose un signal d’alignement de piste de −86 dBm à l’entrée du récepteur
ILS et le rapport signal/bruit minimal de 20 dB.
Tableau D-4. Critères de séparation géographique GBAS-GBAS

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Tableau D5.Séparation géographique minimale requise pour une couverture VOR(niveau de 12 000m[40 000 ft])
7.2.4 Compatibilité avec les communications VHF. Il convient d’examiner la compatibilité entre les
communications VHF et la VDB GBAS dans le cas d’assignations à la VDB GBAS supérieures à
116,400 MHz. Il faut notamment tenir compte dans l’assignation des canaux VDB de la séparation des
fréquences entre les communications VHF et la VDB, de la distance entre les émetteurs et les zones
de couverture, de l’intensité de champ dans les deux cas, de la polarisation du signal VDB et de la
sensibilité VDB et VHF. L’équipement de communication VHF embarqué et au sol doit être examiné.
Pour l’équipement GBAS/E ayant une puissance maximale d’émission allant jusqu’à 150 W (100 W
pour la composante horizontale et 50 W pour la composante verticale), le 64 e canal (ainsi que les
suivants) seront au-dessous de –120 dBm à une distance de 200 m de l’émetteur VDB, cette valeur
tenant compte d’une réflexion positive de +5 dB. Pour l’équipement GBAS/H ayant une puissance
e
maximale d’émission de 100 W, le 32 canal (ainsi que les suivants) seront au-dessous de −120 dBm
à une distance de 200 m de l’émetteur VDB, cette valeur tenant compte d’une réflexion positive de +5
dB et d’une discrimination de polarisation de 10 dB. Vu les différences entre les masques d’émission
VDB et VDL, une analyse indépendante doit être effectuée pour s’assurer que la VDL ne cause pas
de brouillage à la VDB.
7.2.5 En ce qui concerne les systèmes sol GBAS qui n’émettent que des signaux à polarisation
horizontale, on peut satisfaire à la spécification relative à la puissance associée à la sensibilité
minimale par l’application de la spécification de l’intensité de champ. Dans le cas des systèmes sol
GBAS qui émettent une composante polarisée elliptiquement, le déphasage idéal entre les
composantes HPOL et VPOL est 90°. Afin de maintenir une puissance de réception appropriée dans
tout le volume de couverture du GBAS pendant les manœuvres normales des aéronefs, l’équipement
d’émission devrait être conçu pour rayonner les composantes HPOL et VPOL du signal avec un
déphasage RF de 90°. Cette valeur devrait demeurer stable avec le temps et quelles que soient les
conditions environnementales. Les écarts par rapport à la valeur nominale de 90° doivent être pris en
compte dans la conception du système et le budget de liaison, de façon que les évanouissements dus
à une perte de polarisation ne compromettent pas la sensibilité minimale du récepteur. Les
procédures de qualification des systèmes et d’inspection en vol admettront une variation de

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déphasage qui permettra de maintenir un niveau de signal approprié dans tout le volume de
couverture du GBAS. Une façon d’assurer l’intensité du champ horizontal et vertical est d’employer
une seule antenne VDB qui émet un signal à polarisation elliptique et d’effectuer une inspection en vol
pour vérifier l’intensité du champ équivalent des signaux verticaux et horizontaux dans le volume de
couverture.
7.3 Couverture
7.3.1 La couverture GBAS pour les services d’approche est illustrée à la Figure D-4. Lorsque les
paramètres additionnels des limites de l’erreur de position due aux erreurs des éphémérides sont
diffusés, les corrections différentielles ne peuvent être utilisées qu’à l’intérieur de la distance utile
maximale (Dmax) définie dans le message de type 2. Lorsque c’est possible, il est avantageux d’un
point de vue opérationnel de fournir un guidage valide le long du segment à vue d’une approche.
7.3.2 La couverture nécessaire pour assurer le service de localisation GBAS dépend des opérations
prévues. La couverture optimale de ce service devrait être omnidirectionnelle afin de permettre la
prise en charge d’opérations qui utilisent le service de localisation GBAS et qui sont exécutées à
l’extérieur du volume de couverture de l’approche de précision. Chaque État a la responsabilité de
définir une zone de service pour le service de localisation GBAS et de s’assurer que les spécifications
du Chapitre 3, § 3.7.2.4, sont satisfaites. Ces décisions devraient tenir compte des caractéristiques du
récepteur GNSS exempt de défauts, y compris le passage aux caractéristiques d’intégrité fondées sur
l’ABAS en cas de perte du service de localisation GBAS.
7.3.3 La limite d’utilisation des données du service de localisation GBAS est établie par la D max, qui
définit la distance à l’intérieur de laquelle il est possible d’assurer l’intégrité et d’utiliser les corrections
différentielles pour le service de localisation ou l’approche de précision. Toutefois, la D max ne délimite
pas la zone de couverture où sont respectées les spécifications relatives à l’intensité de champ
énoncées au Chapitre 3, § 3.7.3.5.4.4, et ne correspond pas non plus à cette
zone. Par conséquent, les opérations qui utilisent le service de localisation GBAS ne peuvent être
fondées que sur des zones de couverture (où sont respectées les spécifications relatives à l’intensité
de champ) situées à l’intérieur de la Dmax.
7.3.4 Étant donné qu’une seule station émettrice GBAS n’assure pas nécessairement la zone de
couverture que l’on souhaite obtenir d’un service de localisation GBAS, un réseau de stations
émettrices GBAS peut être employé pour couvrir la zone désirée. Ces stations peuvent diffuser sur
une seule fréquence, les stations voisines utilisant des créneaux temporels différents (8 sont
disponibles) pour éviter le brouillage, ou diffuser sur des fréquences différentes. La Figure D-4A
montre en détail comment l’emploi de différents créneaux temporels permet l’utilisation d’une seule
fréquence sans brouillage, sous réserve des indications relatives au temps de garde notées au bas du

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Tableau B-59 de l’Appendice B. Pour un réseau employant différentes fréquences VHF, les éléments
indicatifs du § 7.17 devraient être pris en considération.
7.4 Structure des données
La Figure D-5 montre un embrouilleur/désembrouilleur de bits.
Note.— Le document RTCA/DO-246B, GNSS Based Precision Approach Local Area Augmentation
System (LAAS) —Signal-in-Space Interference Control Document (ICD), contient des renseignements
supplémentaires sur la structure des données diffusées en VHF.
7.5 Intégrité
7.5.1 Différents niveaux d’intégrité sont spécifiés pour les approches de précision et pour les
opérations qui utilisent le service de localisation GBAS. Le risque d’intégrité des signaux
−7
électromagnétiques pour la catégorie I est de 2x10 par approche. Les sous-systèmes sol GBAS qui
prennent également en charge des opérations utilisant le service de localisation GBAS doivent en
outre satisfaire à la spécification de risque d’intégrité des signaux électromagnétiques prescrite pour
−7
les opérations en région terminale, soit 1 x10 /heure (Chapitre 3, Tableau 3.7.2.4-1). Il faut donc
prendre des mesures supplémentaires pour satisfaire aux spécifications plus rigoureuses du service
de localisation. Le risque d’intégrité des signaux électromagnétiques est attribué entre le risque
d’intégrité du sous-système sol et le risque d’intégrité du niveau de protection. L’attribution du risque
d’intégrité du sous-système sol comprend les défaillances du sous-système sol ainsi que les
défaillances des constellations satellitaires de base et du SBAS, telles que les défauts de qualité du
signal et les défaillances des éphémérides. L’attribution du risque d’intégrité du niveau de protection
comprend les cas rares où tous les récepteurs sont exempts de défaillances et les cas où un des
récepteurs de référence contient des mesures erronées. Dans les deux cas, les équations du niveau
de protection garantissent la prise en compte des effets de la géométrie des satellites utilisée par le
récepteur embarqué. Les paragraphes qui suivent donnent de plus amples renseignements à ce sujet.
7.5.2 Le sous-système sol GBAS définit une incertitude d’erreur de pseudodistance corrigée pour
l’erreur par rapport au point de référence GBAS (σpr_gnd) et les erreurs découlant de la décorrélation
spatiale verticale (σtropo) et horizontale (σiono). Ces incertitudes sont représentées par les variances des
distributions normales à moyenne nulle qui décrivent ces erreurs pour chaque source de mesure de
distance.
7.5.3 Le récepteur utilise les incertitudes décrites ci-dessus pour établir un modèle d’erreur applicable
à la solution de navigation. Il le fait en rapportant les modèles d’erreur de pseudodistance au domaine
« position ». On trouvera à la Section 14 une description des méthodes générales utilisées pour
déterminer si la variance du modèle permet de garantir le risque d’intégrité du niveau de protection. Le
niveau de protection latéral (LPL) limite l’erreur de position latérale par une probabilité dérivée de la
spécification d’intégrité. De même, le niveau de protection vertical (VPL) borne l’erreur dans le sens

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vertical. Dans les approches de précision de catégorie I et les approches APV, si le niveau LPL
calculé dépasse le seuil d’alarme latéral (LAL) ou si le niveau VPL dépasse le seuil d’alarme vertical
(VAL), l’intégrité n’est pas suffisante pour que l’opération soit prise en charge. Les normes ne
définissent pas les seuils d’alarme pour le service de localisation ; seuls le niveau de protection
horizontal et les limites de l’erreur de position due aux erreurs des éphémérides doivent être calculés
et appliqués. Les seuils d’alarme seront déterminés en fonction de l’opération exécutée. L’aéronef
appliquera le niveau de protection et les limites d’erreur calculés après avoir vérifié qu’ils sont
inférieurs aux seuils d’alarme. Deux niveaux de protection sont définis, un pour le cas où tous les
récepteurs de référence sont exempts de défauts (H 0 – conditions de mesure normales) et l’autre pour
celui où un des récepteurs de référence contient des mesures erronées (H 1 – conditions de mesure
dégradées). De plus, les limites de l’erreur de position due aux erreurs des éphémérides bornent
l’erreur de position causée par les défaillances des éphémérides de la source de mesure de distance.
Une limite d’erreur latérale (LEB) et une limite d’erreur verticale (VEB) sont définies pour les
approches de catégorie I et les approches APV. Une limite d’erreur horizontale due aux erreurs des
éphémérides (HEB) est définie pour le service de localisation.
7.5.4 Contribution du système sol à l’erreur de pseudodistance corrigée (σ pr_gnd). Les sources d’erreur
contribuant à cette erreur sont le bruit du récepteur, les trajets multiples et les erreurs d’étalonnage du
centre de phase de l’antenne. L’erreur due au bruit du récepteur a une distribution normale à
moyenne nulle, tandis que les erreurs dues aux trajets multiples et à l’étalonnage du centre de phase
de l’antenne peuvent avoir une petite moyenne.
7.5.5 Erreurs troposphériques résiduelles. Les paramètres troposphériques sont diffusés dans des
messages de type 2 pour représenter les effets de la troposphère lorsque l’aéronef est à une hauteur
différente de celle du point de référence GBAS. Cette erreur peut être caractérisée par une distribution
normale à moyenne nulle.
7.5.6 Erreurs ionosphériques résiduelles. Les paramètres ionosphériques sont diffusés dans des
messages de type 2 pour représenter les effets de l’ionosphère entre le point de référence GBAS et
l’aéronef. Cette erreur peut être caractérisée par une distribution normale à moyenne nulle.
7.5.7 Contribution du récepteur de bord à l’erreur de pseudodistance corrigée. La contribution du

récepteur est limitée comme il est décrit à la Section 14. La contribution maximale, utilisée par le
fournisseur du GBAS pour l’analyse, peut être tirée de la spécification de précision où il est supposé
que σrécepteur est égal à la RMSpr_air de l’équipement GBAS embarqué ayant l’indicateur de précision A.
7.5.8 Erreur due aux trajets multiples provenant de la cellule. La contribution des trajets multiples
provenant de la cellule à cette erreur est définie à l’Appendice B, § 3.6.5.5.1. Il n’est pas tenu compte
des erreurs dues aux trajets multiples causés par les réflexions sur d’autres objets. Si l’expérience

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montre que ces erreurs sont importantes, elles devront être prises en compte opérationnellement ou
en gonflant les paramètres diffusés par le sol (ex. : σpr_gnd).
7.5.9 Incertitude des erreurs des éphémérides. Les erreurs de pseudodistance dues aux erreurs des
éphémérides (c’est à- dire la différence entre la position réelle du satellite et la position du satellite
déterminée à partir des données diffusées) sont décorrélées spatialement et seront donc différentes
pour des récepteurs situés à des endroits différents. Pour les utilisateurs relativement proches du
point de référence GBAS, l’erreur différentielle résiduelle due aux erreurs des éphémérides sera faible
et les corrections ainsi que les paramètres d’incertitude σpr_gnd transmis par le sous-système sol seront
valides et pourront être utilisés pour corriger les mesures brutes et calculer les niveaux de protection.
Pour les utilisateurs qui sont plus éloignés du point de référence GBAS, la protection contre les
défaillances des éphémérides peut être assurée de deux façons :
a) le sous-système sol ne transmet pas les paramètres additionnels des limites de l’erreur de position
due aux défaillances des éphémérides. Dans ce cas, le sous-système sol est responsable d’assurer
l’intégrité en cas de défaillance des éphémérides du satellite, sans compter sur l’aéronef pour calculer
et appliquer les limites d’erreur des éphémérides. Cette contrainte peut, selon les moyens dont
dispose le sous-système sol pour détecter les défaillances des éphémérides des sources de mesure,
restreindre la distance entre le point de référence GBAS et l’altitude ou la hauteur de décision. Une
façon de détecter les défaillances consiste à utiliser les données d’intégrité des satellites diffusées par
le SBAS ;
b) le sous-système sol transmet des paramètres additionnels des limites de l’erreur de position due
aux défaillances des éphémérides, permettant au récepteur embarqué de calculer une limite d’erreur
des éphémérides. Ces paramètres sont : les coefficients utilisés dans les équations des limites de
l’erreur de position due aux erreurs des éphémérides (Kmd_e_(), où l’indice () signifie « GPS », «
GLONASS », « POS, GPS » ou « POS, GLONASS »), la distance utile maximale pour les corrections
différentielles (Dmax) et les paramètres de décorrélation des éphémérides (P). Le paramètre P contenu
dans le message de type 1 ou de type 101 spécifie l’erreur résiduelle en fonction de la distance entre
le point de référence GBAS et l’aéronef. La valeur de P est exprimée en m/m. Les valeurs de P sont
déterminées par le sous-système sol pour chaque satellite. Un des principaux facteurs influant sur les
valeurs de P est la conception du moniteur du sous-système sol. La qualité du moniteur sol sera
caractérisée par la plus petite erreur d’éphémérides (ou erreur minimale détectable [MDE]) qu’il peut
détecter. La relation entre le paramètre P et la MDE pour un satellite donné peut être approximée au
moyen de la formule Pi = MDEi/Ri, où Ri est la plus petite des distances prévues calculées à partir des
antennes du récepteur de référence du sous-système sol pour la période de validité de Pi. Comme
elles dépendent de la géométrie des satellites, les valeurs des paramètres P varient lentement.
Cependant, le sous-système sol n’est pas tenu de varier dynamiquement la valeur de P. Il peut
transmettre des paramètres P statiques s’ils assurent une intégrité suffisante. Dans ce cas, la

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disponibilité sera légèrement réduite. En général, lorsque la MDE diminue, la disponibilité globale du
GBAS augmente.
7.5.10 Contrôle des erreurs/défaillances des éphémérides. Plusieurs méthodes de contrôle peuvent
être utilisées pour détecter les erreurs/défaillances des éphémérides, notamment les suivantes :
a) Base longue. Dans cette méthode, le sous-système sol doit utiliser des récepteurs séparés par de
grandes distances pour détecter les erreurs d’éphémérides qui ne peuvent pas être observées par un
seul récepteur. Des bases plus longues se traduisent par de meilleures MDE ;
b) SBAS. Étant donné que le renforcement SBAS permet de contrôler les performances des satellites,
y compris les données des éphémérides, les données d’intégrité diffusées par le SBAS peuvent servir
d’indication de la validité des éphémérides. Les récepteurs du sous-système sol utilisés par le SBAS
ont une base très longue, ce qui permet de réaliser un contrôle optimal des éphémérides et d’obtenir
de faibles MDE ;
c) Contrôle des données des éphémérides. Cette méthode consiste à comparer les éphémérides
diffusées sur des orbites satellitaires consécutives. On suppose que le seul risque de défaillance est
l’échec du téléchargement des éphémérides depuis le réseau sol de contrôle des constellations. Les
défaillances causées par des manœuvres intempestives des satellites doivent être suffisamment
improbables pour garantir que cette méthode assure l’intégrité requise.
7.5.10.1 La conception du moniteur (par exemple, la MDE obtenue) doit être fondée sur les
spécifications du risque d’intégrité et sur le modèle des défaillances contre lesquelles le moniteur doit
assurer une protection. Il est possible de déterminer une limite du taux de défaillance des
éphémérides du GPS à partir des spécifications de fiabilité énoncées au Chapitre 3, § 3.7.3.1.3,
puisqu’une telle erreur d’éphémérides constituerait une défaillance de service majeure.
7.5.10.2 Le segment de contrôle du GLONASS surveille les paramètres d’éphémérides et les

paramètres temporels et, en cas de situation anormale, applique un message de navigation corrigé.
Les erreurs de distance attribuables aux défaillances des paramètres d’éphémérides et des
paramètres temporels ne dépassent pas 70 m. Le taux de défaillance des satellites GLONASS, y
compris les défaillances des paramètres d’éphémérides et des paramètres temporels, ne dépasse pas
−5
4 x10 par satellite par heure.
7.5.11 Un sous-système sol GBAS type traite les mesures provenant de 2 à 4 récepteurs de référence
installés dans le voisinage immédiat du point de référence. On assure la protection du récepteur
embarqué contre les erreurs importantes et les défaillances d’un seul récepteur de référence en
calculant et en appliquant les paramètres B contenus dans le message de type 1 ou de type 101 pour
comparer les données provenant de différents récepteurs de référence. D’autres architectures de
système dont la redondance est suffisamment poussée pour ce qui est des mesures provenant des
récepteurs de référence peuvent employer des algorithmes de traitement capables de repérer une

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erreur importante ou une défaillance de l’un des récepteurs. Cette solution peut s’appliquer pour un
réseau GRAS dont les récepteurs sont répartis sur une zone étendue et dont la densité de points de
pénétration ionosphérique est suffisante pour départager les erreurs provenant des récepteurs des
effets ionosphériques. On peut alors obtenir l’intégrité en utilisant seulement les niveaux de protection
associés aux conditions de mesure normales (VPLH0 et HPLH0) avec les valeurs appropriées des
paramètres Kffmd et σpr_gnd, ce qui peut être réalisé en employant le message de type 101, paramètres
B exclus.
7.6 Continuité du service
7.6.1 Indicateur de continuité et d’intégrité du sous-système sol (GCID). L’indicateur GCID permet de
classer les sous-systèmes sol GBAS. La valeur 1 signifie que le sous-système répond aux
spécifications de l’approche de précision de catégorie I ou de l’approche APV. Les valeurs 2, 3 et 4
correspondent à de futurs types d’opérations dont les spécifications seront plus sévères. L’indicateur
GCID, qui précise l’état de fonctionnement du sous-système sol, est censé être utilisé
lorsque le pilote choisit son approche. Il n’est pas destiné à remplacer ni à compléter l’indication
d’intégrité instantanée que fournit le message de type 1 ou de type 101. Le GCID ne fournit aucune
indication sur la capacité du sous-système sol d’assurer le service de localisation GBAS.
7.6.2 Continuité du service du sous-système sol. Pour prendre en charge les approches de précision
de catégorie I et les approches APV, les sous-systèmes sol GBAS doivent satisfaire aux prescriptions
de continuité spécifiées au § 3.6.7.1.3 de l’Appendice B du Chapitre 3. Les sous-systèmes sol GBAS
qui prennent également en charge des opérations utilisant le service de localisation GBAS doivent en
−4
outre assurer la continuité minimale requise pour les opérations en région terminale, soit 1−10 /heure
(Chapitre 3, Tableau 3.7.2.4-1). Lorsqu’elle est convertie en heures, la continuité spécifiée pour
−6
l’approche de précision de catégorie I ou l’approche APV (1−8 x10 /15 s) n’est pas conforme à la
−4
continuité minimale requise de 1−10 /heure. Des mesures supplémentaires doivent donc être prises
pour assurer la continuité prescrite pour ces autres opérations. Une façon de montrer la conformité
avec cette spécification est de supposer que la mise en œuvre embarquée utilise à la fois le GBAS et
l’ABAS de manière à assurer la redondance et que l’ABAS assure une précision suffisante pour
l’opération envisagée.
7.7 Sélection de canal GBAS
7.7.1 Dans le GBAS, les numéros de canal permettent d’établir entre l’équipement de bord et les
signaux électromagnétiques une interface compatible avec les interfaces de l’ILS et du MLS.
L’intégration au poste de pilotage et l’interface de bord peuvent ou non avoir pour base la saisie du
numéro de canal à cinq chiffres. Il est également possible de rattacher la sélection du canal au choix
de l’approche au moyen d’une fonction de gestion de vol, comme c’est le cas actuellement avec l’ILS.
Le numéro de canal GBAS peut être mémorisé dans une base de données de navigation embarquée

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où il sera associé à une approche donnée, désignée par un nom. Une fois le nom de l’approche
sélectionné, le numéro de canal peut être fourni automatiquement à l’équipement, qui doit alors
extraire des données reçues les données d’approche GBAS voulues. Le service de localisation GBAS
peut aussi utiliser la sélection d’un numéro de canal à 5 chiffres ; il est ainsi plus facile d’exécuter des
opérations autres que les approches définies par les données FAS. Pour faciliter l’accord en
fréquence, les numéros de canal GBAS des sous-systèmes sol GBAS voisins qui assurent le service
de localisation peuvent être fournis dans le bloc de données supplémentaires 2 du message de
type 2.
7.7.2 Un numéro de canal allant de 20 001 à 39 999 est assigné quand les données FAS sont
diffusées dans le message de type 4. Un numéro de canal allant de 40 000 à 99 999 est assigné
quand les données FAS associées à une approche APV sont obtenues de la base de données
embarquée.
7.8 Sélecteurs de données de trajectoire de référence et de station de référence
Un mécanisme de mise en correspondance permet d’associer sans ambiguïté chaque numéro de

canal à une approche GBAS donnée. Le numéro de canal, composé de cinq caractères numériques,
est compris entre 20 001 et 39 999. Il permet au sous-système embarqué du GBAS de s’accorder sur
la fréquence voulue et de choisir le bloc de données correspondant au segment d’approche finale
(FAS) approprié. Ce choix s’opère à l’aide du sélecteur de données de trajectoire de référence
(RPDS) intégré, dans le message de type 4, aux données de définition du FAS. Le Tableau D-6
illustre la relation existant entre numéro de canal, fréquence et RPDS. Le même mécanisme de mise
en correspondance permet de sélectionner le service de localisation à l’aide du sélecteur de données
de station de référence (RSDS). Le RSDS est diffusé dans le message de type 2 et permet de choisir
un sous-système sol GBAS qui assure le service de localisation. Dans le cas de sous-systèmes sol
GBAS qui ne fournissent pas le service de localisation et qui diffusent les données d’éphémérides
supplémentaires, le RSDS est codé avec la valeur 255. Tous les RPDS et les RSDS diffusés par un
sous-système sol doivent être uniques sur la fréquence de diffusion employée à l’intérieur de la portée
radio du signal. Les valeurs RSDS doivent être différentes des valeurs RPDS diffusées.
Tableau D-6. Exemples d’assignation de canaux

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7.9 Attribution du RPDS et du RSDS par le fournisseur de services
L’attribution des sélecteurs RPDS et RSDS doit être supervisée de manière à éviter qu’un numéro de
canal ne soit attribué plus d’une fois dans la zone protégée de diffusion des données. Le fournisseur
de services GBAS doit donc s’assurer que chaque RPDS et chaque RSDS n’est associé qu’à une
seule fréquence à l’intérieur de la zone de couverture d’un sous-système sol GBAS donné.
L’attribution des RPDS et des RSDS doit être gérée parallèlement à celle des fréquences (et des
créneaux temporels dans le cas de la diffusion de données VHF).
7.10 Identificateur GBAS
L’identificateur GBAS sert à désigner sans ambiguïté le sous-système sol GBAS émettant sur une
fréquence donnée à l’intérieur de la zone de couverture du GBAS. Pour naviguer, les aéronefs
utiliseront les données diffusées par une ou plusieurs stations émettrices GBAS d’un seul sous-
système sol GBAS (identifiées par un indicateur GBAS commun).
7.11 Trajectoire FAS
7.11.1 La trajectoire FAS est une ligne dans l’espace définie par le point de seuil à l’atterrissage/point
de seuil fictif (LTP/FTP), le point d’alignement de trajectoire de vol (FPAP), la hauteur de
franchissement du seuil (TCH) et l’angle de site de l’alignement de descente (GPA). Ces paramètres
sont déterminés à l’aide du bloc de données FAS contenu dans les messages de type 4 ou dans la
base de données embarquée. La Figure D-6 illustre la relation qui les unit à la trajectoire FAS.
7.11.1.1 Les blocs de données FAS pour les approches SBAS et certaines approches GBAS sont
conservés dans une base de données commune embarquée qui peut être utilisée à la fois pour le
SBAS et le GBAS. Il incombe aux États de fournir les données FAS pour les procédures APV quand

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le message de type 4 n’est pas diffusé. Ces données comprennent les paramètres contenus dans le
bloc de données FAS, le RSDS et la fréquence de diffusion associée. Le bloc de données FAS à
utiliser dans une procédure d’approche précise est décrit à l’Appendice B, § 3.6.4.5.1, et au Tableau
B-66.
7.11.2 Caractéristiques de la trajectoire FAS
7.11.2.1 Composante latérale. Le point LTP/FTP se situe habituellement sur le seuil de piste ou à
proximité, mais il peut s’en écarter notablement si les besoins opérationnels ou les contraintes
matérielles l’exigent. À eux deux, le point FPAP et le point LTP/FTP définissent le plan latéral de
référence utilisé pour l’approche. Dans le cas d’une approche en ligne droite dans l’axe de la piste, le
point FPAP se situe à l’extrémité de la piste ou au-delà, mais pas en deçà.
7.11.2.2 ΔDécalage longitudinal. Le paramètre Δdécalage longitudinal représente la distance séparant

le point FPAP de l’extrémité de la piste. Ce paramètre permet à l’équipement de bord de calculer à
quelle distance de l’extrémité de la piste se trouve l’aéronef. Si le paramètre n’indique pas
correctement l’écart entre le point FPAP et l’extrémité de la piste, le fournisseur de services doit
s’assurer que le paramètre est réglé à la valeur « non fourni ».
7.11.2.3 Composante verticale. La verticale locale est la droite perpendiculaire à l’ellipsoïde WGS-84
au point LTP/ FTP et elle peut différer notablement du vecteur gravité local. Le plan horizontal local
est un plan perpendiculaire à la verticale locale passant par le point LTP/FTP (c’est-à-dire tangent à
l’ellipsoïde au point LTP/FTP). Le point de franchissement de référence(DCP) est situé à la verticale
du point LTP/FTP ; l’écart entre les deux est la hauteur de franchissement du seuil (TCH). La
trajectoire FAS est une droite formant un angle (GPA) avec l’horizontale locale qui passe par le point
DCP. Enfin, le point d’interception de l’alignement de descente (GPIP) est le point d’intersection de la
trajectoire FAS et du plan horizontal local. Il peut se trouver au-dessus ou au-dessous de la surface
de la piste, tout dépendant de la courbure de celle-ci.
7.11.3 Compatibilité des calculs avec l’ILS. Pour des raisons de compatibilité avec les systèmes
existants, il convient que l’équipement de bord génère les informations de guidage sous la forme
d’écarts par rapport à la trajectoire FAS souhaitée. Le message de type 4 comprend des paramètres
permettant de calculer ces écarts conformément aux spécifications relatives à l’ILS.
7.11.3.1 Écart latéral. La Figure D-6 illustre la relation entre le point FPAP et le point à partir duquel
sont mesurés les écarts angulaires latéraux. Le paramètre largeur de radioalignement et le point
FPAP déterminent le point d’origine et la sensibilité des écarts latéraux. Par déplacement du point
FPAP et réglage de la largeur de radioalignement, on peut donner au GBAS la largeur de
radioalignement et la sensibilité voulues. Ces valeurs peuvent être réglées à la largeur de
radioalignement et à la sensibilité d’un ILS ou d’un MLS existant. Cet ajustement peut être nécessaire,
par exemple, pour assurer la compatibilité avec des aides visuelles d’atterrissage déjà en place.

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7.11.3.1.1 Plan de référence des écarts latéraux. Le plan de référence des écarts latéraux est le plan
qui contient les points LTP/FTP et FPAP et qui passe par la normale à l’ellipsoïde WGS-84 au point
LTP/FTP. L’écart latéral rectiligne est la distance séparant la position de l’aéronef calculée du plan de
référence ainsi défini. La droite menée de cette position au point de référence en azimut du GBAS (le
point GARP) fait avec le plan un angle appelé « écart angulaire latéral ». Le point GARP est à une
distance fixe du point FPAP, soit à 305 m (1 000 ft) au-delà, dans l’axe longitudinal de la piste.
7.11.3.1.2 Sensibilité d’écart dans le sens latéral. L’équipement de bord détermine la sensibilité
d’écart dans le sens latéral à l’aide de la largeur de radioalignement indiquée dans le bloc de données
FAS. Il incombe au fournisseur de services de fixer le paramètre largeur de radioalignement à une
valeur pour laquelle l’angle correspondant à la déviation totale aura la valeur voulue (ex. : 0,155 DDM
ou 150 μA), compte tenu des éventuelles restrictions d’exploitation.
7.11.3.2 Écarts verticaux. Les écarts verticaux sont calculés par l’équipement de bord en fonction du
point de référence du site GBAS (le point GERP). Ce point peut coïncider avec le point GPIP ou être
déporté de 150 m par rapport à lui ; ce décalage permet aux écarts par rapport à l’alignement de
descente de produire les effets hyperboliques qui caractérisent l’ILS et le MLS au-dessous de 200 ft.
C’est l’équipement de bord qui décide de décaler ou non le point GERP, tout dépendant du niveau de
compatibilité exigé avec les systèmes embarqués existants. Les fournisseurs de services ne doivent
pas oublier que les utilisateurs peuvent calculer les écarts verticaux à partir d’un point GERP occupant
l’une ou l’autre position. La sensibilité d’écart dans le sens vertical est réglée automatiquement dans
l’équipement embarqué en tant que fonction du GPA. Le rapport spécifié entre le GPA et la déviation
totale (FSD) de la sensibilité d'écart dans le sens vertical est de FSD-0,25*GPA. La valeur 0.25 est la
même que celle du M LS (Supplément G. 7.4.1.2) et légèrement différente de la valeur nominale de
0,24 recommandée pour l'ILS (Chapitre 3, § 3.1.5.6.2). Cependant, la valeur spécifiée s'inscrit
largement dans les tolérances recommandées pour l'ILS (0,2 à 0,28). Par conséquent, la sensibilité
résultante s'apparente à la sensibilité d'écart par rapport à l'alignement de descente qui caractérise
l'ILS type.
7.11.4 Approches non alignées avec la piste. Il peut arriver que des opérations requièrent la définition
d’une trajectoire FAS non alignée avec l’axe de piste (voir Figure D-7). Dans ce cas, le point LTP/FTP
peut ou non se trouver sur l’axe de la piste. Le paramètre Δdécalage longitudinal n’a alors aucune
signification et doit être réglé à la valeur « non fourni ».
7.11.5 Fournisseur de services SBAS. Un format commun a été défini afin que les blocs de données
FAS soient utilisables et par le GBAS et par le SBAS. Le champ d’identification du fournisseur de
services SBAS indique quels systèmes SBAS peuvent être utilisés par un aéronef qui effectue son
approche à l’aide des données FAS. Le fournisseur de services GBAS peut bloquer l’utilisation
combinée des données FAS et de tel ou tel service SBAS. Pour les approches de précision sous

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contrôle GBAS, le champ d’identification ne sert pas et n’a pas à être pris en compte par l’équipement
GBAS embarqué.
7.11.6 Identificateur d'approche. II incombe au fournisseur de services d'attribuer un identificateur à

chaque approche. II est recommandé de définir un identificateur unique à l'intérieur d'une vaste zone
'
géographique et d'attribuer aux multiples pistes d un même aérodrome des identificateurs peu
susceptibles d'entraîner des confusions ou des erreurs. Enfin, il est souhaitable que l'identificateur
figure sur les cartes où l'approche est décrite. La première lettre de l'identificateur d'approche est
utilisée dans les protocoles d'authentification du GRAS. Les stations sol qui prennent en charge les
protocoles d'authentification doivent coder le premier caractère de l'identificateur de toutes les
approches prises en charge en utilisant les lettres de l'ensemble ; (A X Z J C V P T), comme il est
'
décrit à l Appendice 13, § 3.6.7.4.1.4. L'équipement embarqué (qui prend en charge les protocoles
'
d authentification) peut ainsi déterminer quels créneaux sont assignés à la station sol et, donc, ne pas
tenir compte de la réception de données diffusées dans des créneaux qui ne sont pas assignés à la
station sol sélectionnée. Les stations sol qui ne prennent pas en charge les protocoles
d'authentification peuvent assigner n'importe quel caractère au premier caractère de l'identificateur
d'approche, sauf ceux de l'ensemble (A X Z J C V P T)
7.12 Choix de l’emplacement des équipements au sol
7.12.1 Lors de la mise en place d’un sous-système sol GBAS, il convient de choisir judicieusement
l’emplacement des antennes des récepteurs de référence et des antennes VDB. Concernant ces
dernières, les normes de l’Annexe 14 Part 1 relatives aux obstacles doivent être respectées.
7.12.2 Emplacement des antennes des récepteurs de référence. Il est préférable d’installer ces
antennes dans une zone sans obstacles, de façon que les signaux des satellites puissent être reçus
selon les angles de site les plus faibles possible. En général, tout ce qui masque les satellites GNSS
sous un angle de site supérieur à 5° nuit à la disponibilité du système.
7.12.2.1 Il convient de concevoir et d’implanter les antennes des récepteurs de référence de façon à
minimiser les signaux résultant de trajets multiples, qui interfèrent avec le signal désiré. L’installation
des antennes près d’un plan de sol réduit les trajets multiples à temps de propagation élevé dus aux
réflexions sous l’antenne. L’antenne sera montée à une hauteur suffisante pour éviter qu’elle soit
recouverte de neige ou perturbée par les activités du personnel d’entretien ou la circulation au sol. On
s’assurera également que les structures métalliques environnantes (grilles d’aération, conduites,
autres antennes, etc.) demeurent à l’extérieur du champ proche de l’antenne.
7.12.2.2 Outre l’amplitude des erreurs liées aux trajets multiples affectant chacune des antennes des
récepteurs de référence, le degré de corrélation de ces erreurs est un facteur important. Aussi

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convient-il de disposer les antennes de façon que les trajets multiples de l’une n’affectent pas les
autres.
7.12.2.3 Il convient de prévoir pour chaque antenne un dispositif de fixation insensible au vent et au
poids de la glace. L’accès aux antennes doit être contrôlé afin que les véhicules circulant aux
alentours ne créent pas d’erreurs supplémentaires par trajets multiples et ne masquent pas les
satellites.
7.12.3 Emplacement de l’antenne VDB. Il convient d’implanter l’antenne VDB de façon qu’elle
bénéficie d’une visibilité directe (sans obstacle) avec les différents points du volume de couverture,
quel que soit le segment FAS pris en charge. Il faut également veiller à la séparation émetteur-
récepteur, qui doit être suffisante pour éviter tout dépassement de l’intensité de champ maximale. De
plus, pour couvrir adéquatement tous les FAS de l’aéroport et élargir les possibilités d’implantation
des antennes VDB, il peut s’avérer nécessaire de prévoir un volume de couverture autour de
l’antenne émettrice beaucoup plus vaste que celui qu’exigerait un seul FAS. Suivant la hauteur de
l’antenne VDB et sa position par rapport à la piste, il peut être impossible d’assurer un tel volume : si
on hausse l’antenne afin d’assurer un signal suffisamment puissant à basse altitude, cela peut
entraîner l’apparition de nuls dus aux trajets multiples dans le volume de couverture désiré. Il faut
donc analyser la situation afin de trouver un compromis, car il importe d’assurer une intensité de
signal suffisante en tout point du volume. Enfin, il y a lieu de se pencher sur l’effet du relief et des
bâtiments sur les trajets multiples.
7.12.4 Emploi d’antennes d’émission multiples pour améliorer la couverture VDB. Dans le cas de
certaines installations GBAS, les contraintes d’emplacement des antennes ou le relief et les obstacles
locaux peuvent créer des trajets multiples par réflexion sur le sol et/ou un blocage des signaux qui
empêchent de fournir l’intensité de champ spécifiée partout dans la zone de couverture. Dans
certaines installations GBAS au sol, il est possible d’utiliser un ou plusieurs systèmes d’antennes
supplémentaires implantés de façon à assurer la diversité des trajets du signal ; ensemble, ces
systèmes permettent de satisfaire aux spécifications de couverture.
7.12.4.1 Lorsque plusieurs systèmes d’antennes sont utilisés, la séquence des antennes et la
programmation des messages doivent être telles que les diffusions, partout dans la zone de
couverture, respectent les cadences de diffusion et intensités de champ minimales et maximales
spécifiées, sans dépasser la capacité du récepteur de s’adapter aux fluctuations de l’intensité du
signal dans un créneau donné d’une transmission à l’autre. Pour éviter les problèmes de traitement au
récepteur causés par la perte ou la duplication des messages, toutes les transmissions d’un message
ou d’une paire liée de messages de type 1 ou de type 101 pour un type de mesure donné dans une
seule trame doivent avoir le même contenu.

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7.12.4.2 Un exemple de l’emploi des antennes multiples est l’installation de deux antennes au même
endroit mais à des hauteurs différentes au-dessus du plan de sol. La hauteur est choisie pour que le
diagramme de rayonnement d’une antenne remplisse les zéros du diagramme de rayonnement de
l’autre antenne causés par les réflexions sur le plan de sol. Le sous-système sol GBAS alterne les
diffusions entre les deux antennes, en utilisant un ou deux créneaux assignés dans chaque trame
pour chaque antenne. Les messages de type 1 ou de type 101 sont diffusés une fois par trame par
antenne, ce qui permet à l’utilisateur de recevoir un ou deux messages de type 1 ou de type 101 par
trame selon qu’il est situé ou non dans un nul d’un des diagrammes de rayonnement de l’antenne. Les
messages de type 2 et de type 4 sont diffusés par la première antenne dans une trame, puis par la
deuxième antenne dans la trame suivante. Selon son emplacement, l’utilisateur peut ainsi recevoir un
message de chaque type (2 et 4) toutes les une ou deux trames.
7.13 Définition des seuils d’alarme latéral et vertical
7.13.1 Les seuils d’alarme latéral et vertical de l’approche de précision de catégorie I sont calculés
conformément à l’Appendice B, Tableaux B-68 et B-69. Dans ces calculs, les paramètres D et H ont la
signification indiquée à la Figure D-8.
7.13.2 Le seuil d’alarme vertical de l’approche de précision de catégorie I est établi en fonction d’une
hauteur de 60 m (200 ft) au-dessus du point LTP/FTP. Si la hauteur de décision d’une procédure est
supérieure à 60 m (200 ft), le seuil d’alarme vertical sera plus important que le paramètre FASVAL
diffusé.
7.13.3 Les seuils d’alarme latéral et vertical des procédures APV associées à des numéros de canal
allant de 40 001 à 99 999 sont calculés de la même manière que pour les procédures APV utilisant le
SBAS, comme l’indique le Supplément D, § 3.2.8.
7.14 Contrôle et maintenance
7.14.1 Certaines spécifications de contrôle ou des essais intégrés peuvent être nécessaires et
devraient, le cas échéant, être définis par chaque État. Le signal VDB étant essentiel au
fonctionnement de la station émettrice GBAS, tout problème empêchant la VDB de transmettre un
signal utilisable dans les créneaux assignés et dans toute la zone de couverture doit être corrigé le
plus rapidement possible. Il est donc recommandé que les indications suivantes servent de guide pour
la mise en œuvre du moniteur VDB :
a) Puissance : Une chute importante de puissance doit être détectée en moins de 3 s.
b) Perte du type de message : Impossibilité de transmettre un type de message prévu, soit un type de
message particulier, soit une combinaison de types de messages différents.
c) Perte de tous les types de messages : Impossibilité de transmettre quelque type de message que
ce soit pendant 3 s ou plus.

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7.14.2 Lorsqu’une défaillance est détectée et qu’il n’y a pas d’émetteur de secours, le service VDB
devrait être interrompu si le signal ne peut pas être utilisé de façon fiable à l’intérieur de la zone de
couverture et qu’il y a risque de compromettre l’exploitation des aéronefs. Les procédures
opérationnelles doivent prévoir des mesures appropriées pour atténuer les conséquences du retrait du
signal, notamment l’envoi de techniciens de maintenance pour réparer la fonction VDB GBAS ou
l’adoption de procédures ATC spéciales. En outre, la maintenance devrait être effectuée le plus tôt
possible après une défaillance des BIT afin d’éviter la perte du service GBAS.
7.15 Exemples de messages VDB
7.15.1 Les Tableaux D-7 à D-10 donnent des exemples de codage des messages VDB. Ces
exemples montrent le codage des paramètres d’application, notamment des paramètres de contrôle
de redondance cyclique (CRC) et de correction d’erreurs sans circuit de retour (FEC), et les résultats
de l’embrouillage des bits et du codage des symboles D8PSK. Les valeurs utilisées pour les
paramètres des messages servent à illustrer le processus de codage des messages et ne
représentent pas nécessairement des valeurs réelles.
7.15.2 Le Tableau D-7 donne un exemple d’un message VDB de type 1. Le codage du champ
indicateur de deuxième message indique qu’il s’agit du premier de deux messages de type 1 diffusés
dans la même trame. Cette valeur est donnée à titre d’exemple ; le deuxième message n’est
normalement requis que lorsque les corrections de source de mesure de distance sont trop
nombreuses pour être diffusées dans un seul message.
7.15.3 Le Tableau D-7A donne un exemple d’un message VDB de type 101. Le codage du champ
indicateur de deuxième message indique qu’il s’agit du premier de deux messages de type 101
diffusés dans la même trame. Cette valeur est donnée à titre d’exemple ; le deuxième message n’est
normalement requis que lorsque les corrections de source de mesure de distance sont trop
nombreuses pour être diffusées dans un seul message.
7.15.4 Le Tableau D-8 donne des exemples d’un message VDB de type 1 et d’un message VDB de
type 2 codés dans une seule rafale (c’est-à-dire deux messages diffusés dans un seul créneau
d’émission). Le codage du champ indicateur de deuxième message du message de type 1 indique
qu’il s’agit du second de deux messages de type 1 qui doivent être diffusés dans la même trame. Le
message de type 2 comprend le bloc de données supplémentaires 1. Le Tableau D-8A donne des
exemples de messages de type 1 et de type 2 avec des blocs de données supplémentaires 1 et 2.
7.15.4.1 Le Tableau D-8B donne un exemple de messages de type 2 contenant des blocs de données
complémentaires 1 et 4 codés dans une rafale, un message de type 3 étant utilisé pour remplir le
reste du créneau.
7.15.5 Le Tableau D-9 donne un exemple d’un message de type 4 contenant deux blocs de données
FAS.

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7.15.6 Le Tableau D-10 donne un exemple d’un message de type 5. Cet exemple donne la durée de
disponibilité de deux sources de mesure de distance et elle est la même pour toutes les approches. Il
donne également la durée de disponibilité pour deux approches particulières : la première approche
utilise deux sources de mesure de distance et la deuxième, une seule source. Le message de type 2
comprend le bloc de données supplémentaires 1.
7.16 Précision des levés du GBAS
Les normes de précision des levés applicables aux aides de navigation figurent dans le RANT 14 —
Aérodromes. Le Manuel du système géodésique mondial — 1984 (WGS-84) (Doc 9674) fournit des
indications sur l’établissement d’un réseau de stations de contrôle des levés à chaque aérodrome et
sur la façon d’utiliser le réseau pour établir les coordonnées WGS-84. Jusqu’à ce que des normes
soient élaborées pour le GBAS, les spécifications de précision du RANT 14 applicables aux aides de
navigation situées à l’aérodrome s’appliqueront au GBAS. La recommandation de l’Appendice B,
Chapitre 3, § 3.6.7.2.3.4, relative à la précision des levés du point de référence GBAS a pour but de
réduire encore plus l’erreur de la position WGS-84 calculée par un aéronef utilisateur du service de
localisation GBAS jusqu’à une valeur inférieure à celle qui est spécifiée à l’Appendice B, Chapitre 3, §
3.6.7.2.4.1 et 3.6.7.2.4.2, des normes sur le GBAS et d’augmenter la précision des levés par rapport
aux spécifications du RANT 14. L’intégrité de toutes les données aéronautiques employées pour le
GBAS doit être conforme à l’intégrité spécifiée au Chapitre 3, Tableau 3.7.2.4-1.
7.17 Bloc de données supplémentaires 2 d’un message de type 2
7.17.1 Le message de type 2 contient des données relatives à l'installation GBAS, telles que
l'emplacement du point de référence GBAS, l'indicateur de continuité et d'intégrité du G13AS (GCID)
et d'autres données de configuration pertinentes. Une méthode permettant d'ajouter de nouvelles
données au message de type 2 a été conçue pour donner au GBAS la possibilité d'évoluer et de
'
prendre en charge d autres types de services. Cette méthode consiste à définir de nouveaux blocs de
données supplémentaires qui sont adjoints au message de type 2. D'autres blocs de données
supplémentaires pourront être définis à l'avenir. Les blocs de données 2 à 255 sont de longueur
variable et peuvent être adjoints au message dans n'importe quel ordre après le bloc de données
supplémentaires 1.
7.17.2 Le bloc de données supplémentaires I du message de type 2 contient des informations

relatives à la décorrélation spatiale des erreurs ainsi que les informations nécessaires pour prendre en
charge la sélection du service de localisation du GBAS (lorsqu'il est assuré par une station sol
donnée).
7.17.3 Le bloc de données supplémentaires 2 d'un message de type 2 peut être utilisé dans le GRAS
pour permettre à un sous-système GRAS embarqué de passer d'une station émettrice du GBAS à
'
d autres, en particulier si elles émettent sur des fréquences différentes. Le bloc de données

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r
supplémentaires 2 identifie le numéro de canal et l'emplacement de la station émett ice GBAS en
r
cours de réception et ceux des autres stations émett ices GBAS adjacentes et avoisinantes.
7.17.4 Le bloc de données supplémentaires 3 du message de type 2 est réservé pour utilisation
future.
7.17.5 Le bloc de données supplémentaires 4 du message de type 2 contient des informations

requises par les stations sol qui prennent en charge les protocoles d'authentification. Il comprend un
seul paramètre qui indique les créneaux assignés à la station sol pour les transmissions VDB.
L'équipement embarqué qui prend en charge les protocoles d'authentification n'utilise pas les données
à moins qu'elles ne soient transmises dans les créneaux indiqués par le champ définition du groupe
de créneaux dans le M T 2 ADB 4.
7.18 Message de type 101
Le message de type 101 est un substitut du message de type 1 qui a été adapté aux besoins propres
des systèmes GRAS. Les principales différences dans la teneur et l’application de ces deux types de
messages sont les suivantes : a) dans le message de type 101, la plage des valeurs du paramètre
σpr_gnd est plus importante ; et b) le délai d’alarme pour les sous-systèmes sol est plus long quand ils
diffusent des messages de type 101. En général, la première situation s’observe dans un système où
une station émettrice couvre une zone étendue, au point que les erreurs de décorrélation font
augmenter la limite supérieure des erreurs relatives à la correction des pseudodistances. La seconde
situation peut être typique des systèmes dans lesquels une station maîtresse centrale traite des
données provenant de multiples récepteurs répartis sur une zone étendue.

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Tableau D-9. Exemple de message de type 4
BITS REPRÉSENTATION BINAIRE

TENEUR DES DONNÉES UTILISÉS PLAGE RÉSOLUTION VALEURS (NOTE 1)
CONTENU DES DONNÉES DES RAFALES
Montée et stabilisation de la puissance 15 000 0000 0000 0000
Synchronisation et levée de l’ambiguïté 48 010 0011 1110 1111 1100 0110 0011 1011 0000 0011 1100 1000
0
DONNÉES EMBROUILLÉES
Identificateur de créneau de station 3 — — D 01 1
(SSID)
Longueur de la transmission (bits) 17 0 à 1 824 bits 1 bit 784 000 0000 1100 0100 00
FEC de la séquence d’apprentissage 5 — — — 0000 0
DONNÉES D’APPLICATION
BLOC-MESSAGE
Bloc-message (message de type 4)
En-tête de bloc-message
Identificateur de bloc-message 8 — — Normal 1010 1010
ID de GBAS 24 — — CMJ 0000 1100 1101 0010 1010 0000
Identificateur de type de message 8 1à8 1 4 0000 0100
Longueur du message 8 10 à 222 octets 1 octet 92 0101 1100
Message (exemple de type 4)
Ensemble de données FAS 1
Longueur de l’ensemble de données 8 2 à 212 1 octet 41 0010 1001
Bloc de données FAS 1
Type d’opération 4 0 à 15 1 0 0000
Fournisseur de services SBAS 4 0 à 15 1 15 1111
ID d’aéroport 32 — — LFBO 0000 1100 0000 0110 0000 0010 0000 1111
Numéro de piste 6 1 à 36 1 15 00 1111
Lettre de piste 2 — — R 01
Indicateur de performance d’approche 3 0à7 1 CAT 1 001
Indicateur de route 5 — — C 0001 1
Sélecteur de données de trajectoire 8 0 à 48 1 3 0000 0011
de référence (RPDS)
Identificateur de trajectoire 32 — — GTBS 0000 0111 0001 0100 0000 0010 0001 0011
de référence
Latitude LTP/FTP 32 ±90,0° 0,0005 43,6441075°N 0001 0010 1011 1010 1110 0010 1000 0110
seconde d’arc
Longitude LTP/FTP 32 ±180,0° 0,0005 1,345940°E 0000 0000 1001 0011 1101 1110 1001 0000
seconde d’arc
Hauteur LTP/FTP 16 −512,0 à 0,1 m 197,3 0001 1011 1011 0101
6 041,5 m
ΔLatitude FPAP 24 ±1° 0,0005 −0,025145° 1111 1101 0011 1100 1100 1100
seconde d’arc
ΔLongitude FPAP 24 ±1° 0,0005 0,026175° 0000 0010 1110 0000 0010 1100
seconde d’arc
Hauteur de franchissement du seuil (TCH) 15 0 à 1 638,35 m 0,05 m 17,05 m 000 0001 0101 0101
à l’approche (0 à 3 276,7 ft) (0,1 ft)
Indicateur d’unité TCH 1 0 = ft ; 1 = m — mètre 1
Angle de site d’alignement de descente 16 0 à 90° 0,01° 3° 0000 0001 0010 1100
(GPA)
Largeur de radioalignement 8 80,0 à 0,25 m 105 0110 0100
143,75 m
ΔDécalage longitudinal 8 0 à 2 032 m 8m 0 0000 0000
CRC de bloc de données FAS 1 32 — — — 1010 0010 1010 0101 1010 1000 0100 1101
Seuil d’alarme vertical FAS/ 8 0 à 25,4 0,1 m 10 0110 0100
état d’approche
Seuil d’alarme latéral FAS/ 8 0 à 50,8 0,2 m 40 1100 1000
état d’approche

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Ensemble de données FAS 2
Longueur de l’ensemble de données 8 2 à 212 1 octet 41 0010 1001
Bloc de données FAS 2
Type d’opération 4 0 à 15 1 0 0000
Fournisseur de services SBAS 4 0 à 15 1 01 0001
ID d’aéroport 32 — — LFBO 0000 1100 0000 0110 0000 0010 0000 1111
Numéro de piste 6 1 à 36 1 33 10 0001
Lettre de piste 2 — — R 01
Indicateur de performance d’approche 3 0à7 1 CAT 1 001
Indicateur de route 5 — — A 0000 1
Sélecteur de données de trajectoire 8 0 à 48 1 21 0001 0101
Identificateur de trajectoire 32 — — GTN 0000 0111 0001 0100 0000 1110 0010 0000
de référence
Latitude LTP/FTP 32 ±90,0° 0,0005 43,6156350°N 0001 0010 1011 0111 1100 0001 1011 1100
seconde d’arc
Longitude LTP/FTP 32 ±180,0° 0,0005 1,3802350°E 0000 0000 1001 0111 1010 0011 0001 1100
seconde d’arc
Hauteur LTP/FTP 16 −512,0 à 0,1 m 200,2 m 0001 1011 1101 0010
6 041,5 m
ΔLatitude FPAP 24 ±1° 0,0005 0,02172375° 0000 0010 0110 0010 1111 1011
seconde d’arc
ΔLongitude FPAP 24 ±1° 0,0005 0,0226050° 1111 1101 1000 0100 0011 1100
seconde d’arc
Hauteur de franchissement du seuil (TCH) 15 0 à 1638,35 m 0,05 m 15,25 m 000 0001 0011 0001
à l’approche (0 à 3276,7 ft) (0,1 ft)
Indicateur d’unité TCH 1 0 = ft ; 1 = m — mètre 1
Angle de site d’alignement de descente 16 0 à 90° 0,01° 3,01° 0000 0001 0010 1101
(GPA)
Largeur de radioalignement 8 80,0 à 0,25 m 105 0110 0100
143,75 m
ΔDécalage longitudinal 8 0 à 2032 m 8m 0 0000 0000
CRC de bloc de données FAS 2 32 — — — 1010 1111 0100 1101 1010 0000 1101 0111
état d’approche
état d’approche
CRC de bloc-message 32 — — — 0101 0111 0000 0011 1111 1110 1001 1011
FEC D’APPLICATION 48 — — — 0001 1011 1001 0001 0010 1010 1011 1100 0010 0101 1000 0101
Entrée de l’embrouilleur de bits 1 82 30 00 55 05 4B 30 20 3A 94 0F F0 40 60 30 F2 98 C0 C8 40 28 E0 61 47 5D 48 09 7B C9 00 AD D8 33 3C BF 34 07
(Note 2) 40AA81 34 80 26 00 B2 15 A5 45 26 13 94 08 F0 40 60 30 86 90 A8 04 70 28 E0 3D 83 ED 48 38 C5 E9 00 4B D8 DF 46403C
21 BF 8C 81 B4 80 26 00 EB 05 B2 F5 26 13 D9 7F C0 EA A1 A4 3D 54 89 D8
Sortie de l’embrouilleur de bits 1 A4 07 88 1F 1A 53 1B FF A0 41 D6 C2 9C 26 E0 04 59 89 CB 5C 2C CF 91 2D E2 2E 5D F3 07 1E 45 F1 53 5F C0 4F
(Note 3) 53E464 F0 23 C3 ED 05 A9 E6 7F FF FF B5 49 81 DD A3 F2 B5 40 9D A0 17 90 12 60 64 7C CF E3 BE A0 1E 72 FF 61
6EE402 44 D9 1E D2 FD 63 D1 12 C3 5A 00 0E F8 89 FE 4C 12 0C 78 4F 9D 55 08 16 F6
Bits de remplissage 0à2 — — 1 0
Baisse de la puissance 9 — — — 000 000 000
Symboles D8PSK 000000351120454631650432230077166217071305255667317672434537777615776346166157054361521457640513340167
(Note 4) 752142313044430613011502667743417556032762416305275365400152470514203225753334625554377076056527606314
446243163101353722250120760407526435103457714077770415665273600122324007402031443362754444
NOTES.—
1. Le bit de droite est le bit de poids faible (LSB) de la valeur binaire du paramètre et il est le premier bit émis ou envoyé à l’embrouilleur de bits. Tous les champs
de données sont transmis dans l’ordre spécifié dans le tableau.
2. Ce champ est codé en hexadécimal, le premier bit transmis à l’embrouilleur étant le bit de poids fort (MSB). Le premier caractère représente un seul bit.
3. Dans cet exemple, les bits de remplissage ne sont pas embrouillés.
4. Ce champ représente la phase en unités π/4 (p. ex. la valeur 5 représente une phase de 5π/4 radians) par rapport à la phase du premier symbole.

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Tableau D-10. Exemple d’un message de type 5

CONTENU DES DONNÉES DES RAFALES
Montée et stabilisation de la puissance 15 000 0000 0000 0000
Synchronisation et levée de l’ambiguïté 48 0100 0111 1101 1111 1000 1100 0111 0110 0000 0111 1001
0000
DONNÉES EMBROUILLÉES
Identificateur de créneau de station 3 — — D 01 1
(SSID)
Longueur de la transmission (bits) 17 0 à 1 824 bits 1 bit 272 000 0000 0100 0100 00
FEC de la séquence d’apprentissage 5 — — — 0001 1
DONNÉES D’APPLICATION
BLOC-MESSAGE
Bloc-message (message de type 5)
En-tête de bloc-message
Identificateur de bloc-message 8 — — Normal 1010 1010
ID de GBAS 24 — — CMJ 0000 1100 1101 0010 1010 0000
Identificateur de type de message 8 1à8 1 5 0000 0101
Longueur du message 8 10 à 222 octets 1 octet 28 0001 1100
Message (exemple de type 5)
Compte Z modifié 14 0 à 1 199,9 s 0,1 s 100 s 00 0011 1110 1000
De réserve 2 — — — 00
Nombre de sources concernées (N) 8 0 à 31 1 2 0000 0010
Première source concernée
ID de la source de mesure de distance 8 1 à 255 1 4 0000 0100
Analyse de la disponibilité de la source 1 — — Cessera 0
Durée de la disponibilité de la source 7 0 à 1 270 s 10 s 50 s 0000 101
Deuxième source concernée
Analyse de la disponibilité de la source 1 — — Commencera 1
Nombre d’approches avec obstacles (A) 8 0 à 255 1 2 0000 0010
Première approche avec obstacles
Sélecteur de données de la trajectoire 8 0 à 48 1 21 0001 0101
Nombre de sources concernées pour la 8 1 à 31 1 2 0000 0010
première approche avec obstacles (NA)
Première source concernée pour la
première approche avec obstacles
Deuxième source concernée pour la
première approche avec obstacles
Durée de disponibilité de la source 7 0 à 1270 s 10 s 1000 s 1100 100
BI REPRÉSENTATION BINAIRE (NOTE 1)
TENEUR DES DONNÉES T PLAGE RÉS VALEURS
S OLU
U TIO
TI N
LI
S
É
S
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Deuxième approche avec obstacles

Sélecteur de données de la trajectoire 8 0 à 48 1 14 0000 1110
Nombre de sources concernées pour la 8 1 à 31 1 1 0000 0001
deuxième approche avec obstacles (NA)
Première source concernée pour la
deuxième approche avec obstacles
Durée de disponibilité de la source 7 0 à 1 270 s 10 s 220 s 0010 110
CRC de bloc-message 32 — — — 1101 1011 0010 1111 0001 0010 0000 1001
FEC D’APPLICATION 48 — — — 0011 1110 1011 1010 0001 1110 0101 0110 1100 1011 0101 1011
Entrée de l’embrouilleur de bits 1 82 20 18 55 05 4B 30 A0 38 17 C0 40 20 50 C0 94 40 A8 40 30 4C 70 13 70 80 30 34 90 48 F4 DB DA D3 6A 78 5D 7C
(Note 2)
Sortie de l’embrouilleur de bits 1 A4 17 90 1F 1A 53 1B 7F A2 C2 19 72 FC 16 10 62 81 E1 43 2C 48 5F E3 1A 3F 56 60 18 86 EA 33 F3 B3 09 07 26 28
Bits de remplissage 0à2 — — 0
Baisse de la puissance 9 000 000 000
Symboles D8PSK 00000035112045463165043220566605510676024161244773634632207001032240066013321241662311636437771101731
(Note 3) 1 574302323445146644444
NOTES. —
1. Le bit de droite est le bit de poids faible (LSB) de la valeur binaire du paramètre et il est le premier bit émis ou envoyé à l’embrouilleur de bits. Tous les champs
de données sont transmis dans l’ordre spécifié dans le tableau.
2. Ce champ est codé en hexadécimal, le premier bit transmis à l’embrouilleur étant le bit de poids fort (MSB). Le premier caractère représente un seul bit.
3. Les symboles sont représentés par leur phase différentielle par rapport au premier symbole en unités π/4 (p. ex. la valeur 5 représente une phase de 5π/4 radians) par
rapport à la phase du premier symbole.
8. Conception du moniteur de la qualité du signal (SQM)
8.1 Le moniteur de la qualité du signal (SQM) a pour but de détecter les anomalies des signaux des
satellites dans le but d’éviter que les récepteurs embarqués n’utilisent des informations inexactes (MI).
Les MI sont des erreurs différentielles de pseudodistance de l’aéronef non détectées et supérieures à
l’erreur maximale (MERR) tolérable. Ces grandes erreurs de pseudodistance sont dues à la distorsion
de la crête de corrélation du code C/A causée par des défaillances de la charge utile du satellite. Si le
récepteur de référence utilisé pour créer les corrections différentielles et le récepteur de l’aéronef ont
des mécanismes de mesure différents (largeur de bande du récepteur et espacement de corrélation
de la boucle de poursuite), l’incidence de la distorsion du signal sur les deux récepteurs est différente.
Le SQM doit protéger le récepteur embarqué lorsque ces mécanismes ne sont pas les mêmes. La
performance du SQM est définie par la probabilité de détecter une défaillance d’un satellite et la
probabilité d’annoncer incorrectement une défaillance d’un satellite.
8.2 Les effets du signal susceptibles de causer l’émission de MI par le GBAS ou le SBAS peuvent être
représentés par trois incidences différentes sur la fonction de corrélation :
a) Zones mortes : Si la fonction de corrélation perd sa crête, la fonction de discrimination du récepteur

comprendra un temps mort ou zone morte. Si le récepteur de référence et le récepteur embarqué se
fixent sur deux parties différentes de cette zone morte, il peut en résulter des MI.

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b) Fausses crêtes : Si le récepteur de référence et le récepteur embarqué se verrouillent sur des

crêtes différentes, des MI peuvent s’ensuivre.
c) Distorsions : Si la crête de corrélation est déformée, un aéronef qui utilise un espacement de

corrélation différent de celui qui est employé par les récepteurs de référence risque de recevoir des
MI.
8.3 Le modèle de menace qu’il est proposé d’utiliser pour évaluer le moniteur de la qualité du signal
comporte trois volets qui peuvent créer les trois anomalies de la crête de corrélation indiquées ci-
dessus.
8.4 Le modèle de menace A est constitué du signal de code C/A normal, sauf que tous les chips
positifs ont un front décroissant qui a une avance ou un retard sur le temps exact de fin de ce chip. Ce
modèle est associé à une défaillance de l’unité de données de navigation, qui est la division
numérique d’un satellite GPS ou GLONASS.
8.4.1 Le modèle de menace A du GPS a un seul paramètre Δ, qui est l’avance (Δ < 0) ou le retard (Δ
> 0) exprimé en fractions de chip. La plage des valeurs de ce paramètre est −0,12 ≤ Δ ≤ 0,12. Le
modèle de menace A du GLONASS a un seul paramètre Δ, qui est l’avance (Δ < 0) ou le retard (Δ >
0) exprimé en fractions de chip. La plage des valeurs de ce paramètre est −0,11 ≤ Δ ≤ 0,11.
8.4.2 À l’intérieur de cette plage, le modèle de menace A génère les zones mortes décrites ci-dessus.
(Il n’est pas nécessaire de tester les ondes qui présentent une avance, car leurs fonctions de
corrélation sont simplement des avances des fonctions de corrélation du retard. Le risque de MI est
donc identique.)
8.5 Le modèle de menace B introduit la modulation d’amplitude et représente les dégradations dans la
section analogique du satellite GPS ou GLONASS. Il est constitué, plus précisément, de la sortie d’un
système de deuxième ordre lorsque l’entrée est le signal nominal de bande de base du code C/A. Le
modèle de menace B part du principe que le sous-système à satellites dégradé peut être décrit sous
forme d’un système linéaire dominé par une paire de pôles conjugués complexes. Ces pôles sont
6
situés à σ ± j 2 π fd, σ étant le facteur d’amortissement en10 népers par seconde et fd, la fréquence
6
de résonance en unités de 10 cycles par seconde.
8.5.1 La réponse à l’échelon unité d’un système du deuxième ordre est donnée par l’équation :
où ωd = 2 πfd

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8.5.2 Le modèle de menace B du GPS correspondant aux anomalies de deuxième ordre utilise les
plages de valeurs suivantes pour les paramètres Δ, f d et σ :
Δ = 0 ; 4 ≤ fd ≤ 17 ; et 0,8 ≤ σ ≤ 8,8
Le modèle de menace B du GLONASS correspondant aux anomalies de deuxième ordre utilise les
plages de valeurs suivantes pour les paramètres définis ci-dessus :
Δ = 0 ; 10 ≤ fd ≤ 20 ; et 2 ≤ σ ≤ 8
8.5.3 À l’intérieur de ces plages, le modèle B génère des distorsions de la crête de corrélation ainsi
que des fausses crêtes.
8.6 Le modèle de menace C introduit à la fois l’avance et le retard ainsi que la modulation d’amplitude.
Il est constitué, plus précisément, des sorties d’un système de deuxième ordre lorsque le signal du
code C/A entrant est en avance ou en retard. Cette onde est une combinaison des deux effets décrits
plus haut.
8.6.1 Le modèle de menace C du GPS comprend les paramètres Δ, fd et σ, avec les plages suivantes:
−0,12 ≤ Δ ≤ 0,12 ; 7,3 ≤ fd ≤ 13 ; et 0,8 ≤ σ ≤ 8,8
Le modèle de menace C du GLONASS comprend les paramètres Δ, f d et σ, avec les plages suivantes:
−0,11 ≤ Δ ≤ 0,11 ; 10 ≤ fd ≤ 20 ; et 2 ≤ σ ≤ 8
8.6.2 À l’intérieur de ces plages, le modèle C génère des zones mortes, des distorsions de la crête de
corrélation et des fausses crêtes.
8.7 Contrairement au signal GPS et au signal GLONASS, le signal SBAS est mis en service et
commandé par le fournisseur de services. Celui-ci contrôle également la qualité du signal SBAS. C’est
donc le fournisseur de services qui spécifie et publie le modèle de menace pour chaque satellite
SBAS. Le SQM du SBAS sera conçu de façon à protéger toute avionique qui est conforme aux
spécifications du Tableau D-12. Le fournisseur de services est tenu de publier le modèle de menace
lorsqu’il permet d’utiliser le signal de mesure de distance SBAS d’un fournisseur voisin pour les
approches de précision au SBAS ou au GBAS. Dans ce cas, le fournisseur de services contrôlera le
signal de mesure de distance SBAS du satellite voisin.
8.8 Pour analyser la performance d’un type particulier de moniteur, il faut définir la limite du moniteur
et la régler de façon à protéger l’erreur de pseudodistance du satellite par rapport au niveau de
protection, avec une attribution du risque d’intégrité du sous-système sol. L’erreur maximale tolérable
(MERR) de chaque source de mesure i peut être définie dans le GBAS par :

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pour l’APV et l’approche de précision au SBAS, min étant la valeur minimale pour
l’utilisateur. L’erreur MERR est évaluée à la sortie du récepteur de l’utilisateur, exempt de défauts, et
varie en fonction de l’angle de site du satellite et de la performance du sous-système sol.
8.9 Le moniteur de la qualité du signal est conçu pour limiter l’UDRE au-dessous de MERR en cas
d’anomalie du satellite. Le SQM mesure normalement plusieurs valeurs de crête de corrélation et
génère des métriques d’espacement et de rapport qui caractérisent la distorsion de la crête de
corrélation. La Figure D-9 montre les points types au sommet d’une crête de corrélation exempte de
défauts et non filtrée.
8.9.1 Une paire de corrélateurs est employée pour la poursuite. Toutes les autres valeurs de
corrélation sont mesurées par rapport à cette paire.
8.9.2 Deux types de métriques d’essai en résultent : les métriques de la différence entre l’avance et le
retard (D), indiquant les erreurs de poursuite causées par la distorsion de la crête, et les métriques de
rapport d’amplitude (R), qui mesurent la pente et indiquent l’aplanissement de la crête ou plusieurs
crêtes rapprochées.
8.9.3 Le récepteur SQM doit avoir une bande de précorrélation suffisamment large pour pouvoir
mesurer les métriques d’espacement étroit, de manière à ne pas causer lui-même une importante
distorsion de la crête ou à ne pas masquer les anomalies causées par la défaillance du satellite. La
largeur de bande de précorrélation du récepteur SQM doit normalement être d’au moins 16 MHz pour
le GPS et d’au moins 15 MHz pour le GLONASS.
8.9.4 Les métriques d’essai sont lissées au moyen de filtres numériques passe-bas. Les constantes
de temps de ces filtres doivent être inférieures à celles qui sont utilisées conjointement (et
normalisées à 100 s) par les récepteurs de référence pour la dérivation des corrections différentielles
et par le récepteur embarqué pour le lissage des mesures de pseudodistance (lissage par la
porteuse). Les métriques lissées sont comparées aux seuils. Si un des seuils est dépassé, une alarme
est générée pour ce satellite.
8.9.5 Les seuils utilisés pour dériver la performance sont l’erreur minimale détectable (MDE) et le
rapport minimal détectable (MDR). La probabilité de fausse détection et la probabilité de détection
manquée dans des conditions exemptes de défaillances sont utilisées pour dériver les MDE et les
MDR. Le bruit dans les métriques (D) et (R), désignées par σ D,test et σR,test ci-dessous, est dominé par
les erreurs dues aux trajets multiples. À noter que le test de mesures peut aussi avoir une valeur

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moyenne (μtest) causée par la distorsion du filtre du récepteur SQM. Les essais de seuil doivent aussi
prendre en compte les valeurs moyennes.
8.9.6 Les valeurs MDE et MDR utilisées dans les simulations de performance SQM sont calculées à
l’aide des équations suivantes :
MDE = (Kffd + Kmd) σD,test et
MDR = (Kffd + Kmd) σR,test
où
Kffd = 5,26 est un multiplicateur type de détection dans des conditions exemptes de défaillances
−7
représentant une probabilité de fausse détection de 1,5 × 10 par essai ;
Kmd = 3,09 est un multiplicateur type de détection manquée représentant une probabilité de détection
−3
manquée de 10 par essai ;
σD,test = l’écart type des valeurs mesurées de la métrique d’essai D ;
σR,test = l’écart type des valeurs mesurées de la métrique d’essai R.
8.9.7 Si plusieurs récepteurs SQM indépendants sont utilisés pour détecter les défaillances, les
valeurs de sigma peuvent être réduites de la racine carrée du nombre de moniteurs indépendants.
8.9.8 Une défaillance est déclarée si :
| D,test – μD,test | ≥ MDE ou
| R,test – μR,test | ≥ MDR
pour un quelconque des essais effectués, où μX,test est la valeur moyenne de l’essai X qui tient compte
de la distorsion du filtre du récepteur SQM exempt de défauts ainsi que de la distorsion de crête de
corrélation propre au PRN de code C/A considéré. (Les crêtes de corrélation du code C/A n’ont pas
toutes la même pente. En simulation, cependant, on peut ne pas tenir compte de la distorsion PRN et
une crête de corrélation parfaite peut être utilisée, sauf pour la distorsion de filtre simulée.)
8.10 Les écarts types des statistiques des essais, σD,test et σR,test, peuvent être déterminés par la
collecte de données par un récepteur à multicorrélation dans l’environnement d’exploitation prévu. Le
récepteur de collecte de données utilise une seule paire de corrélateurs de poursuite et des points de
mesure de corrélation additionnels qui sont asservis à cette paire de poursuite, comme le montre la
Figure D-9. Les données sont collectées et lissées pour tous les points de mesure disponibles afin de
calculer les métriques. L’écart type de ces métriques définit σD,test. Il est également possible de
calculer ces statistiques d’essai un sigma si le modèle des trajets multiples de l’environnement de
l’installation est disponible.

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8.10.1 Les valeurs σD,test qui en résultent dépendent fortement des trajets multiples de l’environnement
dans lequel sont collectées les données. L’écart dû aux trajets multiples peut être d’un ordre de
grandeur supérieur à celui qui résulterait du bruit, même à la valeur minimale du rapport porteuse-
bruit. Cet aspect montre l’importance des critères de conception et d’implantation des antennes, qui
sont les principaux facteurs de détermination du niveau des trajets multiples entrant dans le récepteur.
La réduction des trajets multiples réduira sensiblement les MDE qui en résultent et améliorera ainsi
les capacités du SQM.
8.10.2 Les valeurs moyennes μD,test et μR,test, par contre, sont déterminées dans un environnement
relativement exempt d’erreurs, par exemple par l’emploi d’un simulateur de signal GPS ou GLONASS
en entrée. Ces valeurs moyennes représentent la distorsion nominale de la crête d’autocorrélation
causée par le filtre du récepteur SQM, notamment les effets de la distorsion due à des crêtes
d’autocorrélation mineures adjacentes. D’après ces propriétés, les valeurs moyennes peuvent être
différentes pour les divers PRN.
8.10.3 La présence d’erreurs systématiques dues aux déformations nominales des signaux peut se
traduire par une moyenne non nulle de la distribution des détecteurs des moniteurs. Ces erreurs
peuvent être observées en faisant la moyenne des mesures prises dans une collecte de données
réelles. A noter que les erreurs systématiques nominales peuvent dépendre du site et, en règle
générale, changement lentement avec le temps.
8.11 Pour que le moniteur sol puisse protéger les utilisateurs contre les modèles de menace décrits
plus haut, il faut partir de l’hypothèse que les récepteurs embarqués ont des caractéristiques précises.
Sans cette hypothèse, la complexité du moniteur sol serait inutilement élevée. Les développements
technologiques pourront peut-être améliorer la capacité de détection du récepteur embarqué et
réduire les contraintes actuelles.
8.11.1 Dans le cas des corrélateurs double delta, les récepteurs embarqués suivent la crête de
corrélation la plus forte sur toute la séquence du code pour chaque source de mesure de distance
utilisée dans la solution de navigation.
8.11.2 Dans les corrélateurs double delta, les filtres de précorrélation diminuent progressivement d’au
moins 30 dB par octave dans la bande de transition. Pour les récepteurs GBAS, l’affaiblissement
résultant dans la bande de coupure doit être supérieur ou égal à 50 dB (par rapport au gain de crête
dans la bande passante)
8.11.3 Les paramètres suivants sont utilisés pour décrire la performance de poursuite spécifique de
chaque type de satellite :
a) l’espacement de corrélation instantané est l’espacement entre un ensemble particulier

d’échantillons en avance et en retard de la fonction de corrélation ;

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b) l’espacement de corrélation moyen est une moyenne de une seconde de l’espacement de

corrélation instantané. La moyenne s’applique sur une trame de une seconde ;
c) le discriminateur Δ est un discriminateur basé sur une moyenne des échantillons « avance-moins-
retard » avec des espacements à l’intérieur de la plage spécifiée, ou un discriminateur de type Δ =
2Δd1 − Δ2d1, les valeurs d1 et 2d1 étant toutes deux comprises dans la plage spécifiée. On utilise un
discriminateur cohérent ou non cohérent ;
d) le retard de groupe différentiel s’applique à tout le système de bord avant le corrélateur, y compris
l’antenne. Le retard de groupe différentiel est défini par :
où
fc = la fréquence centrale du filtre passe-bande de précorrélation ;
f = une fréquence quelconque dans la bande de 3dB du filtre de précorrélation ;
φ = la réponse de phase combinée du filtre passe-bande de précorrélation et de l’antenne ;
ω = 2πf.
8.11.4 Dans le cas des récepteurs embarqués qui utilisent des corrélateurs avance-retard et qui
suivent des satellites GPS, la largeur de bande de précorrélation de l’installation, l’espacement de
corrélation et le retard de groupe différentiel se situent dans les limites définies au Tableau D-11,, sauf
les exceptions indiquées ci-dessous.
8.11.4.1 Dans le cas de l’équipement GBAS embarqué qui utilise des corrélateurs avance-retard et
qui suivent des satellites GPS, la largeur de bande de précorrélation de l’installation,
l’espacement de corrélation et le retard de groupe différentiel se situent dans les limites définies au
Tableau D-11, sauf que la largeur de bande minimale de la Région 1 augmentera à 4 MHz et
l’espacement moyen de corrélation.
est réduit à un espacement moyen de 0,21chip ou à un espacement instantané de 0,235 chip.
8.11.5 Dans le cas des récepteurs embarqués qui utilisent des corrélateurs avance-retard et qui
suivent des satellites GLONASS, la largeur de bande de précorrélation de l’installation, l’espacement
de corrélation et le retard de groupe différentiel se situent dans les limites définies au Tableau D-12.
8.11.6 Dans le cas des récepteurs embarqués qui utilisent des corrélateurs double delta et qui suivent
des satellites GPS, la largeur de bande de précorrélation de l’installation, l’espacement de corrélation
et le retard de groupe différentiel se situent dans les limites définies au Tableau D-13.

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8.11.7 Dans le cas des récepteurs embarqués qui utilisent des corrélateurs avance-retard ou double
delta et qui suivent des satellites SBAS, la largeur de bande de précorrélation de l’installation,
l’espacement de corrélation et le retard de groupe différentiel se situent dans les limites définies au
Tableau D-14.
9. Suivi de l’état et NOTAM
9.1 État du système
9.1.1 Les effets d’une dégradation des performances du GBAS s’exercent en général localement et
pénalisent surtout les opérations d’approche. Toute dégradation doit être signalée en diffusant des
informations sur l’approche considérée.
9.1.2 La dégradation des performances de la ou des constellations satellitaires de base ou du SBAS

n’a pas que des effets locaux : elle peut se répercuter sur une zone plus étendue et avoir une
incidence directe sur les opérations en route .Toute dégradation doit être signalée en diffusant des
informations sur la zone considérée. L’exemple type est celui de la défaillance d’un satellite.
9.1.3 La dégradation des performances du GRAS peut avoir des effets locaux et/ou se répercuter sur
une zone plus étendue. Si la dégradation a des effets locaux seulement, les informations à ce sujet
doivent être diffusées en conformité avec le § 9.1.1. Si elle se fait sentir sur une zone plus étendue,
les informations sur la dégradation doivent être diffusées en conformité avec le § 9.1.2.
9.1.4 Toute incapacité du GNSS à prendre en charge telle ou telle opération doit être signalée. Par
exemple, il est possible que le GPS ou le SBAS ne puisse assurer l’approche de précision en un point
particulier. Cette information peut être générée de manière automatique ou manuelle, tout dépendant
des modèles qui s’appliquent aux performances du système.

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9.2 Informations sur le type de dégradation observée
Voici les informations qui doivent être diffusées :
a) non-disponibilité du service ;
b) baisse du niveau de service (le cas échéant) ;
c) heure de début et durée prévue de la dégradation.

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9.3 Délais accordés
Si l’événement a été programmé, le préavis auprès de l’organisme chargé d’établir les NOTAM doit
être d’au moins 72 heures. Sinon, il est souhaitable d’avertir ce dernier dans les 15 minutes suivant la
dégradation. Par ailleurs, il convient d’émettre un avis pour tout événement dont la durée est d’au
moins 15 minutes.
10. Brouillage
10.1 Possibilités de brouillage
Le signal reçu par les systèmes de radionavigation GPS et GLONASS étant relativement faible, un
signal brouilleur peut facilement causer des interruptions de service. Pour prévenir ces dernières, il
faudra veiller à ce que les niveaux de brouillage admissibles indiqués dans les SARP ne soient pas
dépassés.
10.2 Spécification relative au seuil de brouillage à l’entrée de l’antenne
Les seuils de brouillage indiqués sont établis par rapport à l’entrée de l’antenne, c’est-à-dire à
l’interface entre cette dernière et le récepteur GNSS, où la puissance du signal reçu du satellite
correspond à la puissance minimale nominale (−164,5 dBW dans le cas du GPS, −165,5 dBW dans
celui du GLONASS). Par rapport aux récepteurs ne servant qu’à la navigation en route, les récepteurs
GNSS utilisés en approche doivent présenter un seuil de brouillage supérieur, car les sources
potentielles de brouillage sont alors plus proches.
10.3 Sources de brouillage dans la bande
Dans certains États, l’exploitation du service fixe peut représenter une source possible de brouillage
préjudiciable dans la bande. Dans ces États, en effet, les fréquences attribuées aux liaisons
hertziennes point à point du service fixe se trouvent dans la bande utilisée par les systèmes GPS et
GLONASS.
10.4 Sources de brouillage hors bande
Les sources possibles de brouillage hors bande comprennent les harmoniques et les rayonnements
non essentiels des émetteurs aéronautiques VHF et UHF. Le bruit hors bande, les produits parasites
discrets et les produits d’intermodulation provenant des émissions radiophoniques et télévisées
peuvent aussi causer des problèmes de brouillage.
10.5 Sources de brouillage à bord
10.5.1 À bord, les possibilités de brouillage préjudiciable du GPS et du GLONASS dépendent du type
d’aéronef, de ses dimensions et de l’équipement d’émission embarqué. Il convient de tenir compte de
ces possibilités de brouillage (principalement causé par l’équipement SATCOM) au moment de choisir
l’emplacement de l’antenne du GNSS.

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10.5.2 Par rapport aux récepteurs embarqués ne disposant pas d’équipement SATCOM, les
récepteurs GNSS de bord utilisés avec un équipement SATCOM doivent présenter un seuil de
brouillage supérieur dans la gamme de fréquences entre 1 610 et 1 626,5 MHz. Dans les
spécifications sur le seuil de brouillage, les deux cas ont donc été distingués.
Note. — Les limites relatives aux stations terriennes d’aéronef émettant des signaux SATCOM sont
indiquées dans le RAM 15 Partie 3 Chapitre 4.
10.5.3 Les principales techniques de protection contre le brouillage à bord comprennent le blindage, le
filtrage, la séparation physique des antennes, des émetteurs et des câbles (surtout dans le cas des
gros aéronefs) et les techniques de conception des récepteurs, notamment les filtres adaptatifs et
diverses techniques d’annulation qui permettent en effet de pallier le brouillage étroit dans la bande.
On peut aussi avoir recours aux antennes à orientation de faisceaux avec formation de zéros, qui
réduisent le gain d’antenne dans la direction des sources de brouillage sans réduire la puissance des
signaux provenant des satellites.
10.6 Intégrité en présence de brouillage
La spécification interdisant la production d’informations trompeuses par les récepteurs SBAS et GBAS
en présence de brouillage vise à empêcher la production d’informations trompeuses dans les cas
éventuels de brouillage non intentionnel .Elle ne s’applique pas expressément aux cas de brouillage
intentionnel. Les essais ne permettent pas de vérifier complètement cette spécification, mais les
normes pertinentes de performances opérationnelles minimales (MOPS) sur les récepteurs publiées
par la RTCA et l’EUROCAE décrivent une méthode acceptable de conformité.
11. Enregistrement des paramètres GNSS
11.1 Afin de permettre les enquêtes sur les incidents ou les accidents (Chapitre 2, § 2.4.3), il est
nécessaire d’enregistrer les données GNSS pour le système de renforcement ainsi que pour la
constellation satellitaire GNSS de base utilisée pour l’opération. Les paramètres à enregistrer
dépendent du type d’opération, du système de renforcement et des éléments de base employés. Tous
les paramètres auxquels ont accès les utilisateurs dans une zone de service donnée devraient être
enregistrés à des endroits représentatifs de la zone de service.
11.2 Cet enregistrement n’a pas pour but de confirmer indépendamment le bon fonctionnement du
GNSS ni de mettre en place un autre niveau de surveillance du système pour détecter des anomalies
ou fournir des données d’entrée pour le processus des NOTAM. Il n’est pas nécessaire que le
système d’enregistrement soit indépendant du service GNSS et il peut être délégué à d’autres États
ou entités. Afin de permettre la reconstruction future des indications de position, de vitesse et de
temps fournies par une configuration donnée du GNSS, il est recommandé d’enregistrer les données
de façon continue, en général à 1 Hz.

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11.3 Dans les systèmes de base du GNSS, il est recommandé d’enregistrer les éléments contrôlés
suivants pour tous les satellites visibles :
a) rapport porteuse/densité du bruit (C/N0) (pour les satellites observés) ;
b) mesures brutes de la phase du code et de la phase de la porteuse utilisées pour les mesures de
pseudodistance (pour les satellites observés) ;
c) messages de navigation par satellite diffusés (pour tous les satellites visibles) ;
d) données pertinentes sur l’état du récepteur d’enregistrement.
11.4 Dans le cas du SBAS, il est recommandé d’enregistrer les éléments contrôlés suivants pour tous
les satellites géostationnaires visibles en plus des éléments contrôlés du système de base du GNSS
indiqués ci-dessus :
a) rapport porteuse/densité du bruit (C/N0) (pour les satellites géostationnaires observés) ;
b) mesures brutes de la phase du code et de la phase de la porteuse utilisées pour les mesures de
pseudodistance (pour les satellites géostationnaires observés) ;
c) messages de données SBAS diffusés ;
d) données pertinentes sur l’état du récepteur.
11.5 Dans le cas du GBAS, il est recommandé d’enregistrer les éléments contrôlés suivants en plus
des éléments contrôlés du SBAS et du système de base du GNSS indiqués ci-dessus (au besoin) :
a) niveau de puissance de la VDB ;
b) données sur l’état de la VDB ;
c) messages de données GBAS diffusées.
12. Évaluation des performances du GNSS
Les données décrites à la Section 11 peuvent également servir à confirmer périodiquement les
performances du GNSS dans la zone de service.
13. GNSS et actualisation des bases de données
Note. — Les dispositions relatives aux données aéronautiques se trouvent dans le RANT 11 Chapitre
- 2 et dans le RANT 15 - Chapitre 3.
13.1 La base de données doit être à jour par rapport au cycle de régularisation et de contrôle de la
diffusion des renseignements aéronautiques (AIRAC) en cours, ce qui signifie généralement qu’une
base de données actualisée est chargée dans le système tous les 28 jours environ. L’utilisation de
bases de données de navigation non à jour doit être évitée.

Date: 01/07/2015
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13.2 Dans certains cas, les opérations peuvent être effectuées en toute sécurité avec une base de
données périmée, à condition de suivre un processus et/ou des procédures garantissant la validité
des données et approuvés au préalable par l’État.
13.2.1 Ces procédures devraient avoir pour base une des méthodes suivantes :
a) demander à l’équipage de vérifier, avant l’opération projetée, les données essentielles de la base
en les confrontant aux dernières publications. (Cette méthode accroît la charge de travail et n’est pas
applicable dans tous les cas.) ;
b) ne pas respecter l’obligation d’employer une base de données à jour et demander à l’équipage de
vérifier fréquemment le contenu de la base utilisée. Cette façon de procéder n’est possible que dans
des cas très particuliers, quand l’aéronef évolue dans une zone géographique strictement limitée et
contrôlée par un ou des organismes de réglementation qui coordonnent le processus ; ou
c) suivre une autre méthode approuvée, pourvu qu’elle garantisse un niveau de sécurité équivalent.
14. Modélisation des erreurs résiduelles
14.1 L’application des spécifications d’intégrité du SBAS et du GBAS exige l’utilisation d’un modèle de
distribution pour préciser les caractéristiques des erreurs dans le domaine de la pseudodistance. Les
modèles HPL/LPL et VPL (voir § 7.5.3) sont construites d’après des modèles des composantes des
erreurs (dans le domaine de la pseudodistance), qui sont des distributions normales indépendantes à
moyenne nulle. La relation entre ce modèle et la distribution réelle des erreurs doit être définie.
14.2 Une façon de satisfaire aux spécifications relatives au risque de niveau de protection est de
définir la variance du modèle (σ2) pour que la distribution cumulative des erreurs respecte les
conditions suivantes :
où
f(x) = la densité de probabilité de l’erreur résiduelle de pseudodistance de l’aéronef ; et

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14.3 Cette méthode peut être directement appliquée lorsque les composantes de l’erreur ont une
densité de probabilité symétrique, unimodale et à moyenne nulle. C’est le cas de la contribution du
récepteur à l’erreur de pseudodistance corrigée, étant donné que l’élément embarqué n’est pas
soumis aux erreurs de multitrajets résiduelles à faible fréquence.
14.4 Cette méthode peut être adaptée pour les erreurs résiduelles à moyenne non nulle en gonflant la
variance du modèle pour compenser l’effet éventuel de la moyenne dans le domaine de la position.
14.5 La vérification des modèles d’erreur de pseudodistance doit prendre en compte plusieurs
facteurs, notamment :
a) la nature des éléments d’erreur ;
b) la taille de l’échantillon permettant d’analyser les données avec la certitude qu’elles sont
représentatives, et d’estimer chaque distribution ;
c) le temps de corrélation des erreurs ;
d) la sensibilité de chaque distribution à l’emplacement géographique et au temps.
Figure D-1. Réservée

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SUPPLEMENT E
ÉLÉMENTS INDICATIFS SUR LA VÉRIFICATION AVANT LE VOL DE
L’ÉQUIPEMENT VOR DE BORD
1. Spécifications Relatives à Une Installation de Vérification de l’Equipement VOR de Bord
1.1 Introduction
Les paragraphes ci-dessous sont destinés à donner des indications aux États qui désirent mettre à la
disposition des pilotes un signal pour la vérification avant le vol de l’équipement VOR de bord ; on
trouvera ci-dessous les caractéristiques suggérées d’une installation de vérification de l’équipement
VOR de bord (VOT).
1.2 Généralités
1.2.1 Un VOT doit être conçu de façon à fournir des signaux capables de faire fonctionner de façon
satisfaisante une installation VOR de bord type dans les zones d’un aérodrome qui se prêtent à une
vérification avant le vol.
1.2.2 Le VOT doit être construit et réglé de façon que l’indicateur de cap VOR de l’aéronef donne une
indication zéro degré « FROM » lorsque l’étalonnage du récepteur n’a pas varié. Cette indication reste
constante, quelle que soit l’orientation de l’aéronef par rapport au VOT, dans la zone de couverture
choisie.
1.2.3 En raison du mode d’utilisation d’un VOT, il n’est pas absolument indispensable de le doubler
d’une installation de secours.
1.2.4 Le VOT doit émettre une fréquence porteuse à laquelle seront appliquées deux modulations
distinctes à 30 Hz. Les caractéristiques de ces modulations devraient être identiques à celles des
signaux du VOR correspondant à la phase de référence et à la phase variable. Les phases de ces
modulations devraient être indépendantes de l’azimut et devraient coïncider à tout moment.
1.3 Fréquence radio
Le VOT fonctionnera dans la bande 108 – 117,975 MHz sur un canal VOR approprié choisi de façon à
ne contrecarrer ni gêner aucun service de navigation ou de télécommunications VHF. La plus haute
fréquence assignable sera de 117,95 MHz. La tolérance de fréquence pour la porteuse sera de
±0,005 %, sauf dans les cas visés aux § 3.3.2.2 et 3.3.2.3 du Chapitre 3.
1.4 Polarisation et degré de précision
1.4.1 Les émissions du VOT doivent être polarisées horizontalement.
1.4.2 La précision du « relèvement » fourni par les signaux du VOT devrait être de ±1°.

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Note. — Étant donné que les deux modulations de la porteuse sont constamment en phase, la
composante de polarisation verticale n’aura pas d’influence sur la précision de l’installation.
1.5 Couverture
1.5.1 La couverture recherchée et, par conséquent, la puissance rayonnée dépendent évidemment
dans une grande mesure des conditions locales. Pour certaines installations on pourra se contenter
d’une fraction minime d’un watt, tandis que dans d’autres cas, notamment lorsque deux ou plusieurs
aérodromes très voisins doivent être desservis par une seule installation de vérification, on pourra
avoir besoin d’une puissance rayonnée de plusieurs watts.
1.5.2 Lorsqu’il faut protéger de tout brouillage causé par les VOT les VOR, VOT et radiophares
d’alignement de piste ILS fonctionnant sur le même canal, les émissions doivent être limitées au
minimum nécessaire pour assurer un fonctionnement satisfaisant et pour garantir qu’il n’y aura pas de
brouillage sur les autres installations fonctionnant sur le même canal.
1.6 Modulation
1.6.1 La porteuse, observée en n’importe quel point de l’espace, sera modulée en amplitude par deux
signaux de la façon suivante :
a) par une sous-porteuse de 9 960 Hz, d’amplitude constante, modulée en fréquence à 30 Hz, avec
un indice de déviation de 16 ± 1 (soit de 15 à 17) ;
b) par une fréquence de 30 Hz.
1.6.2 Le taux de modulation par les fréquences de 9 960 Hz et 30 Hz devrait être dans les limites de
28 % pour chaque élément.
1.6.3 La modulation en fréquence de la sous-porteuse de 9 960 Hz et la modulation en amplitude de

la fréquence porteuse devraient avoir leurs fréquences maintenues toutes les deux à la valeur de 30
Hz dans les limites de ±1 %.
1.6.4 La fréquence de la sous-porteuse de 9 960 Hz devrait être maintenue dans les limites de ±1 %.
1.6.5 Le taux de modulation en amplitude de la sous-porteuse à 9 960 Hz, présente à la sortie de

l’émetteur, ne devrait pas être supérieur à 5 %.
1.7 Identification
1.7.1 Le VOT devrait transmettre un signal d’identification de 1 020 Hz. Le signal d’identification d’une
installation VOT devrait être choisi par l’autorité compétente de façon à caractériser sans aucun risque
d’erreur possible le rôle de l’installation de vérification et, si nécessaire, son emplacement.
Note. — Un État utilise actuellement une série continue de points pour identifier les installations VOT
dont la couverture est limitée à un seul aérodrome.

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1.7.2 Le taux de modulation de la porteuse par le signal d’identification devrait être d’environ 10 %.
1.8 Contrôle
1.8.1 Fondamentalement, le VOT n’a pas besoin de contrôle automatique continu, pourvu que les
modulations AM et FM de 30 Hz soient maintenues rigoureusement en phase par un dispositif
mécanique, et qu’un équipement soit prévu pour l’inspection et le contrôle à distance périodique de
l’état de fonctionnement du VOT.
1.8.2 La réalisation d’un contrôle automatique peut doubler le coût d’une installation VOT et pour cette
raison beaucoup d’administrations se contenteront probablement d’une surveillance à distance par un
point de contrôle. Toutefois, si un État décide, compte tenu de l’usage qui doit être fait d’un VOT, de
lui associer un contrôle automatique, celui-ci devrait posséder les caractéristiques suivantes : le
dispositif devrait transmettre un avertissement en un point de contrôle et interrompre l’émission
lorsque se produit l’une quelconque des irrégularités suivantes :
a) décalage du « relèvement » transmis par le VOT, supérieur à 1° à l’endroit où est installé le

dispositif de contrôle ;
b) réduction de plus de 50 % du niveau des modulations de 9 960 Hz ou 30 Hz, à l’endroit où est

installé le dispositif de contrôle.
.Les pannes du dispositif de contrôle devraient entraîner automatiquement la suppression des

émissions.
2. Choix et utilisation des points de vérification VOR aux aérodromes
2.1 Généralités
2.1.1 Lorsqu’un VOR est favorablement situé par rapport à un aérodrome, la vérification avant le vol
de l’équipement VOR de bord peut être facilitée s’il existe des points de vérification convenablement
étalonnés et signalés en différents endroits de l’aérodrome.
2.1.2 En raison de la grande variété de situations possibles, on peut difficilement énoncer des
spécifications ou des méthodes normalisées pour le choix des points de vérification VOR aux
aérodromes. Cependant, les États qui désirent fournir cette aide aux pilotes pourront s’inspirer des
considérations ci-après.
2.2 Emplacement des points de vérification
2.2.1 La puissance du signal de l’installation VOR voisine doit être suffisante pour faire fonctionner
une installation VOR de bord type. En particulier le courant du dispositif avertisseur doit être assez
intense pour assurer le retrait complet du drapeau.

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2.2.2 Dans la mesure où ils ne risquent pas de gêner l’exploitation, les points de vérification devraient
être situés à bonne distance de tout bâtiment ou de tout objet réfléchissant (fixe ou mobile) de nature
à détériorer la précision ou la stabilité du signal VOR.
2.2.3 Le relèvement VOR observé à chaque point de vérification devrait, dans les conditions idéales,
ne pas s’écarter de ±1,5° du relèvement déterminé avec précision par des levés topographiques.
Note. — Cette valeur (±1,5°) n’influe pas directement sur l’exploitation, étant donné que le relèvement
observé sera le relèvement publié. Cependant, si l’on observe un écart plus élevé, il y a risque de
mauvaise stabilité du signal.
2.2.4 Les renseignements VOR aux points choisis ne devraient être utilisés pour l’exploitation qu’à la
condition de correspondre régulièrement, à 2° près, au relèvement publié. La stabilité des
renseignements VOR aux points choisis devrait être vérifiée périodiquement au moyen d’un récepteur
étalonné afin de s’assurer que la tolérance de ±2° est satisfaite quelle que soit l’orientation de
l’antenne réceptrice VOR.
Note. — La tolérance de ±2° se rapporte à la régularité des renseignements obtenus aux points
choisis et comprend une petite tolérance sur la précision du récepteur VOR étalonné utilisé au point
de vérification. Ce chiffre de 2° n’est lié à aucun critère d’acceptation ou de refus d’une installation
VOR de bord ; ces derniers critères sont déterminés par les administrations et les usagers compte
tenu de l’utilisation prévue.
2.2.5 Les points de vérification capables de répondre aux conditions ci-dessus devraient être choisis
en consultation avec les exploitants d’aéronefs intéressés. Il est généralement souhaitable de prévoir
des points de vérification aux aires d’attente, aux extrémités de piste et dans les zones d’entretien et
de chargement.
2.3 Signalisation des points de vérification VOR
Chaque point de vérification VOR doit être signalé de façon clairement reconnaissable. Cette
signalisation doit annoncer le relèvement VOR que le pilote devrait lire sur son équipement de bord si
celui-ci fonctionne correctement.
2.4 Utilisation des points de vérification VOR
La précision avec laquelle un pilote doit placer son aéronef par rapport au point de vérification dépend
de la distance qui sépare celui-ci de la station VOR. Lorsque la station VOR est relativement proche
du point de vérification, le pilote doit veiller tout particulièrement à placer l’antenne réceptrice VOR de
bord à la verticale du point de vérification.

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SUPPLEMENT F
ÉLÉMENTS INDICATIFS CONCERNANT LA FIABILITÉ ET LA
DISPONIBILITÉ DES MOYENS DE RADIOCOMMUNICATION ET DES
AIDES RADIO À LA NAVIGATION
1. Introduction et notions fondamentales
Le présent supplément vise à donner des éléments indicatifs qui pourraient aider les États membres à
assurer aux installations le degré de fiabilité et de disponibilité correspondant aux besoins de leur
exploitation.
Les éléments fournis dans le présent supplément le sont à titre indicatif et dans un but de précision et
ne doivent pas être considérés comme faisant partie des normes et pratiques recommandées de ce
règlement.
1.1 Définitions
Défaillance d’une installation. Toute circonstance imprévue qui se traduit par le fait qu’une
installation ne fonctionne pas dans les limites des tolérances spécifiées pendant une durée qui
présente une certaine importance pour l’exploitation.
Disponibilité de l’installation. Rapport entre la durée de fonctionnement réelle et la durée de

fonctionnement spécifiées.
Fiabilité de l’installation. Probabilité que l’installation au sol fonctionne dans les limites des
tolérances spécifiées.
Note. — Cette définition suppose la probabilité que l’installation fonctionnera pendant une durée
spécifiée.
Fiabilité du signal. Probabilité qu’un signal de caractéristiques spécifiées soit à la disposition des
aéronefs.
Note. — Cette définition suppose la probabilité que le signal soit présent pendant une durée spécifiée.
Moyenne des temps de bon fonctionnement (MTBF). Quotient de la durée de fonctionnement

réelle d’une installation par le nombre total de défaillances de cette installation au cours d’une certaine
période de temps.

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Note. — La durée de fonctionnement devrait être généralement choisie de manière à inclure au moins
cinq défaillances de l’installation, et davantage de préférence, de façon que l’on puisse
raisonnablement se fier au chiffre ainsi obtenu.
1.2 Fiabilité de l’installation
1.2.1 La fiabilité d’une installation résulte de la combinaison de plusieurs facteurs. Ces facteurs sont
variables et peuvent être réglés individuellement de façon à obtenir au total une réponse optimale aux
besoins et aux conditions d’un milieu donné. Par exemple, on peut compenser dans une certaine
mesure une fiabilité réduite en prévoyant un personnel d’entretien plus nombreux et/ou une
redondance d’équipement. De même, une qualification professionnelle médiocre du personnel
d’entretien peut être compensée par le recours à un équipement conçu pour présenter une sécurité
extrêmement élevée.
1.2.2 La formule ci-après exprime la fiabilité de l’installation sous forme de pourcentage :
où
R = fiabilité (probabilité qu’une installation soit en état de fonctionner pendant une période t dans les
limites des tolérances spécifiées, également appelée probabilité de survivance Ps) ;
e = base des logarithmes népériens ;
t = période de référence ;
m = MTBF.
On voit que la fiabilité augmente avec la moyenne des temps de bon fonctionnement (MTBF). Pour
obtenir une grande fiabilité avec des valeurs de t qui présentent de l’intérêt du point de vue de
l’exploitation, il faut que la MTBF soit grande ; cette moyenne est donc une autre façon, plus pratique,
d’exprimer la fiabilité.
1.2.3 Il ressort de résultats expérimentaux que la formule ci-dessus est valable pour la majorité des
équipements électroniques dans lesquels les défaillances sont conformes à une répartition de
Poisson. Elle ne sera pas applicable au début de la vie de l’équipement lorsqu’il se produit un nombre
relativement élevé de défaillances prématurées d’éléments constituants ; elle ne sera pas valable non
plus lorsque la durée de vie utile de l’équipement est près de s’achever.
1.2.4 Dans de nombreux types d’installations qui utilisent un équipement classique (type à lampes
sous vide), on a obtenu régulièrement des valeurs de la MTBF de 1 000 h ou plus. La signification
d’une MTBF de 1 000 h apparaît clairement si l’on sait qu’elle correspond à une fiabilité d’environ 97,5

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% pour 24 h (autrement dit, que la probabilité qu’une défaillance de l’installation se produise pendant
une période de 24 h est d’environ 2,5 %).
1.2.5 La Figure F-1 montre la probabilité pour qu’il y ait survivance de l’installation (Ps) après une
période type, t, pour différentes valeurs de la MTBF.
Note. — Il convient de noter que la probabilité de survivance à une période de temps égale à la MTBF
est seulement de 0,37 (37 %) ; il ne faudrait donc pas croire que la MTBF correspond à une période
exempte de défaillances.
1.2.6 On verra qu’en ajustant la MTBF on obtient le degré de fiabilité désiré. Les facteurs qui
influencent la MTBF et, par conséquent, la fiabilité de l’installation sont :
a) la fiabilité intrinsèque de l’équipement ;
b) le degré et le type de redondance ;
c) la fiabilité des moyens connexes tels que les lignes d’alimentation et les lignes de téléphone ou de
commande ;
d) le degré et la qualité de l’entretien ;
e) les conditions de milieu comme la température et l’humidité.
1.3 Disponibilité de l’installation
1.3.1 La disponibilité peut être exprimée comme étant le rapport, multiplié par 100, entre la durée de
fonctionnement réelle et la durée de fonctionnement spécifiée, sur une longue période, soit :

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Par exemple, si une installation fonctionnait normalement pendant un total de 700 h sur un mois de
720 h, la disponibilité serait de 97,2 % pour ce mois.
1.3.2 Les principaux facteurs d’un degré élevé de disponibilité sont les suivants :
a) fiabilité de l’installation ;
b) intervention rapide du personnel d’entretien en cas de défaillance ;
c) formation convenable du personnel d’entretien ;

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d) conception de l’équipement permettant d’avoir accès facilement aux éléments et de les entretenir
aisément ;
e) appui logistique efficace ;
f) existence d’un équipement de vérification convenable ;
g) équipement et/ou moyens connexes de secours.
2. Aspects pratiques de la fiabilité et de la disponibilité
2.1 Mesure de la fiabilité et de la disponibilité
2.1.1 Fiabilité. La valeur que l’on obtient dans la pratique pour la MTBF doit nécessairement être une
estimation, puisque la mesure devra être faite sur une période de temps finie. La mesure de la MTBF
sur des périodes de temps finies permettra aux administrations de déterminer les variations de la
fiabilité de leurs installations.
2.1.2 Disponibilité. La disponibilité est également importante en ce qu’elle donne une indication de la
mesure dans laquelle une installation (ou un groupe d’installations) est à la disposition des usagers.
La disponibilité est directement liée à l’efficacité avec laquelle on rétablit le service normal des
installations.
2.1.3 Les qualités de base et le mode de mesure de ces quantités sont indiqués à la Figure F-2. Cette
figure n’a pas pour but de représenter une situation typique, qui ferait normalement intervenir un plus
grand nombre de périodes d’inactivité pendant la durée de fonctionnement spécifiée. Il faut également
observer que, pour obtenir les valeurs les plus significatives de la fiabilité et de la disponibilité, il faut
effectuer les mesures sur une durée de fonctionnement spécifiée aussi longue que possible.

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2.1.4 En utilisant les quantités indiquées dans la Figure F-2 qui comprend une période d’interruption
régulièrement prévue et cinq périodes de défaillance, on peut calculer la moyenne des temps de bon
fonctionnement (MTBF) la disponibilité (A) de la façon suivante :

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SUPPLEMENT G
RENSEIGNEMENTS ET ÉLÉMENTS INDICATIFS LIÉS À

L’APPLICATION DES NORMES ET PRATIQUES RECOMMANDÉES
SUR LE MLS
1. Définitions l
(Voir aussi Chapitre 3, § 3.11.1)
Niveau dynamique des lobes secondaires. Niveau dépassé pendant 3 % du temps par le
diagramme de rayonnement en champ lointain de l’antenne de balayage, en dehors du faisceau
principal, lorsque la mesure est effectuée à la cadence de balayage de la fonction à l’aide d’un filtre
vidéo d’enveloppe de faisceau de 26 kHz. Le niveau de 3 % est déterminé par le rapport du temps
pendant lequel les lobes secondaires dépassent le niveau spécifié à la durée totale du balayage.
Niveau efficace des lobes secondaires. Niveau des lobes secondaires de faisceau battant qui, dans
un environnement de multitrajets spécifié, se traduit par une erreur particulière de l’angle de guidage.
Point D MLS. Point situé à 2,5 m (8 ft) au-dessus de l’axe de la piste et à 900 m (3 000 ft) du seuil
dans la direction de l’antenne d’azimut.
Point E MLS. Point situé à 2,5 m (8 ft) au-dessus de l’axe de la piste et à 600 m (2 000 ft) de
l’extrémité aval de la piste dans la direction du seuil.
Récepteur normalisé. Modèle de récepteur embarqué servant à la ventilation des erreurs MLS. Ce
récepteur possède les principales caractéristiques suivantes :
1) traitement du signal basé sur la mesure des centres de faisceau ;
2) erreur de centrage négligeable ;
3) bruit sur les commandes (CMN) inférieur ou égal aux valeurs indiquées au § 3.11.6.1.1.2 du
Chapitre 3 ;
4) filtre passe-bas à deux pôles d’enveloppe de faisceau ayant 26 kHz de largeur de bande ; et 5)
filtrage des sorties de données d’angle à l’aide d’un filtre passe-bas à un pôle ayant une pulsation de
coupure de 10 radians par seconde.

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2. Caractéristiques du signal électromagnétique — Fonctions d’angle et de données
2.1 Organisation du format de signal
2.1.1 Le format de signal utilise le multiplexage par répartition dans le temps : les différentes fonctions
de guidage en angle sont émises successivement, sur la même fréquence radioélectrique. On obtient
l’information d’angle en mesurant l’intervalle de temps qui sépare les passages successifs de
faisceaux en éventail non modulés et très directifs. Les fonctions peuvent être émises dans n’importe
quel ordre. Des créneaux de temps sont recommandés pour les fonctions d’angle d’azimut
d’approche, de site d’approche, d’arrondi et d’azimut arrière. Chaque émission de faisceau battant et
de données est précédée d’un préambule qui est rayonné dans tout le volume de couverture par une
antenne sectorielle. Le préambule identifie la fonction de balayage suivante ; il synchronise également
la logique et les circuits de traitement du signal dans le récepteur embarqué.
2.1.2 Outre la fonction de balayage en angle, il existe des fonctions de données de base et de
données auxiliaires, comportant chacune son propre préambule, qui sont aussi rayonnées par les
antennes sectorielles. Grâce à ce préambule, chaque fonction est reconnue et traitée
indépendamment. Il est donc possible, dans la configuration sol, d’ajouter ou de supprimer des
fonctions sans perturber le fonctionnement du récepteur. Les codes utilisés dans le préambule et les
fonctions de données sont à modulation par déplacement de phase différentielle (MDPD).
2.1.2.1 Caractéristiques du signal de données MDPD. Les données MDPD sont émises par
modulation de phase différentielle de la porteuse radiofréquence avec un état de phase relative de 0°
ou de 180°. Le signal de données MDPD possède les caractéristiques suivantes :
cadence de données — 15,625 kHz
longueur de bit — 64 μs
« 0 » logique — absence de transition de phase
« 1 » logique — transition de phase
2.1.3 On trouvera aux Figures G-1 et G-2 des exemples d’organisation et de séquencement de
fonction d’angle. Le Chapitre 3 contient, au § 3.11.4.8, le détail et les définitions des données de la
Figure G-1. Toutes les figures se trouvent à la fin du présent supplément.
2.1.4 Il a été démontré que les séquences de guidage en angle et d’émissions de données
représentées aux Figures G-3A, G-3B et G-3C résistent suffisamment au brouillage synchrone.
2.1.4.1 La structure de ces séquences est destinée à donner aux émissions un caractère
suffisamment aléatoire pour prévenir les brouillages synchrones tels que celui qui peut être causé par
la rotation des hélices.

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2.1.4.2 Les deux séquences représentées dans la Figure G-3A conviennent à l’émission de toutes les
fonctions. Toute fonction jugée inutile pourra être supprimée pourvu que les fonctions restantes soient
émises aux instants spécifiés.
2.1.4.3 Les deux séquences représentées dans la Figure G-3B conviennent à la fonction d’azimut
d’approche à cadence élevée. Toute fonction jugée inutile pourra être supprimée pourvu que les
fonctions restantes soient émises aux instants spécifiés.
2.1.4.4 La Figure G-3C représente le cycle complet des émissions multiplexées dans le temps qui
pourra se composer des paires de séquences des Figures G-3A ou G-3B. Comme elle l’indique, les
intervalles libres entre les séquences pourront servir à l’émission de mots de données auxiliaires. Des
mots de données de base pourront être émis aussi pendant tout intervalle inutilisé.
2.1.4.5 Le cycle représenté laisse suffisamment de temps pour émettre les données de base et les
données auxiliaires définies dans les mots A1-A4, B1-B39, B40-B45 et B55, pourvu que les données
soient également émises pendant les créneaux inutilisés ou pendant les créneaux consacrés aux
mots de données à l’intérieur des séquences.
2.1.4.6 Des séquences plus efficaces peuvent être mises au point par ajustement du séquencement à
l’intérieur des séquences ou dans les créneaux entre les séquences pour permettre l’émission de
mots de données auxiliaires supplémentaires .De telles séquences doivent être mises au point de
manière que leur résistance au brouillage synchrone soit équivalente à la résistance des séquences
présentées dans les Figures G-3A, G-3B et G-3C. Les techniques d’analyse fréquentielle peuvent
servir à démontrer que ces autres fréquences ont un caractère suffisamment aléatoire.
2.2 Paramètres de guidage en angle
2.2.1 Les paramètres de guidage en angle qui définissent le processus de mesure des angles MLS
sont spécifiés au Chapitre 3, § 3.11.4.5. Il est utile de connaître deux autres paramètres, soit le temps
de point médian de balayage (T m) et la pause, pour se représenter le fonctionnement du système. Ces
paramètres déduits des spécifications du Chapitre 3 sont indiqués ci-dessous à titre de référence.

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Temps de point médian de balayage et pause
(voir Figure G-2)
2.2.2 Précision du séquencement des fonctions. Étant donné l’imprécision qui caractérise la
détermination du temps de référence du code Barker et puisque les circuits de l’émetteur lissent la
phase ou l’amplitude pendant les transitions de phase MDPD, il n’est pas possible de déterminer le
séquencement du signal avec une précision supérieure à 2 μs par rapport au signal
électromagnétique. Il est donc nécessaire de mesurer sur l’équipement sol la précision de
séquencement spécifiée au Chapitre 3, § 3.11.4.3.4. Des points d’essai appropriés devraient être
prévus dans l’équipement sol.
2.3 Fonctions de guidage en azimut
2.3.1 Conventions de balayage. La Figure G-4 représente les conventions de balayage en azimut
d’approche et en azimut arrière.
2.3.2 Couverture. Les Figures G-5 et G-6 représentent la couverture en azimut spécifiée au Chapitre
3, § 3.11.5.2.2.
2.3.2.1 Lorsque l’on est contraint de disposer les antennes d’azimut d’approche ou d’azimut arrière en
dehors de l’axe de piste, il faut étudier les facteurs suivants :
a) couverture dans toute l’étendue de la zone de piste ;
b) précision au point de repère correspondant ;
c) transition entre azimut d’approche et azimut arrière ;
d) risque de perturbation par des véhicules ou aéronefs en mouvement ou par des structures
aéroportuaires.

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2.3.2.2 Normalement, une antenne d’azimut déportée doit être réglée de manière que l’azimut zéro
degré soit parallèle à l’axe de piste ou qu’il coupe le prolongement de l’axe de piste au point qui
conviendrait le mieux du point de vue opérationnel pour l’application prévue. L’azimut zéro degré par
rapport à l’axe de piste est émis dans les données auxiliaires.
2.3.3 Azimut d’approche à cadence élevée. Lorsque le secteur de guidage proportionnel d’approche
s’étend de −40° à +40°, il est possible d’appliquer à la fonction d’azimut une cadence de balayage
supérieure. On dispose de la fonction d’azimut d’approche à cadence élevée pour compenser
l’augmentation de CMN résultant de l’emploi d’antennes à large faisceau (de 3° par exemple). Une
réduction de CMN procure deux avantages :
1) relâchement possible des spécifications de densité de puissance du signal électromagnétique de

guidage en angle ;
2) relâchement possible des spécifications de niveau dynamique des lobes secondaires.
2.3.3.1 D’une manière générale, cette fonction réduit le CMN causé par des phénomènes à large
bande et sans corrélation comme les multitrajets diffus et le bruit thermique du récepteur dans un
rapport de 1/ 3 par rapport à la cadence fondamentale de fonction (13 Hz). Cependant, il est
impossible d’obtenir entièrement cette réduction de 1/ 3 de la densité de puissance pour toutes les
largeurs de faisceau d’antenne sol, car l’acquisition du signal sur la base d’un simple balayage exige
une densité de puissance suffisante. La puissance nécessaire aux émissions MDPD peut être telle
que l’emploi de cadences de données plus élevées n’entraînera aucune économie en matière
d’émetteur sol (voir Tableau G-1).
2.3.3.2 Cependant, il est possible de profiter intégralement de l’augmentation de la cadence de

données en ce qui concerne les performances CMN. C’est ainsi que pour les niveaux minimaux de
signal indiqués au Tableau G-2 le CMN en azimut peut être ramené de 0,10° à 0,06° pour les
antennes à faisceau de 1° et 2°.
2.3.4 Guidage complémentaire
2.3.4.1 Lorsqu’elles sont utilisées, les impulsions de guidage complémentaire sont émises
immédiatement avant ou après les signaux de faisceau battant aux limites du secteur de guidage
proportionnel comme il est indiqué dans le schéma de séquencement de la Figure G-7. La limite du
secteur de guidage proportionnel se situe à une largeur de faisceau en deçà des angles de départ et
d’arrêt du faisceau, de sorte que la zone de transition entre le faisceau battant et les signaux de
guidage complémentaire a lieu hors du secteur de guidage proportionnel. La Figure G-8 contient des
exemples de formes d’ondes composites qui peuvent apparaître au cours de la transition.
2.3.4.2 Lorsqu’on assure le guidage complémentaire en même temps qu’on utilise une antenne de
balayage à faisceau étroit (antenne à faisceau de 1° par exemple), l’antenne de faisceau battant doit

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rayonner pendant 15 μs au moment où elle occupe la position correspondant aux angles de départ et
d’arrêt du balayage.
2.3.4.3 Sur certains emplacements, il peut être difficile de respecter les critères d’amplitude spécifiés
au Chapitre 3,§ 3.11.6.2.5.2, en raison des réflexions du signal de guidage complémentaire. On peut y
élargir le secteur de balayage.
2.3.4.4 Il faut prendre des précautions lorsqu’on approche des stations d’azimut en sens contraire (par
exemple, en cas d’approche en direction de l’antenne d’azimut arrière), car la convention de guidage
complémentaire « corrigez à droite »/« corrigez à gauche » n’est plus la même.
2.3.5 Moniteur de l’azimut d’approche. Le moniteur a pour but de garantir l’intégrité de guidage
appropriée à la procédure d’approche promulguée. Il est entendu que tous les angles d’azimut ne
seront pas contrôlés indépendamment mais qu’il faut contrôler au moins l’un des azimuts d’approche,
normalement celui qui coïncide avec le prolongement de l’axe de piste, et mettre en œuvre des
moyens adéquats pour maintenir les performances et l’intégrité des autres angles.
2.3.6 Détermination de la limite inférieure de couverture. Lorsque le seuil n’est pas en visibilité directe
depuis l’antenne d’azimut d’approche, on détermine par simulation ou par des mesures faites sur le
terrain la hauteur de la limite inférieure de couverture en azimut d’approche dans la zone de piste. La
limite inférieure de couverture en azimut à publier est la hauteur au-dessus de la surface de la piste
qui satisfait aux normes énoncées au § 3.11.4.9.4 du Chapitre 3, relatives à la précision et qui est
déterminée par des mesures faites sur le terrain.
2.3.6.1 Lorsque les opérations envisagées exigent une couverture s’étendant au-dessous de la limite
définie au § 2.3.6, l’antenne d’azimut peut être déportée sur le côté de la piste et rapprochée du seuil
de façon à couvrir la zone de toucher des roues. L’équipement embarqué doit utiliser le guidage en
azimut, la distance indiquée par DME/P et les coordonnées d’implantation de l’équipement sol pour
calculer l’axe d’approche. Tous les tableaux se trouvent à la fin du présent supplément.
2.3.6.2 Les minimums d’atterrissage qui peuvent être respectés dans le cas d’une approche axiale
calculée dépendent entre autres de la fiabilité et de l’intégrité d’ensemble de l’équipement d’azimut
d’approche MLS, du transpondeur DME/P et de l’équipement embarqué.
2.4 Fonctions de guidage en site
2.4.1 Conventions de balayage. La Figure G-9 représente les conventions de balayage dans le cas du
site d’approche.
2.4.2 Couverture. Les Figures G-10A et G-10B illustrent les spécifications de couverture en site du
Chapitre 3, § 3.11.5.3.2.
2.4.3 Moniteur de site. Le moniteur a pour but de garantir l’intégrité de guidage appropriée à la
procédure d’approche promulguée. Il est entendu que tous les angles de site ne seront pas contrôlés

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indépendamment mais qu’il faut contrôler au moins l’un d’eux, normalement l’alignement de descente
minimal, et mettre en œuvre des moyens adéquats pour maintenir les performances et l’intégrité des
autres angles de site.
2.5 Précision
2.5.1 Généralités
2.5.1.1 La précision du système est spécifiée au Chapitre 3, sous forme d’erreur de suivi (PFE), de
bruit de suivi (PFN) et de bruit sur les commandes (CMN). Ces paramètres décrivent l’interaction entre
le signal de guidage en angle et l’aéronef en des termes qu’il est possible de rapporter directement
aux erreurs de guidage de l’aéronef et à la conception des commandes de vol.
2.5.1.2 La PFE du système est la différence entre la mesure d’angle faite par le récepteur embarqué
et la position réelle en angle de l’aéronef. Le signal de guidage subit une distorsion du fait d’erreurs
dans l’équipement sol et de bord et d’erreurs résultant d’effets de propagation. Pour déterminer si le
signal électromagnétique convient au guidage des aéronefs, on étudie ces erreurs dans le domaine
de fréquences en cause. La PFE comprend l’erreur moyenne d’alignement de piste et le PFN.
2.5.2 Mesure MLS — Méthodologie
2.5.2.1 On évalue la PFE, le PFN et le CMN à l’aide des filtres définis dans la Figure G-11. Les
caractéristiques des filtres ont été déterminées en fonction des propriétés de réponse d’une grande
variété d’aéronefs existants et elles sont jugées adéquates également pour les futurs aéronefs de
modèles prévisibles.
2.5.2.2 Le terme « PFE » évoque la différence entre une trajectoire de vol souhaitée et la trajectoire
de vol réelle d’un aéronef qui suit le signal de guidage, mais en réalité on évalue cette erreur de la
manière suivante : l’avion de vérification en vol suit un azimut MLS souhaité et l’on enregistre la
différence entre, d’une part le signal de sortie de l’équipement embarqué à la sortie du filtre de PFE, et
de l’autre la position correspondante de l’avion déterminée selon un système de repérage convenable.
On applique une technique semblable pour déterminer le CMN au moyen du filtre approprié.
2.5.2.3 Évaluation des erreurs. La PFE s’obtient à la sortie du filtre de PFE (point de mesure A dans la
Figure G-11).Le CMN estimé s’obtient à la sortie du filtre de CMN (point de mesure B dans la Figure
G-11). Les pulsations de coupure des filtres sont indiquées dans la Figure G-11.
2.5.2.3.1 La PFE et le CMN pour l’azimut d’approche ou pour l’azimut arrière sont évalués sur toute
tranche de 40 s de l’enregistrement d’erreur de vol dans les limites de couverture (T = 40 dans la
Figure G-12). La PFE et le CMN pour le site d’approche sont évalués sur toute tranche de 10 s de
l’enregistrement d’erreur de vol obtenu dans les limites de couverture (T = 10 dans la Figure G-12).
2.5.2.3.2 La règle de la probabilité de 95 % est considérée comme respectée si la PFE ou le CMN ne

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dépasse pas les limites d’erreur spécifiées sur plus de 5 % de la tranche d’évaluation (voir Figure G-
12).
2.5.2.3.3 On peut utiliser à la place une procédure de vérification en vol dans laquelle n’intervient
aucun système de repérage absolu. Dans ce cas, on ne mesure, et on ne compare à la norme PFN,
que les composantes variables de l’enregistrement de vol obtenu à la sortie du filtre de PFE. On pose
en hypothèse que la valeur moyenne de la PFE ne dépasse pas les tolérances spécifiées
d’alignement de piste moyen pendant la vérification en vol. Par conséquent, on ajoute les tolérances
d’alignement de piste moyen à la mesure du PFN aux fins de la comparaison à la PFE de système
spécifiée. On peut évaluer le CMN de façon semblable sans tenir compte de l’alignement de piste
moyen.
2.5.2.4 Mesure des erreurs instrumentales au sol et à bord. Il est possible de déterminer l’erreur
instrumentale due à l’équipement sol et à l’équipement embarqué d’après des mesures faites en
l’absence de multitrajets et d’autres anomalies de propagation susceptibles de perturber l’enveloppe
du faisceau.
2.5.2.4.1 On commence par déterminer au moyen d’un banc d’essai les erreurs instrumentales dues
au récepteur embarqué normalisé et par régler à zéro l’erreur de centrage. Il est possible de mesurer
les erreurs de l’équipement embarqué en faisant un enregistrement de 40 s au moyen d’un banc
d’essai normalisé. On peut partager cet enregistrement en quatre tranches de 10 s. On prend pour
PFE la moyenne dans chaque tranche, tandis que le double de la racine carrée de la variance
associée représente le CMN.
Note. — Si on le souhaite, on peut évaluer la sortie du récepteur au moyen des filtres de PFE et de
CMN.
2.5.2.4.2 Ensuite, au moyen de ce récepteur normalisé, on mesure l’erreur instrumentale totale du

système en faisant fonctionner l’équipement sol sur une plate-forme d’essai d’antenne ou dans
quelque autre environnement exempt de réflexions. Comme l’erreur de centrage du récepteur a été
rendue négligeable, la PEE mesurée peut être attribuée à l’équipement sol. On obtient le CMN
d’équipement sol en soustrayant la variance connue du CMN du récepteur normalisé de la variance
du CMN de la mesure. On prend pour PFE l’erreur moyenne constatée sur une tranche de 10 s, et
pour CMN instrumental le double de la racine carrée des variances différentielles.
2.6. Densité de puissance
2.6.1 Généralités
2.6.1.1 Trois critères déterminent les bilans de puissance de guidage en angle :
a) l’acquisition d’un simple balayage en angle exige 14 dB de rapport signal/bruit « S/B » mesuré sur
le filtre d’enveloppe de faisceau, c’est-à-dire de rapport « S/B vidéo » ;

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b) le CMN en angle doit être maintenu dans des limites spécifiées ;
c) la probabilité de détection des émissions MDPD doit être supérieure ou égale à 72 % aux
extrémités de couverture.
2.6.1.2 À 37 km (20 NM), le souffle du récepteur est la principale source de CMN. La formule ci-après
donne une valeur estimée de l’erreur d résultant du souffle :
Dans ces relations, LF est la largeur de faisceau d’antenne en degrés et g est le rapport de la
cadence d’échantillonnage de fonction à la largeur de bande de bruit du filtre de sortie du récepteur.
Pour un filtre unipolaire, la largeur de bande de bruit est égale à /2 fois la largeur de bande à 3 dB.
Telle est la relation qui lie le CMN à la largeur de faisceau d’antenne sol et à la cadence
d’échantillonnage.
2.6.2 Bilan de puissance du système
2.6.2.1 Le bilan de puissance du système est présenté au Tableau G-1. La densité de puissance
spécifiée au Chapitre 3,§ 3.11.4.10.1, est liée à la puissance du signal spécifiée au Tableau G-1 à
l’emplacement de l’antenne de bord par la relation suivante :
Puissance recueillie par une antenne isotrope (dBm) =

2
densité de puissance (dBW/m ) −5,5
2.6.2.2 Pour la mesure de la fonction d’angle, on suppose que la largeur de bande du filtre
d’enveloppe de faisceau est égale à 26 kHz. Le rapport S/B vidéo indiqué au § 2.6.1 est lié au rapport
S/B fréquence intermédiaire (FI) par la relation suivante :
2.6.2.3 L’analyse de fonction de préambule MDPD repose sur les hypothèses suivantes :
1) emploi d’un récepteur embarqué à verrouillage de phase et reconstruction de porteuse ;

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2) dans le récepteur, le décodeur de préambule rejette tous les préambules qui ne sont pas
conformes au code Barker ou ne satisfont pas au contrôle de parité de préambule.
2.6.2.4 Les articles a) à e) du Tableau G-1 dépendent de la position de l’aéronef et des conditions
météorologiques ; on les suppose aléatoires, par conséquent. En d’autres termes, les valeurs
correspondant au cas le plus défavorable ne sont atteintes simultanément qu’en de rares occasions.
De ce fait, les pertes en question sont considérées comme étant des variables aléatoires et leur
somme quadratique donne le composant perte.
2.6.2.5 Pour les atterrissages automatiques, des densités de puissance supérieures à celles qui sont
spécifiées pour les signaux angulaires d’azimut d’approche au § 3.11.4.10.1 du Chapitre 3 sont
nécessaires à la limite inférieure de couverture au-dessus de la surface de piste pour limiter le bruit
sur les commandes à 0,04°. Normalement, cette densité de puissance supplémentaire sera disponible
comme conséquence naturelle de l’utilisation du même émetteur pour produire le faisceau de
balayage et les signaux MDPD et compte tenu d’autres marges de puissance telles que le gain
d’antenne de bord disponible, les pertes de propagation, les pertes de couverture sous de grands
angles et les pertes dues à la pluie qui peuvent, au moins partiellement, être négligés dans la zone de
la piste (voir Tableau G-1).
2.6.3 Densité de puissance relative des multitrajets
2.6.3.1 Les obstacles fixes ou mobiles situés au voisinage des antennes d’émission MLS au sol
peuvent créer des réflexions appelées multitrajets. Ces réflexions ont des incidences sur toutes les
transmissions MLS (DPSK, signaux de guidage en angle, signaux d’indication hors limites et
impulsions de guidage complémentaire). Le récepteur angulaire MLS utilise les niveaux relatifs entre
le signal de guidage direct (codage du bon signal de guidage) et les signaux réfléchis pour acquérir et
suivre les bons signaux. Les niveaux relatifs doivent donc se situer à l’intérieur de marges spécifiées
et connues pour que les performances des récepteurs soient bonnes. Le document ED-36B de
l’Eurocae contient des normes de performances opérationnelles minimales sur les récepteurs MLS
permettant d’assurer les performances requises en environnement multitrajet, comme il est indiqué à
la section 3.11.4.10.3 du Chapitre 3.
2.6.3.2 Le minimum de 4 dB indiqué dans les § 3.11.4.10.3.1 et 3.11.4.10.3.3 du Chapitre 3 garantit

une acquisition valide par le récepteur. Des rapports plus faibles pourraient retarder l’acquisition du
signal ou créer une fausse acquisition ou la poursuite de signaux multitrajets.
2.6.3.3 La durée maximale de 1 s spécifiée dans les § 3.11.4.10.3.1 et 3.11.4.10.3.3 du Chapitre 3

garantit que le récepteur continuera à donner les bons renseignements de guidage sans déclencher
d’alarme et ne causera donc pas de perte de service. Cette durée doit être évaluée à la vitesse sol
minimale d’un aéronef en approche.

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2.6.3.4 Les spécifications de précision limitent le niveau et la durée des angles d’azimut de codage
des multitrajets dans un secteur étroit autour de l’axe (+/- 4°) étant donné que la forme du faisceau
battant indiquée au § 3.11.5.2.1.3 du Chapitre 3 sera perturbée. Des vérifications périodiques au sol
et en vol permettront de montrer si la contribution des multitrajets statiques à l’erreur est compatible
avec les spécifications de précision. Les procédures de protection des zones critiques et sensibles
garantissent que la contribution des multitrajets dynamiques à l’erreur ne dégradera pas la précision
globale au-delà des spécifications de précision.
2.6.3.5 Dans le cas du guidage en site, il n’est prévu aucune dégradation des signaux
électromagnétiques par les multitrajets à une hauteur plus basse.
2.6.4Bilan de puissance de l’équipement embarqué
2.6.4.1 Le Tableau G-2 est un exemple de bilan de puissance de l’équipement embarqué ayant servi
à élaborer les normes de densité de puissance.
2.7 Utilisation des données
2.7.1 Données de base. Les données de base définies au § 3.11.4.8.2.1 du Chapitre 3 permettent aux
récepteurs embarqués de traiter les informations de faisceau battant pour diverses configurations
d’équipement sol, et d’adapter les résultats de façon à les rendre utilisables par le pilote ou le système
embarqué. Les fonctions de données peuvent aussi servir à communiquer des renseignements
supplémentaires (par exemple, l’identification de la station ou l’état de l’équipement) au pilote ou aux
éléments du système embarqué.
2.7.2 Données auxiliaires
2.7.2.1 Les données auxiliaires définies aux § 3.11.4.8.3.1 et 3.11.4.8.3.2 du Chapitre 3 servent à
communiquer numériquement sur liaison montante les renseignements des types suivants :
a) Données décrivant la géométrie d’implantation de l’équipement sol. Ces données sont

communiquées dans les mots A1 à A4 et dans certains des mots B40 à B54.
b) Données servant aux opérations MLS/RNAV. Ces données sont communiquées dans les mots B1
à B39.
c) Données opérationnelles. Ces données sont communiquées dans les mots B55 à B64.
2.7.2.2 Les cadences d’émission des mots de données auxiliaires correspondent aux critères
suivants:
a) Les données à décoder moins de 6 secondes après l’entrée dans le volume de couverture MLS
devraient être émises de manière que l’intervalle maximum entre émissions soit de 1 seconde (voir §
7.3.3.1.1).

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b) Les données nécessaires à une opération prévue mais qui ne sont pas à décoder en moins de 6
secondes devraient être émises de manière que l’intervalle maximum entre émissions soit de 2
secondes. À cette cadence, un avertissement pourra être généré en cas de perte de données en
moins de 6 secondes.
c) Les données opérationnelles devraient être émises de manière que l’intervalle maximum entre
émissions soit de 10 secondes. À cette cadence, un avertissement pourra être généré en cas de perte
de données en moins de 30 secondes.
2.7.3 Utilisation des mots de données MLS/RNAV B1 à B39
2.7.3.1 Les données contenues dans les mots de données auxiliaires B1 à B39 sont conçues pour
permettre des opérations MLS/RNAV fondées sur la seule utilisation des données contenues dans les
mots de données MLS. Ils indiquent le type de la procédure (approche ou départ) et son nom ainsi
que la piste et les points de cheminement pour permettre les approches axiales calculées sur les
pistes principales ou secondaires, les approches et les départs courbes et les approches
interrompues.
2.7.3.2 Les données transmises en azimut d’approche et en azimut arrière sont séparées. Cela
signifie, par exemple, que chacune fera l’objet d’un contrôle de redondance cyclique (CRC) et sera
décodée indépendamment des autres par l’équipement embarqué. Les données concernant une
procédure MLS/RNAV donnée sont transmises dans la couverture où débute la procédure. Ainsi, les
données relatives aux approches ou aux approches interrompues sont normalement transmises par
l’équipement d’azimut d’approche tandis que celles qui ont trait aux départs le sont par l’équipement
d’azimut arrière. Toutefois , les points de cheminement correspondant aux approches, approches
interrompues ou départs peuvent être communiqués soit dans la couverture en azimut d’approche,
soit dans la couverture en azimut arrière. Par exemple, si un départ est amorcé dans la zone de
couverture en azimut d’approche, les données sont transmises dans cette zone. Si la procédure
commence dans une région à couverture commune, les données ne peuvent être transmises que
dans une seule zone, à moins que les conditions d’exploitation n’exigent de procéder autrement.
2.7.3.3 Les procédures sont définies par une succession de points de cheminement représentés
suivant un système de coordonnées cartésiennes (X, Y et Z) dont l’origine est le point d’origine MLS.
Le système de coordonnées est illustré à la Figure G-13.
2.7.3.4 Les segments situés entre les points de cheminement sont droits ou courbes. Les segments
courbes sont définis par des arcs de cercle joignant deux points de cheminement, comme l’illustre la
Figure G-14. L’arc de cercle est toujours tangent au segment qui précède ou qui suit, qu’il soit courbe
ou rectiligne. Les segments d’approche finale et les segments qui aboutissent au premier point de
cheminement d’une procédure d’approche ou qui commencent au dernier point de cheminement
survolé d’une procédure de départ ou d’approche interrompue sont toujours rectilignes. Ce sont des

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prolongements de segments rectilignes ou des tangentes à des segments courbes. Ces segments
rectilignes n’exigent pas nécessairement de point de cheminement en bordure de la zone de
couverture, et ils permettent donc d’utiliser moins de points de cheminement.
2.7.3.5 Quel que soit le type de la procédure, le codage commence par le point de cheminement situé
le plus loin du seuil et se termine avec celui qui se trouve le plus près de la piste. Tous les points de
cheminement des procédures d’approche doivent être codés avant tous points de cheminement
d’approche interrompue ou points de cheminement de départ. Cette règle simplifie le décodage en
séparant des autres les points de cheminement correspondant aux approches. Un ou plusieurs points
de cheminement peuvent être partagés par plusieurs procédures. Dans un tel cas, il est possible de
ne transmettre ces renseignements qu’une seule fois. Les points de cheminement partagés doivent
être les derniers dans le cas des approches et les premiers dans celui des approches interrompues et
des départs. Les données peuvent servir aux approches, aux approches interrompues et aux départs
si elles sont transmises dans le même secteur de couverture. Lorsque des points de cheminement
sont partagés avec une procédure qui a été définie précédemment dans la base de données, le point
de cheminement est suivi d’un indice qui indique à quel endroit de la base de données se trouvent les
données concernant le premier point de cheminement partagé.
2.7.3.6 L’indice de point de cheminement représente l’ordre dans lequel les points sont énumérés
dans la base de données. On l’utilise dans le codage pour indiquer où se trouvent les points de
cheminement d’une procédure donnée. Si l’indicateur de procédure donne comme indice un zéro, cela
signifie qu’il s’agit d’une approche axiale calculée, pour laquelle aucun point de cheminement n’est
fourni.
2.7.3.7 Même si les points de cheminement sont définis au moyen de coordonnées X, Y et Z, les trois
coordonnées ne sont pas toujours émises. C’est le cas notamment avec les points de cheminement
situés dans l’axe de la piste principale, pour lesquels la coordonnée Y est de zéro. Le champ
contenant ce renseignement peut être omis en mettant à ZÉRO le bit « coordonnée Y suit ».
2.7.3.8 Lorsque la coordonnée Z n’est pas nécessaire à la construction de la trajectoire, on peut

l’omettre et ainsi réduire le nombre de données émises. Il suffit pour cela de régler à ZÉRO le bit «
coordonnée Z suit ». Cette mesure peut être appliquée aux points de cheminement initiaux précédant
le repère d’approche finale lorsque le guidage est basé sur des données altimétriques et non sur une
position verticale MLS calculée. Elle peut l’être également dans le cas de points de cheminement
situés sur une pente constante entre des points de cheminement dont la valeur Z est définie. Dans ce
cas, l’équipement embarqué calcule la coordonnée Z en prenant comme hypothèse une pente
constante. On peut aussi omettre la coordonnée Z des points de cheminement d’approche
interrompue et de départ, qui sont situés dans la zone de couverture en azimut arrière, étant donné
que le guidage vertical n’est pas assuré dans cette zone. Pour ce qui est de l’application en azimut
arrière, la coordonnée Z peut être émise à l’usage de l’équipement embarqué pour déterminer la

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position horizontale de l’aéronef. Cela permet de réduire les écarts latéraux dans la conversion de la
portée oblique et de l’angle d’azimut arrière conique en coordonnées X-Y.
2.7.3.9 Le champ de trois bits qui suit les coordonnées de point de cheminement contient
l’identificateur de segment/ champ suivant. Cet élément de données indique si le segment suivant de
la procédure est rectiligne ou courbe, si le point de cheminement actuel est le dernier défini pour la
procédure, et s’il faut lier la procédure à une approche interrompue ou à une portion partagée d’une
autre procédure indiquée par un indice d’approche interrompue ou un indice de point de cheminement
suivant. Il indique aussi si un champ de données pour la hauteur de franchissement du seuil ou la
distance de l’azimut virtuel au point de cheminement est annexé à la définition du point de
cheminement.
2.7.3.9.1 Voici l’explication de quelques applications types d’identificateurs indiqués au Tableau A-17
de l’Appendice A. Cette liste n’est pas complète :
a) Les identificateurs 0 et 1 sont utilisés lorsque le point de cheminement suivant de la procédure n’est
pas un point de cheminement partagé, ou est un point de cheminement partagé qui est codé pour la
première fois.
b) Les identificateurs 2 et 3 sont utilisés pour les points de cheminement suivants de la procédure qui
sont déjà codés et partagés avec une autre procédure. Le codage de ces points n’est pas répété,
l’indice permettant la connexion de la procédure aux points de cheminement partagés de l’autre
procédure.
c) Les identificateurs 4 et 5 sont utilisés pour l’avant-dernier point de cheminement dans les
procédures se terminant ou commençant sur la piste principale, le dernier point étant le seuil. Seule la
hauteur de franchissement du seuil est spécifiée pour ce point, étant donné que l’emplacement exact
du seuil par rapport au point de repère MLS est donné dans les mots de données auxiliaires A. On
utilise l’identificateur 4 lorsque le guidage d’approche interrompue n’est pas nécessaire, et
l’identificateur 5 lorsqu’un « indice d’approche interrompue » suit.
d) Les identificateurs 6 et 7 sont utilisés pour le point de cheminement final de n’importe quelle
procédure à l’exception de ce qui est indiqué à l’alinéa c) ci-dessus. Dans le cas de la piste principale,
on les emploie s’il est nécessaire de préciser les coordonnées X, Y et Z du dernier point de
cheminement. Ces identificateurs sont aussi utilisés pour les pistes secondaires et les plates-formes
d’hélicoptère. On utilise l’identificateur 7 ou 6 selon qu’une procédure d’approche interrompue suit ou
non.
e) Les identificateurs 5 et 7 ne s’appliquent pas aux approches interrompues ni aux départs.
2.7.3.10 Conformément à la convention concernant les autres données MLS de base et auxiliaires,
l’émission des données numériques codées dans la base de données débute toujours par le bit de

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poids faible, le bit représentant le signe étant le bit de poids fort (1 = valeur négative). Les adresses de
mot de données auxiliaires qui servent à indiquer le dernier mot de la base de données d’azimut
d’approche et le premier mot de la base de données d’azimut arrière sont émises le bit de poids fort
en premier.
2.7.4 Exemple d’utilisation de mots de données MLS/RNAV
2.7.4.1 Les paragraphes qui suivent illustrent le processus d’affectation des données MLS/RNAV aux
mots de données auxiliaires B1 à B39. Ils contiennent un échantillon de procédures d’approche et de
départ et décrivent le processus par lequel les divers points de cheminement et les caractéristiques
des procédures connexes sont interprétés et mis en format en vue de leur émission.
2.7.4.2 Le Tableau G-3 énumère des procédures d’approche, d’approche interrompue et de départ
pour deux pistes fictives. Le Tableau G-4 contient des données sur les points de cheminement de ces
procédures, qui sont représentées schématiquement à la Figure G-15.
2.7.4.3 Avant d’insérer les renseignements sur les données de procédure dans la structure des mots
de données B1 à B39, il faut comprendre les caractéristiques des données MLS/RNAV pour utiliser au
mieux le nombre de mots de données disponibles. Dans les données des Tableaux G-3 et G-4, on
peut noter ce qui suit : les procédures KASEL et NELSO partagent les points de cheminement no 1
(WP 1) et no 2 (WP 2) et sont liées à une procédure d’approche interrompue ; la procédure SEMOR
s’applique à une approche sur une piste secondaire ; la procédure LAWSO est une procédure de
départ et ses données sont émises dans la couverture en azimut arrière ; il n’est pas nécessaire
d’émettre la coordonnée Z de tous les points de cheminement se trouvant à l’extérieur du repère
d’approche finale de précision (PFAF) ; il n’est pas nécessaire non plus d’émettre la coordonnée Y de
plusieurs points de cheminement situés dans le prolongement de l’axe de la piste principale.
2.7.4.4 Le mot de données B1 spécifié au Tableau A-15 de l’Appendice A définit la structure des
données MLS/RNAV à émettre dans le secteur de couverture en azimut d’approche. Il contient
également le code CRC d’azimut d’approche. D’après le Tableau G-3, il y a trois procédures à émettre
en azimut d’approche. L’adresse du dernier mot de données contenant des renseignements d’azimut
d’approche MLS/ RNAV est déterminée une fois que tous les renseignements sont insérés dans la
structure. Dans ce cas, cette adresse est B11. Le code CRC est calculé conformément aux indications
de la Note 3 du Tableau A-15. Comme les mots B42 et B43 ne sont pas émis, les bits correspondants
sont mis à ZÉRO. Comme le mot A4 est émis, le bit correspondant est mis à UN. Le codage du mot
de donnée B1 figure au Tableau G-5.
2.7.4.5 Le mot de données B39 spécifié au Tableau A-15 de l’Appendice A définit la structure des
données MLS/ RNAV à émettre dans le secteur de couverture en azimut arrière. Il contient également
le code CRC d’azimut arrière. Il y a une procédure à émettre en azimut arrière. L’adresse du premier
mot de données contenant des renseignements d’azimut arrière MLS/RNAV est déterminée une fois

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que tous les renseignements sont insérés dans la structure. Dans ce cas, cette adresse est B36. Le
code CRC est calculé conformément aux indications de la Note 3 du Tableau A-15. Comme le mot
B43 n’est pas émis, le bit correspondant est mis à ZÉRO. Le bit indicateur de correspondance/CRC
d’azimut arrière est mis à UN pour signaler qu’il s’agit d’un mot de correspondance/ CRC. Le codage
du mot de données B39 figure au Tableau G-5.
2.7.4.6 Les mots indicateurs de procédure spécifiés au Tableau A-15 de l’Appendice A sont définis
pour toutes les procédures d’approche et de départ. Il n’y a pas d’indicateur pour les procédures
d’approche interrompue étant donné qu’elles sont liées à des procédures d’approche dans la structure
des données. Les mots indicateurs de procédure pour les données fournies en exemple figurent au
Tableau G-6. Il est noté que les mots de données d’indicateurs de procédure ne peuvent pas être
entièrement définis tant que l’affectation des données de point de cheminement n’est pas
effectivement terminée, en raison de la nécessité d’associer un « indice de premier point de
cheminement » à chaque procédure. Cet élément est le premier point de cheminement de la
séquence des procédures .L’indice est produit conformément aux indications du § 2.7.3.6.L’«
indicateur de validité » de la désignation d’une procédure (voir Tableau G-4) est le numéro de la
version d’une procédure et il s’agit d’une valeur de 1 à 9.
2.7.4.7 L’affectation des données de point de cheminement se fait conformément aux indications des
Tableaux A-15, A-16 et A-17 de l’Appendice A. Le Tableau G-7 présente l’affectation des données
fournies en exemple, sans les préambules, adresses et bits de parité. L’affectation des données du
premier point de cheminement de la première procédure commence au mot de données qui suit
immédiatement le mot indicateur de procédure d’approche. Pour les données fournies en exemple, le
mot de données B5 est donc le premier qui contient des renseignements sur un point de
cheminement. L’étape suivante consiste à introduire les données dans la structure qui convient. Les
données sur les procédures commencent toujours par la coordonnée X du premier point de
cheminement. La structure de la base de données permet le chevauchement d’éléments de données
individuels entre deux mots de données auxiliaires. Ainsi, les quatorze premiers bits de la coordonnée
X du point de cheminement 3 de la procédure KASEL sont transmis dans le mot B5 et le dernier bit,
dans le mot B6.
2.7.4.7.1 Vu le poids du bit de poids faible de la coordonnée de point de cheminement, il faut arrondir
la coordonnée de point de cheminement codée. Il est souhaitable d’obtenir un résultat aussi
rapproché que possible de la valeur réelle de la coordonnée de point de cheminement. Pour arrondir,
on ajoute normalement à la valeur réelle la moitié du poids du bit de poids faible puis on opère sur le
résultat une division entière. Par exemple, la coordonnée X du point de cheminement 2 de la
procédure KASEL est 6 556 m (valeur réelle). La valeur binaire codée devrait être 2 561 puisque

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Pour les nombres négatifs, le signe du bit doit être conservé tout au long du calcul.
2.7.4.8 Après la coordonnée X vient le bit « coordonnée Y suit ». Le bit correspondant serait mis à
zéro, et la coordonnée ne serait pas émise comme le montre le Tableau G-7, pour les points de
cheminement 2 et 1 de la procédure KASEL. Comme on l’indique pour le point de cheminement 3 de
la procédure KASEL, la coordonnée Y est nécessaire et est émise après le bit «coordonnée Y suit ».
2.7.4.9 En fonction du codage du bit « coordonnée Y suit », le bit « coordonnée Z suit » est codé
après les renseignements concernant la coordonnée Y. Cet élément n’a pas à être émis pour le point
de cheminement 4 de la procédure KASEL, puisque ce point précède le PFAF. Il en va de même pour
le point de cheminement 2 étant donné que la trajectoire de descente suit une pente constante entre
les points de cheminement 3 et 1. Comme on l’indique pour le point de cheminement 3 de la
procédure KASEL, la coordonnée Z est nécessaire et est émise après le bit « coordonnée Z suit ».
2.7.4.10 L’affectation de l’identificateur de segment/champ suivant se fait conformément aux

indications du Tableau A-17 de l’Appendice A. En ce qui concerne l’identificateur qui suit le point de
cheminement 2 de la procédure KASEL, la valeur 5 signifie que le prochain renseignement émis est la
hauteur du point de cheminement de seuil, suivie de l’indice du point de cheminement de la procédure
d’approche interrompue. Dans le cas de la procédure NELSO, étant donné qu’elle partage les deux
derniers points de cheminement avec la procédure KASEL, l’identificateur qui suit le point de
cheminement 3 a la valeur 3, ce qui signifie que le prochain renseignement émis est l’indice du point
de cheminement suivant. Dans ce cas, l’indice est 3, indiquant le point de cheminement 2 de la
procédure KASEL. Pour la procédure d’approche interrompue, l’identificateur est réglé à 6, indiquant
qu’il s’agit du dernier point de cheminement de la procédure. Pour la procédure SEMOR, qui concerne
la piste secondaire, l’identificateur est lui aussi mis à 6. Dans ce cas, toutefois, il indique que le
prochain renseignement émis est la distance de l’azimut virtuel au point de cheminement.
2.7.4.11 Le Tableau G-8 présente l’affectation des points de cheminement de la procédure de départ.
Les données de départ commencent au mot B36, qui est l’indicateur de procédure. Les données
concernant les points de cheminement commencent au mot B37. Les données de départ sont
affectées de la même manière que les données d’approche.
2.7.4.12 Lorsque la base de données est complètement affectée, on peut calculer les valeurs CRC au
moyen des mots B1-B39 et des autres éléments de données requis. Le Tableau G-9 indique le
résultat de ce calcul pour les données présentées comme exemple, y compris les mots de données
auxiliaires A, le mot de données de base B6 et les mots de données auxiliaires B40 et B41.

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2.8 Brouillage entre canaux adjacents
2.8.1 Cette norme a été structurée de manière que l’on obtienne une marge minimale de 5 dB pour
tenir compte des variations de la puissance apparente rayonnée au-dessus de la densité de
puissance minimale spécifiée. La spécification de brouillage correspond au cas le plus défavorable de
combinaisons de largeur de faisceau d’antenne, de cadence de données et de synchronisation du
brouillage.
3. Équipement sol
3.1 Forme du faisceau battant
3.1.1 L’enveloppe de faisceau battant d’azimut sur l’axe de pointage d’antenne et l’enveloppe de
faisceau battant de site sous l’angle de site préféré détectées par un récepteur normalisé devraient
respecter les limites stipulées pour les enveloppes de faisceau d’azimut et de site spécifiées dans la
Figure G-16 en présence de rapports S/B élevés et de multitrajets négligeables (par exemple, lors
d’un essai sur une plate-forme d’essai d’antenne). On n’attend pas nécessairement de l’équipement
la symétrie à −10 dB relativement aux performances en matière de précision.
3.2 Lobes secondaires de faisceau battant
3.2.1 Spécification de performances. Par conception, les lobes secondaires d’antenne doivent remplir
deux conditions :
1) le niveau dynamique des lobes secondaires n’empêche pas le récepteur embarqué d’acquérir et de
poursuivre le faisceau principal. Il est impossible de garantir des performances satisfaisantes si le
niveau des lobes secondaires dynamiques se maintient au-dessus de −10 dB ;
2) le niveau efficace des lobes secondaires est compatible avec le bilan des erreurs du système.
3.2.2 Le niveau efficace PESL est lié au niveau dynamique PDYN par la relation :
PESL = K x PDYN
dans laquelle K est un facteur de réduction qui dépend de la réalisation de l’antenne. Ce facteur peut
dépendre :
a) d’un diagramme de rayonnement d’élément d’antenne directionnelle de nature à réduire le niveau

du signal multitrajet dans le volume de couverture ;
b) du caractère aléatoire des lobes secondaires dynamiques.
Note. — On se soucie moins des lobes secondaires dynamiques si les mesures de leurs niveaux sont
inférieures aux niveaux efficaces spécifiés.
3.2.3 Les multitrajets latéraux causés par les lobes secondaires d’antenne d’azimut et les multitrajets
par réflexion au sol causés par les lobes secondaires d’antenne de site peuvent perturber le faisceau

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principal et causer à leur tour des erreurs d’angle. Pour s’assurer que l’erreur d due aux lobes
secondaires d’antenne se situe dans les limites des bilans des erreurs de propagation, on peut obtenir
une valeur estimée du niveau efficace nécessaire des lobes secondaires P ESL à l’aide de la relation
suivante :
Dans cette relation, PR est le coefficient de réflexion multitrajet par les obstacles, LF est la largeur de
faisceau d’antenne sol et PLD est le facteur de lissage dynamique.
Note. — En général, un PESL de –25 dB permettra de respecter le bilan des erreurs de propagation
dans un environnement de propagation complexe.
3.2.4 Le facteur de lissage dynamique dépend de la géométrie spécifique des multitrajets, de la

vitesse de l’aéronef, de la cadence de données de la fonction considérée et de la largeur de bande du
filtre de sortie. Lorsque les combinaisons de la géométrie des multitrajets et de la vitesse de l’aéronef
sont telles que la fréquence des sinuosités dues aux multitrajets est supérieure à 1,6 Hz, ce facteur de
lissage dynamique est donnée par
3.2.5 Ce facteur peut être encore plus faible aux valeurs élevées de la fréquence des sinuosités dues
aux multitrajets lorsqu’il n’y a pas de corrélation entre d’une part les distorsions du faisceau causées
par les multitrajets et de l’autre l’intervalle de temps qui sépare les balayages ALLER et RETOUR.
3.3 Diagramme de rayonnement d’antenne de site d’approche
3.3.1 S’il le faut pour limiter les effets des multitrajets, le diagramme de rayonnement horizontal de
l’antenne de site d’approche est tel que le niveau de signal baisse progressivement à mesure que l’on
s’écarte de l’axe de pointage. Dans le cas type, le rayonnement horizontal de l’antenne de site
d’approche doit baisser de 3 dB à 20° de l’axe de pointage et de 6 dB à 40° de cet axe. Il peut être
nécessaire de réduire plus ou moins le rayonnement horizontal selon les conditions effectives de
multitrajet.
3.4 Canaux d’azimut d’approche/azimut arrière
3.4.1 Lorsqu’une piste est dotée du MLS pour les deux directions d’approche, l’équipement qui n’est
pas utilisé pour l’approche peut fonctionner en tant qu’équipement d’azimut arrière. Si l’on veut
assigner un canal différent pour chacune de ces directions, les éléments d’azimut doivent
nécessairement fonctionner sur des fréquences différentes, selon le mode :azimut d’approche ou

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azimut arrière. Pour assigner des canaux, on veillera à ce que les deux fréquences soient
suffisamment rapprochées pour qu’un réglage mécanique du diagramme vertical de l’antenne
d’azimut ne soit pas nécessaire lorsque la direction d’approche est inversée.
3.4.2 La séparation entre les fréquences devrait être limitée de telle sorte que les marges de
puissance de l’émetteur indiquées au Tableau G-1 pour la fonction d’azimut arrière permettent de faire
face à la baisse de gain sur le diagramme d’azimut arrière (par rapport à la valeur optimale
d’approche).
4. Considérations d’implantation
4.1 Coïmplantation MLS/ILS
4.1.1 Antenne de site MLS
4.1.1.1 Introduction
4.1.1.1.1 En cas de coïmplantation d’une antenne de site MLS et d’un radiophare d’alignement de
descente ILS, une série de décisions devront être prises pour déterminer l’emplacement de l’antenne
de site. Des critères d’implantation ont été établis sur la base de la limitation des incidences de
l’équipement de site MLS sur le signal d’alignement de descente ILS .Ces critères, ainsi que les
considérations relatives au signal électromagnétique, les considérations opérationnelles et les
considérations relatives aux zones critiques et à la limitation des obstacles, auront des incidences sur
l’emplacement définitif de l’antenne de site.
4.1.1.1.2 L’objectif est de déterminer d’abord une zone générale d’implantation de l’antenne de site,
puis de la réduire de manière à obtenir l’emplacement optimal d’une installation particulière. Pour
atteindre cet objectif, on étudie successivement une série de facteurs et de considérations. Ce
processus de prise de décision est l’objet de l’ordinogramme de la Figure G-17. Les présents
éléments indicatifs ne sont pas destinés à constituer un manuel complet d’implantation du MLS, mais
seulement un guide supplémentaire dans les cas où le MLS doit être coïmplanté avec l’ILS.
4.1.1.1.3 Sur la Figure G-17, le numéro désigne l’une des trois géométries d’implantation : le § 4.1.1.2
se rapporte à « l’implantation de l’antenne de site entre l’antenne d’alignement de descente et la piste
», etc. Le numéro figurant dans chaque case désigne le paragraphe correspondant du texte
accompagnant la Figure G-17. Ce paragraphe donne une description plus détaillée du ou des facteurs
à prendre en considération à ce moment.
4.1.1.1.4 Les deux zones générales d’implantation de l’antenne de site sont représentées sur la
Figure G-18. Selon l’emplacement du radiophare d’alignement de descente, l’une ou l’autre des deux
zones pourra ne pas exister. De plus, pour être prises en considération, ces zones doivent déjà
répondre aux critères relatifs au signal électromagnétique.
4.1.1.2 Implantation de l’antenne de site entre l’antenne d’alignement de descente et la piste

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4.1.1.2.1 Le recul de l’antenne de site dépend de la hauteur du point de repère d’approche MLS
(ARD). Celui-ci doit répondre aux critères indiqués au § 3.11.4.9.1 du Chapitre 3. Le recul de
l’antenne de site peut être déterminé au moyen de l’équation ci-après (voir Figure G-19) :
où
toutes les distances sont exprimées en mètres ;
SB est le recul du centre de phase de l’antenne de site par rapport au seuil de piste, mesuré le long
de l’axe de piste ;
RPCH est la hauteur du centre de phase de l’antenne de site par rapport à la surface de la piste au
seuil. (Sont comprises la hauteur du centre de phase de l’antenne de site et la différence entre
l’altitude du seuil et l’altitude de l’emplacement de l’antenne de site.) ;
ARDH est la hauteur souhaitée du point de repère d’approche MLS ;
est l’alignement de descente minimal.
4.1.1.2.2 Du fait de l’emploi de coordonnées coniques et du déport de l’antenne de site par rapport à
l’axe, l’alignement de descente minimal se trouvera plus haut que le point de repère d’approche. Étant
donné la recommandation figurant au § 3.11.5.3.5.2.2 du Chapitre 3, ce déport devrait être limité par
l’équation suivante :
où :
OS est la distance du centre de phase de l’antenne de site au plan vertical passant par l’axe de piste,
ou déport (voir Figure G-19).
4.1.1.2.3 En outre, l’ARD MLS devrait coïncider à un mètre près avec le point de repère ILS, comme il
est indiqué au § 3.11.5.3.5.3 du Chapitre 3. Cette condition est exprimée sous la forme suivante :
où :

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RDH est la hauteur du point de repère ILS.
4.1.1.2.4 Pour déterminer la limite oblique de la zone 1 de la Figure G-8, il faut prendre en
considération deux facteurs. En premier lieu, l’antenne de site ne doit pas faire saillie dans la zone à
travers laquelle la zone de Fresnel de l’alignement de descente ILS se déplace au cours d’une
approche. En général, on peut remplir cette condition en implantant l’antenne de site du côté piste de
la ligne oblique joignant le mât d’antenne d’alignement de descente à l’intersection de l’axe de piste et
du seuil. La valeur de ϕdans la Figure G-18 dépend de l’emplacement du mât d’antenne
d’alignement de descente par rapport à cette intersection. En second lieu, il faut limiter la pénétration
latérale dans le diagramme de l’antenne d’alignement de descente (voir § 4.1.1.3.2). Pour cette zone
d’antenne de site, cependant, la prise en compte du second facteur est préférable mais non
indispensable.
4.1.1.2.5 Après avoir déterminé la plage acceptable d’emplacements de l’antenne de site selon les
critères ci-dessus, on détermine le déport minimal de l’antenne de site sur la base des spécifications
en matière de limitation des obstacles du RAM 07 partie 1, Chapitre 4.
4.1.1.2.6 Lorsque cela est possible, il convient de déplacer l’antenne de site de manière à limiter les
incidences de sa zone critique sur les vols. De plus, il peut être souhaitable de choisir l’emplacement
de l’antenne de site de façon que la zone critique de l’antenne de site MLS et la zone critique de
l’antenne d’alignement de descente ILS coïncident au maximum. Cette coïncidence permettra de
limiter la zone totale résultant de la combinaison de ces zones critiques. Puisqu’il est nécessaire de
l’implanter en avant de l’antenne d’alignement de descente, l’antenne de site sera normalement située
dans la zone critique de l’alignement de descente. Pour les zones critiques d’antenne de site, voir §
4.3. Pour la description de la zone critique de l’antenne d’alignement de descente, voir le Supplément
C, § 2.1.10.
4.1.1.2.7 Une fois choisi l’emplacement de l’antenne de site, il faut trouver un emplacement pour le
moniteur de site. Le signal de site doit être contrôlé de la façon indiquée au § 2.4.3. La hauteur du
moniteur extérieur dépend du contrôle incorporé de l’alignement de descente minimal et des critères
de limitation des obstacles. Les considérations suivantes pourront aider à déterminer l’emplacement
du moniteur :
a) Il est souhaitable que le moniteur extérieur soit implanté à la plus grande distance possible pour
subir le minimum d’effets en champ proche. Toutefois, il faut limiter cette distance pour éviter de
fausses alertes dues à des véhicules et aéronefs circulant entre le moniteur extérieur et l’antenne.
b) Il est souhaitable de limiter le blocage et la distorsion du signal de site par le moniteur dans la zone
d’approche finale .On peut y parvenir si l’emplacement du moniteur est décalé de 30° maximum par
rapport à l’axe de pointage de l’antenne de site et à des distances allant de 40 m (130 ft) à 80 m (260
ft) selon le modèle d’équipement utilisé.

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c) Il faut limiter le décalage du moniteur extérieur par rapport à l’axe de pointage de l’antenne, afin de
maintenir la sensibilité appropriée de ce moniteur à la stabilité mécanique. Ce décalage ne devrait pas
dépasser 30° par rapport à l’axe de pointage de l’antenne de site.
d) Le moniteur extérieur de site sera implanté de manière à ne pas affecter le moniteur extérieur
d’alignement de descente ILS ou à ne pas être affecté par ce dernier.
4.1.1.3 Déport de l’antenne de site supérieur à celui de l’antenne d’alignement de descente
4.1.1.3.1 Lorsque l’antenne de site est implantée à une distance comprise entre 130 m (430 ft) et 180
m (590 ft) de l’axe de piste, l’effet conique sur la hauteur réalisée du point de repère d’approche
devient plus marqué. Selon l’installation, le recul de l’antenne de site devra peut-être être modifié pour
répondre aux critères exposés aux § 4.1.1.2.1, 4.1.1.2.2 et 4.1.1.2.3.
4.1.1.3.2 Lorsque l’antenne de site est implantée plus loin de l’axe de piste que l’antenne d’alignement
de descente déjà en place, elle ne devrait pas pénétrer dans le diagramme latéral de l’alignement de
descente. La valeur de Ф dans la Figure G-18, dépend du type d’antenne d’alignement de descente
déjà en place et des caractéristiques physiques de l’équipement de site. D’une manière générale,
«Ф» correspond au point −10 dB du diagramme latéral de l’antenne d’alignement de descente .Pour
être moins strict, on pourrait remplacer la valeur −10 dB par la valeur −4 dB, en particulier pour les
antennes d’alignement de descente à effet de capture, sous réserve de vérification de la qualité du
signal d’alignement de descente.
4.1.1.3.3 Après avoir déterminé la plage acceptable d’emplacements de l’antenne de site selon les
critères ci-dessus, on devra peut-être limiter davantage l’emplacement de l’antenne de site pour
respecter les spécifications du RAM 07 partie 1sur la limitation des obstacles et en particulier les
critères de séparation entre voie de circulation et obstacles.
4.1.1.4 Solutions possibles
4.1.1.4.1 Si la coïmplantation de l’antenne de site et de l’antenne d’alignement de descente n’est pas

facile, une autre solution consiste à implanter l’antenne de site du côté opposé de la piste.
4.1.2 Antenne d’azimut MLS
4.1.2.1 Introduction
4.1.2.1.1 En cas de coïmplantation de l’antenne d’azimut MLS et du radiophare d’alignement de piste

ILS, une série de décisions devront être prises pour déterminer l’emplacement de l’antenne d’azimut.
Des critères d’implantation ont été élaborés sur la base de la limitation des incidences que
l’équipement d’azimut MLS et le signal d’alignement de piste ILS exercent l’un sur l’autre. Ces
critères, ainsi que les considérations relatives au signal électromagnétique, les considérations
opérationnelles et les considérations relatives aux zones critiques et à la limitation des obstacles,
auront des incidences sur l’emplacement définitif de l’antenne d’azimut. Comme la présence d’une

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piste bombée ou d’un dispositif lumineux d’approche peut exiger que la hauteur du centre de phase
(PCH) de l’antenne d’azimut soit augmentée, il faut tenir compte de ces facteurs pour appliquer
n’importe lequel des critères suivants.
4.1.2.1.2 L’objectif est de déterminer d’abord une zone générale d’implantation de l’antenne d’azimut,
puis de la réduire de manière à obtenir l’emplacement optimal d’une installation particulière. Pour
atteindre cet objectif, on étudie successivement une série de considérations, selon l’ordinogramme de
la Figure G-20.
4.1.2.1.3 Sur la Figure G-20, le numéro désigne l’une des quatre géométries d’implantation : le §
4.1.2.2 se rapporte à « l’implantation de l’antenne d’azimut en avant de l’antenne d’alignement de
piste », etc. Le numéro figurant dans chaque case désigne le paragraphe du texte accompagnant la
Figure G-20. Ce paragraphe donne une description plus détaillée des facteurs à prendre en
considération à ce moment.
4.1.2.1.4 Les zones générales d’implantation de l’antenne d’azimut sont indiquées sur la Figure G-21.
4.1.2.2 Implantation de l’antenne d’azimut en avant de l’antenne d’alignement de piste
4.1.2.2.1 L’antenne d’azimut sera implantée de façon systématique dans l’axe de l’alignement de
piste, au minimum à 30 m (100 ft) en avant de l’antenne d’alignement de piste. La distance maximale
(variable « X » sur la Figure G-21) est déterminée par l’obligation de respecter les spécifications du
RANT 14 sur la limitation des obstacles en ce qui concerne à la fois l’antenne d’azimut et le moniteur
d’azimut. C’est l’emplacement ainsi déterminé qui sera retenu de préférence pour l’antenne d’azimut.
Toutefois, des facteurs tels que la présence d’un moniteur en champ proche d’alignement de piste
peuvent obliger à disposer l’antenne d’azimut ailleurs. L’antenne d’azimut ne peut pas être implantée
de manière à empêcher le moniteur extérieur d’alignement de piste de « voir » l’antenne d’alignement
de piste. Comme la station d’azimut peut empêcher le moniteur de voir le point de vérification ILS au
sol, il sera peut-être nécessaire de réévaluer la position de ces points de vérification.
4.1.2.2.2 Il est souhaitable, chaque fois que cela est possible, de coïmplanter l’antenne DME/P et
l’antenne d’azimut. Cependant, si cette coïmplantation est impossible parce qu’elle ne permettrait pas
de respecter les spécifications sur la limitation des obstacles, on peut envisager soit un déport du
DME/P, soit une autre configuration de coïmplantation (voir le Supplément C, § 7.1.6 et Section 5 ci-
dessous).
4.1.2.2.3 Lorsque cela est possible, l’antenne d’azimut peut être déplacée pour limiter les incidences
de la zone critique d’antenne d’azimut sur les vols. De plus, il peut être souhaitable de faire coïncider
au maximum la zone critique de l’antenne d’azimut et la zone critique du radiophare d’alignement de
piste. Comme il faut disposer l’antenne d’azimut tout près de l’antenne d’alignement de piste, l’une de
ces antennes devra se trouver dans la zone critique de l’autre. Pour la zone critique de l’antenne

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d’azimut, voir § 4.3. Pour les zones critiques du radiophare d’alignement de piste, voir le Supplément
C, § 2.1.10.
4.1.2.2.4 Après avoir déterminé un emplacement approprié pour l’antenne d’azimut, il faudra trouver
un emplacement pour son moniteur extérieur. L’antenne d’azimut devrait être contrôlée de la manière
indiquée au § 2.3.5. L’emplacement préféré du moniteur extérieur se trouve dans le prolongement de
l’axe de piste. Cependant, le support du moniteur peut être une source de dégradation du signal
d’azimut. Par conséquent, si l’emplacement de ce moniteur cause une dégradation inacceptable du
signal ou rend le contrôle peu satisfaisant du fait de la présence du dispositif lumineux, du radiophare
d’alignement de piste ILS, etc., un autre emplacement peut être souhaitable. Cette seconde solution
n’est recommandée que si un contrôle incorporé de la radiale d’approche peut être assuré. Les
considérations suivantes pourront aider à déterminer l’emplacement du moniteur :
a) Il est souhaitable que le moniteur extérieur soit implanté à la plus grande distance possible pour
subir le minimum d’effets en champ proche. Toutefois, il faut limiter cette distance afin d’éviter de
fausses alertes dues à des véhicules et aéronefs circulant entre le moniteur et l’antenne d’azimut.
b) Il est souhaitable de limiter le blocage et la distorsion du signal d’azimut par le moniteur extérieur
dans la zone finale. Le moniteur extérieur devrait être implanté aussi bas que possible au-dessous du
centre de phase de l’antenne d’azimut.
c) Il faudrait limiter le décalage du moniteur extérieur par rapport à l’axe de pointage de l’antenne afin
de maintenir la sensibilité de ce moniteur à la stabilité mécanique.
d) Le moniteur extérieur d’azimut devrait être implanté de manière à ne pas affecter le moniteur
d’alignement de piste ou à ne pas être affecté par ce dernier.
4.1.2.3 Implantation de l’antenne d’azimut en arrière du radiophare d’alignement de piste ILS
4.1.2.3.1 La distance entre le radiophare d’alignement de piste et l’antenne d’azimut MLS dépendra
des spécifications relatives à la limitation des obstacles, du terrain disponible, de l’existence d’un
alignement de piste arrière et de l’intérêt d’une coïmplantation de l’antenne DME/P et de l’antenne
d’azimut. Si un alignement de piste arrière est utilisé, il est recommandé de prévoir une distance d’au
moins 30 m (100 ft) entre l’antenne d’azimut et l’antenne d’alignement de piste, et l’antenne d’azimut
doit être implantée dans l’axe de l’alignement de piste de manière que son plan vertical de symétrie
continue cet axe. Pour les antennes d’alignement de piste caractérisées par un rapport élevé de
puissance avant-arrière on pourrait prévoir une séparation de moins de 30 m (100 ft). Une fois que
l’on connaît la distance entre les antennes d’azimut et d’alignement de piste, on peut utiliser la Figure
G-22 pour déterminer la hauteur du centre de phase de l’aérien d’azimut par rapport à l’aérien
d’alignement de piste. Pour que les erreurs de guidage en azimut causées par la dispersion des
signaux par l’antenne d’alignement de piste ILS demeurent sans conséquence (≤0,03°) dans
l’ensemble du volume de couverture en azimut, on choisit généralement le point « W » (Figure G-22)

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pour déterminer la valeur de la variable « X » de la Figure G-22. Si le choix de ce point entraîne une
implantation d’antenne d’azimut qui n’est pas conforme aux exigences en matière de limitation des
obstacles ou la construction impossible d’un mât, on peut envisager les mesures suivantes :
a) Sachant précisément de quel équipement d’alignement de piste et d’azimut il s’agit, on peut

effectuer une analyse pour déterminer la hauteur du centre de phase de l’antenne d’azimut. En
général, il est recommandé que cette hauteur soit telle que les erreurs dues à la dispersion du signal
par l’antenne d’alignement de piste soient limitées à 0,03°. Cependant, il se peut que cette erreur
admissible doive être augmentée compte tenu d’erreurs d’origines différentes telles que des erreurs
d’équipement sol et embarqué, des réflexions dans les lobes secondaires par des bâtiments, des
réflexions par le sol et des erreurs causées par des aéronefs perturbateurs (voir Tableau G-10).
b) On peut choisir un point sur la ligne W – W N (Figure G-22) pour déterminer la valeur de la variable «
X ». Il est préférable que le point choisi se trouve aussi près que possible du point « W », et il faut qu’il
soit acceptable au point de vue exploitation pour la procédure considérée. Étant donné que l’erreur
admissible ayant servi à élaborer ce critère ne représente qu’une faible partie du bilan total d’erreurs
de propagation, le signal d’azimut satisfera aux exigences en matière de précision aux endroits situés
au-dessous du plan horizontal qui contient le point choisi et le centre de phase de l’antenne d’azimut.
Le point jusqu’auquel existe un signal d’azimut acceptable le long de la pente de descente minimale
peut être déterminé par des mesures en vol.
4.1.2.3.2 Si un moniteur en champ proche d’alignement de piste se trouve dans le prolongement de

l’axe de piste, il faudra peut-être faire varier la hauteur du centre de phase (PCH) de l’antenne
d’azimut ou la hauteur de ce moniteur pour limiter les effets du support du moniteur sur le signal
d’azimut. Cependant, tant que le support du moniteur se trouve à la même hauteur que les éléments
d’antenne d’alignement de piste ou plus bas, il ne faudra probablement aucun autre changement du
fait de la présence de ce support.
4.1.2.4 Intégration des antennes d’azimut et d’alignement de piste
4.1.2.4.1 Antenne d’azimut disposée sous l’aérien d’alignement de piste
4.1.2.4.1.1 On commence par déterminer la hauteur du plan de limitation des obstacles à

l’emplacement de l’aérien d’alignement de piste. La distance entre le sol et le plan de limitation des
obstacles en ce point devrait être au moins égale à la hauteur de l’antenne d’azimut, socle compris,
plus la distance verticale nécessaire entre le sommet de l’antenne d’azimut et les éléments d’antenne
d’alignement de piste. Si cette distance totale n’est pas respectée, il faut envisager une autre
configuration de coïmplantation.
4.1.2.4.1.2 Selon les résultats d’essais effectués à l’aide d’une antenne log-périodique d’alignement
de piste composée de 24 éléments, la séparation verticale entre le sommet de l’antenne d’azimut et la
base des éléments de l’antenne d’alignement de piste doit être d’au moins 0,5 m (1,6 ft), une

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séparation supérieure à 0,7 m (2,3 ft) étant préférée. Pour les radiophares d’alignement de piste
comportant des éléments à couplage relativement plus élevé, une plus grande séparation verticale est
préférable.
4.1.2.4.2 Antenne d’azimut disposée à l’intérieur de l’aérien d’alignement de piste
4.1.2.4.2.1 Dans cette configuration, il n’est peut-être pas nécessaire de considérer la hauteur de la
surface de limitation des obstacles puisque l’antenne d’azimut est habituellement plus basse que
l’antenne d’alignement de piste déjà en place. Pour intégrer l’antenne d’azimut, il faut apporter sur
place à l’antenne d’alignement de piste certaines modifications qui peuvent influencer le signal
électromagnétique d’alignement de piste. Cependant, les effets dépendent beaucoup du type de
radiophare d’alignement de piste.
4.1.2.4.2.2 Selon des résultats expérimentaux recueillis à l’aide d’un radiophare à double fréquence et
à antennes doublets, de légères modifications apportées sur place à l’antenne d’alignement de piste
permettent de compenser ces effets. La faisabilité de cette intégration doit être confirmée pour chaque
type de radiophare d’alignement de piste.
4.1.2.4.3 S’il existe un moniteur en champ proche ILS, il faut déterminer l’augmentation de la hauteur
du centre de phase de l’antenne d’azimut, ou la diminution de la hauteur du moniteur d’alignement de
piste, qui est nécessaire pour limiter les effets du support du moniteur sur le signal d’azimut. En
général, on peut obtenir des résultats satisfaisants en implantant le centre de phase de l’antenne
d’azimut à 0,3 m (1 ft) environ au-dessus du support du moniteur. La valeur exacte dépend de la
conception et de l’emplacement du moniteur d’alignement de piste.
4.1.2.5 Azimut décalé
4.1.2.5.1 Sur certains emplacements où l’ILS et le MLS doivent être coïmplantés, il peut être
impossible, pour des raisons matérielles, d’implanter l’antenne d’azimut MLS en avant ou en arrière
de l’antenne d’alignement de piste ILS ou d’intégrer ces deux antennes. Une solution avantageuse
serait alors de décaler les antennes MLS et DME/P. L’information d’implantation faisant partie des
données auxiliaires permettrait de calculer à bord une approche axiale MLS. Les minimums utilisables
devraient tenir compte de l’intégrité réalisable de l’équipement combiné intervenant dans le calcul.
4.1.2.5.2 Dans cette configuration de coïmplantation, l’implantation préférée consiste à disposer le

radome de l’antenne d’azimut dans le plan de l’aérien d’alignement de piste (zone 1 dans la Figure G-
21). Il est recommandé de ménager une distance minimum de 3 m (10 ft) entre l’équipement d’azimut
et l’élément extrême de l’aérien d’alignement de piste.
4.1.2.5.3 S’il n’est pas possible dans la pratique de disposer l’antenne d’azimut par le travers du
radiophare d’alignement de piste, on peut l’implanter en arrière du plan de l’aérien d’alignement de
piste (zone 2 dans la Figure G-21). Le décalage de l’antenne d’azimut doit garantir une distance d’au

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moins 3 m (10 ft) et empêcher l’aérien d’alignement de piste de faire saillie dans la zone de guidage
proportionnel en azimut.
4.1.2.5.4 S’il faut disposer l’antenne d’azimut en avant du plan de l’aérien d’alignement de piste, il
peut y avoir dégradation du signal d’alignement de piste. La zone où l’équipement d’azimut exercera
probablement le moins d’effet sur le signal d’alignement de piste est dénommée « zone 3 » dans la
Figure G-21. On peut vérifier l’emplacement de l’antenne d’azimut à l’aide d’une maquette de
l’équipement d’azimut.
4.2 Implantation du MLS à l’intérieur d’un dispositif lumineux d’approche
4.2.1 La présence d’un dispositif lumineux d’approche destiné à l’approche dans le sens opposé aura
des incidences sur l’implantation de l’antenne d’azimut MLS. Une implantation correcte exige que l’on
tienne compte de la couverture nécessaire (voir § 2.3.2), de la nécessité d’éviter de bloquer les
faisceaux lumineux, de la limitation des obstacles et des réflexions multiples du signal d’azimut sur les
structures des feux.
4.2.2 Ces critères sont applicables à des installations types dans lesquelles les feux d’approche sont
pratiquement à la même hauteur ou de plus en plus haut à mesure que l’on s’éloigne de la piste.
4.2.3 Les éléments indicatifs ci-dessous s’appliquent à l’implantation du MLS à l’intérieur d’un
dispositif lumineux existant. Il peut être plus pratique d’employer des feux dont la structure n’influe pas
sur le signal électromagnétique, si on peut s’en procurer.
4.2.4 S’il n’est pas possible ou pratique d’implanter une antenne d’azimut MLS dans le prolongement
de l’axe de piste à 60 m (200 ft) au-delà de la barre extérieure du dispositif lumineux d’approche, cette
antenne pourra être disposée à l’intérieur du couloir lumineux, pourvu que les critères ci-après soient
respectés :
a) Dans le plan horizontal, l’antenne devrait être disposée dans le prolongement de l’axe de piste, à
300 m au moins de l’extrémité aval de piste et aussi loin que possible du feu le plus proche dans la
direction de l’extrémité aval de piste.(De ce fait, le dos de l’équipement d’azimut est placé contre un
feu.)
b) La station d’azimut doit être implantée de manière que soit limité le masquage des feux, en
particulier dans les limites de la hauteur de décision. La station d’azimut ne devrait masquer aucun feu
autre que des feux centraux de barre transversale ou de barrette axiale le RAM 07 partie 1 donne des
indications supplémentaires).
4.2.4.1 Si l’intervalle entre feux adjacents est de 30 m (100 ft) au minimum, le centre de phase devrait
se trouver à 0,3 m (1 ft) au minimum au-dessus de la ligne axiale lumineuse du feu le plus proche
dans la direction de l’extrémité aval de piste. Cette hauteur pourrait être ramenée à 0,15 m (0,5 ft) au

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besoin si autrement le site ne pose pas de problèmes importants de multitrajets. Cela peut exiger
l’emploi d’une station d’azimut surélevée.
4.2.4.2 Si l’intervalle entre feux adjacents est inférieur à 30 m (100 ft), le centre de phase devrait se
trouver à 0,6 m (2 ft) au minimum au-dessus de la ligne axiale lumineuse du feu le plus proche dans la
direction de l’extrémité aval de piste.
4.3 Zones critiques et sensibles
4.3.1 Les signaux MLS sont brouillés ou non selon les conditions de réflexion et de masquage qui
existent autour des antennes MLS, et aussi selon la largeur de faisceau d’antenne. On considère que
les véhicules et les objets fixes se trouvant à moins de 1,7 largeur de faisceau de l’emplacement du
récepteur sont dans la zone « intrafaisceau » ; les signaux de guidage MLS subit du fait de ces
véhicules et objets fixes du brouillage par multitrajets dans le lobe principal. Dans le cas type, les
largeurs de faisceau de l’équipement sol sont fixées de manière qu’il n’y ait pas de réflexion
intrafaisceau en azimut le long de l’alignement d’approche finale et pas de multitrajets intrafaisceau en
site le long des alignements de descente officiels. Cependant, des objets mobiles peuvent, en
pénétrant dans les zones de multitrajets intrafaisceau, causer des réflexions gênantes des signaux de
guidage ou masquer ces signaux à tel point que ceux-ci deviennent inacceptables. Les zones dans
lesquelles des véhicules peuvent causer de telles dégradations des performances doivent être
définies et reconnues. Pour élaborer des critères de zonage protectif, il est possible de répartir ces
zones dans deux catégories : les zones critiques et les zones sensibles.
a) La zone critique MLS est une zone de dimensions définies de part et d’autre des antennes d’azimut
et de site, dans laquelle la présence de véhicules, aéronefs compris, est exclue pendant toutes les
opérations MLS. La zone critique est protégée parce que la présence de véhicules ou d’aéronefs dans
ses limites cause des perturbations inacceptables des signaux de guidage.
b) La zone sensible MLS est une zone s’étendant au-delà de la zone critique et dans laquelle on
réglemente le stationnement ou les mouvements des véhicules, aéronefs compris, pour qu’il n’y ait
aucune possibilité de brouillage inacceptable des signaux MLS pendant les opérations MLS. La zone
sensible assure une protection contre le brouillage par de gros objets qui se trouvent hors de la zone
critique mais encore normalement dans les limites de l’aérodrome.
Note 1. — Dans les cas où le brouillage des signaux ne peut se produire qu’à une certaine hauteur
au-dessus du sol, on emploie les termes « volume critique » et « volume sensible ».
Note 2. — On définit des zones critiques et sensibles pour assurer une protection adéquate des
signaux de guidage MLS. Ces termes sont utilisés différemment par les États. Dans certains d’entre
eux, le terme « zone critique » désigne aussi la zone appelée « zone sensible » dans le présent
supplément.

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4.3.2 On trouvera dans les Figures G-23 et G-24 des exemples types de zones critiques et sensibles
à protéger. Les valeurs numériques indiquées dans les tableaux des Figures G-23 et G-24
s’appliquent dans le cas de procédures d’approche telles que l’angle de site mesure 3° minimum.
Pour garantir la qualité du signal, il est nécessaire, normalement, d’interdire l’entrée de tous les
véhicules et la circulation au sol ou le stationnement d’aéronefs dans cette zone pendant toutes les
opérations MLS. La zone critique déterminée pour chaque antenne d’azimut et de site devrait être
clairement désignée. Il faut peut-être prévoir des moyens de signalisation appropriés sur les voies de
circulation et sur les voies routières qui pénètrent dans la zone critique afin de limiter l’entrée des
véhicules et aéronefs.
4.3.3 On peut avoir recours à la technique de modélisation par ordinateur pour calculer l’amplitude et
la durée des perturbations du signal causées par des structures ou des aéronefs de dimensions
diverses, différemment orientés et se trouvant à différents emplacements. Dans le cas type, pour
utiliser un tel modèle on a besoin de connaître les paramètres suivants : largeurs de faisceau
d’antenne et dimensions, emplacement et orientation des objets réfléchissants ou masquants. En
tenant compte de la dégradation multitrajets maximum admissible du signal due à des aéronefs
présents au sol, on peut déterminer les zones critiques et sensibles correspondantes. Cette méthode
a permis d’élaborer les Figures G-23 et G-24 après validation de modèles informatiques comprenant
des comparaisons, en des points choisis, des résultats calculés avec des données effectivement
recueillies sur le terrain et en vol sur le brouillage des signaux de guidage MLS par des aéronefs en
stationnement.
4.3.4 Il suffit en général de contrôler les zones critiques et de désigner des zones sensibles sur
l’aérodrome pour protéger les signaux MLS contre les multitrajets causés par de grandes structures
fixes au sol. Cela est particulièrement important si l’on considère les dimensions des nouvelles
constructions. Les structures existant hors des limites de l’aérodrome ne nuisent généralement pas à
la qualité du signal MLS tant qu’elles répondent aux critères de limitation des obstacles.
4.3.5 La limite de la zone protégée (zone critique et zone sensible combinées) est définie de manière
que le brouillage causé par des aéronefs et des véhicules se trouvant au dehors ne cause pas
d’erreurs dépassant les valeurs admissibles types fixées pour les effets de propagation. Pour la
protection des profils d’approche axiale, les erreurs admissibles qu’indiquent les Tableaux G-10 et G-
11 pour un milieu de propagation « propre » et un milieu « complexe » se calculent comme suit. Les
erreurs admissibles de l’équipement sont soustraites (selon la méthode de la racine carrée de la
somme des carrées, ou RSS) des limites d’erreurs du système au point de repère d’approche (ARD)
et le reste du bilan d’erreurs peut être attribué aux anomalies de propagation. Il est tenu compte de la
réflexion par le sol aux emplacements propres comme aux emplacements complexes, tandis qu’en
milieu complexe une marge est prévue pour tenir compte de causes supplémentaires d’erreurs telles
que des vibrations de la structure sur laquelle repose le MLS, des signaux résultant de la diffraction

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causée par exemple par les feux et supports de feux d’approche (ALS) ou des réflexions latérales plus
intenses. Enfin, on dispose de 70 % du reste pour définir la limite de la zone protégée. On dispose
donc du reste des erreurs pour définir les limites de la zone protégée pour les cas extrêmes d’un
milieu de propagation très propre où il n’y a que des réflexions par le sol et d’un milieu très complexe
où existent plusieurs causes importantes d’erreurs de propagation.
4.3.6 Les zones critiques MLS sont moins étendues que les zones critiques ILS. Lorsque les antennes
MLS sont disposées très près des antennes ILS, dans la plupart des cas les zones critiques ILS
protègent le MLS pour des trajectoires d’approche semblables.
Note. — Il est possible de réduire l’étendue des zones critiques et sensibles MLS en faisant des
mesures ou une analyse dans lesquelles intervient le milieu précis en question. Il est recommandé
que des échantillons soient prélevés au moins tous les 15 m (50 ft).
4.3.7 Azimut. Pour une antenne d’azimut servant à une approche dans l’axe suivant l’azimut zéro
degré, la zone critique doit être la zone comprise entre l’antenne d’azimut et l’extrémité aval de la
piste. La zone sensible que représente la Figure G-23A assure une protection supplémentaire du
signal pendant les opérations d’atterrissage par faible visibilité. En général, la zone sensible d’azimut
se trouve dans les limites de la piste, de sorte qu’il est possible de réglementer adéquatement
l’ensemble de la circulation pour éviter tout brouillage inacceptable des signaux MLS. Pour déterminer
les longueurs de la zone sensible qu’indique le Tableau G-12A, on a admis que l’avion de type B-727
(ou B-747) qui vient d’atterrir a dégagé la piste avant que l’avion qui s’apprête à atterrir ne parvienne à
90 m (300 ft) [ou 180 m (600 ft) pour un B-747] de hauteur. Cette hypothèse résulte des facteurs
suivants :
a) séparation de 5,6 km (3 NM) derrière les aéronefs de dimensions comparables à celles du B-747 ;
b) séparation de 3,7 km (2 NM) derrière les aéronefs de dimensions comparables à celles du B-727 ;
c) temps d’occupation de la piste par l’avion qui vient d’atterrir : 30 secondes ;
d) vitesse de l’aéronef en cours d’approche : environ 220 km/h (2 NM/min).
4.3.7.1 Il est nécessaire de protéger une zone sensible supplémentaire pour l’équipement d’azimut
d’approche assurant le guidage des aéronefs à la surface de la piste. Étant donné la faible densité de
puissance reçue par un aéronef au sol dont l’antenne de réception est à la limite inférieure de la
couverture, la densité de puissance relative du faisceau d’azimut diffracté par le fin bord de fuite d’un
aéronef qui quitte une piste ou s’en approche peut être importante et créer des effets de multitrajets
intrafaisceau. Les surfaces types à l’intérieur desquelles une dérive d’avion ne devrait pas pénétrer
sont décrites à la Figure G-23B. Il y a des secteurs angulaires commençant à l’antenne d’azimut avec
une demi-largeur de 1,7 largeur de faisceau centrée sur l’axe d’une piste. La demi-largeur se limite à
la valeur donnée au Tableau G-12E pour un centre de phase d’antenne d’azimut à 1,4 m au-dessus

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d’une piste plane. Si la densité de puissance reçue au sol est différente de ce qui est escompté de la
propagation au-dessus d’un terrain plat, certaines corrections doivent être appliquées. Il a été
déterminé par exemple que si la densité de puissance réelle à 2,5 m au-dessus de la piste est
supérieure de 6 dB (par exemple, parce que le centre de phase de l’antenne d’azimut est deux fois
plus haut), la demi-largeur de la zone sensible peut être réduite de 6 m (ou augmentée si la densité de
puissance est inférieure de 6 dB).
4.3.7.2 Pour une antenne d’azimut servant à une approche décalée, les zones critiques et sensibles
dépendront de l’emplacement de l’antenne d’azimut et de l’orientation de la route d’approche par
rapport à l’azimut zéro degré. La zone critique s’étend sur 300 m (1 000 ft) minimum devant l’antenne
d’azimut. Pour éviter tout masquage pendant les opérations d’atterrissage, une zone sensible doit
assurer une protection supplémentaire. Le Tableau G-12B indique la longueur de la zone sensible
pour une installation d’azimut déportée. Lorsqu’une procédure est exécutée suivant un azimut autre
que l’azimut zéro degré, la projection horizontale doit tenir compte de l’étalement du faisceau. La
Figure G-25 représente des exemples types.
Note. — Les présents éléments indicatifs s’appliquent également à une antenne d’azimut remplissant
la fonction d’azimut arrière.
4.3.7.2 Zones critiques et sensibles pour la procédure d’approche axiale calculée. La Figure G-26
donne une idée générale de la zone à protéger des mouvements incontrôlés de véhicules et
d’aéronefs au sol. La forme exacte de cette zone dépend de l’emplacement de l’antenne d’azimut, de
la distance de l’antenne d’azimut au seuil, de la hauteur de décision, du type d’aéronef évoluant à
proximité de l’installation, et de l’environnement multitrajets.
4.3.7.2.1 Pour déterminer la zone à protéger, il convient de procéder comme suit :
a) déterminer la direction du segment de droite AG (Figure G-26) qui relie l’antenne d’azimut (point A)
au point le plus proche de la piste où le guidage est nécessaire (point G) ;
b) situer le point C, sur le segment de droite AG, à une distance de l’antenne d’azimut que l’on tire du
Tableau G-12C ou G-12D en partant de la distance de l’antenne d’azimut au seuil, de la taille du plus
gros aéronef se trouvant au sol et de la hauteur du point G sur l’alignement de descente minimal ;
c) tracer le segment de droite AB de même longueur que le segment de droite AC, donner à l’angle
formé par ces deux segments de droite une valeur correspondant aux multitrajets intrafaisceau (1,7
largeur de faisceau) et une valeur admissible de l’écart par rapport à la trajectoire de vol, qui tient
compte des écarts que l’aéronef en cours d’approche commet par rapport à la route d’approche
nominale ;
d) déterminer la direction du segment de droite AF mené de l’antenne d’azimut au point F à 300 m (1

000 ft) de hauteur sur l’alignement de descente minimal ;

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e) déterminer la direction du segment de droite AD qui fait avec AF un angle égal à 1,7 largeur de
faisceau ;
f) tirer du Tableau G-12C ou G-12D la longueur du segment de droite AD en partant de la hauteur du

point F ;
g) protéger la zone délimitée par le polygone ABCD.
4.3.7.2.2 En général, les parties du polygone ABCD de la Figure G-26 qui sont situées à moins de 300
m (1 000 ft) ou 600 m (2 000 ft) au minimum de l’antenne d’azimut doivent être les zones critiques
respectivement en cas d’exploitation d’aéronefs de dimensions comparables à celles du B-727 et en
cas d’exploitation d’aéronefs de dimensions comparables à celles du B-747. Le reste du polygone doit
être une zone sensible. Dans la mesure du possible, l’antenne d’azimut doit être déportée sur le côté
de la piste, à l’opposé des voies de circulation en service. Dans le cas d’installations telles que
l’antenne d’azimut est reculée de moins de 300 m (1 000 ft) ou située en avant de l’extrémité aval de
piste, une analyse détaillée et l’étude du plan de l’aéroport permettront peut-être de réduire la zone à
protéger.
4.3.7.3 Zones critiques et sensibles pour les procédures MLS/RNAV. Pour les procédures d’approche
MLS/RNAV, il faut étendre les zones critiques et sensibles en vue de la protection contre les
multitrajets intrafaisceau dans les secteurs utilisés. Les zones étendues protègent des procédures
d’approche que l’ILS ne permet pas. La longueur de la zone à protéger dépend de la surface de
hauteur minimum en exploitation, tirée du Tableau G-13. La Figure G-27 contient des renseignements
servant à déterminer la zone à protéger. Pour une vaste gamme de profils, la simulation indique que,
là où sont utilisés des aéronefs de dimensions comparables à celles du B-727, une protection
adéquate sera assurée si les 300 premiers mètres (1 000 premiers pieds) de la zone protégée
constituent une zone critique et le reste une zone sensible. Pour les aéronefs de dimensions
comparables à celles du B-747, on considère les 600 premiers mètres (2 000 premiers pieds). Pour
des profils d’approche plus hauts, la longueur tirée du Tableau G-13 ou de la relation qui
l’accompagne peut être inférieure ; dans ce cas la zone étendue tout entière doit être une zone
critique. On pourra se montrer encore plus souple en procédant à une analyse dans laquelle
interviennent le profil d’approche particulier et l’environnement aéroportuaire.
4.3.8 Site. La zone critique de site à protéger résulte du volume critique indiqué dans la Figure G-24.
Normalement, aucune zone sensible n’est définie pour l’antenne de site. Comme la limite inférieure du
volume critique se trouve normalement nettement au-dessus du niveau du sol, les aéronefs peuvent
attendre près de l’antenne de site tant qu’ils ne font pas saillie au-dessus de cette limite inférieure.
4.3.8.1 En cas d’implantation normale d’une antenne de site de 1,0° de largeur de faisceau sur un
terrain plat, le fuselage de la plupart des types d’aéronefs n’atteint pas la limite inférieure du volume
critique indiqué dans la Figure G-24.

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4.3.8.2 Pour une antenne de site de 1,5° de largeur de faisceau, on peut tolérer que le fuselage d’un
aéronef fasse saillie dans une certaine mesure au-dessus de la limite inférieure du volume critique
indiqué dans la Figure G-24 si l’on définit comme volume sensible la partie inférieure du volume
critique comprise entre 1,5° et 1,7 largeur de faisceau au-dessous de l’alignement de descente
minimal. Aux emplacements où les tolérances sont bien respectées, les aéronefs peuvent attendre
devant l’antenne pourvu :
a) que l’angle qui sépare l’alignement de descente du sommet du fuselage de l’aéronef mesure 1,5°
minimum ;
b) que la dérive de l’aéronef ne fasse pas saillie au-dessus de la limite inférieure du volume critique ;
c) que le fuselage soit orienté perpendiculairement à l’axe.
4.3.8.3 Pour les procédures MLS/RNAV, il faut étendre la projection horizontale de la zone critique de
site pour garantir la qualité du signal de site le long de la route d’approche nominale (Figure G-28).
Les zones étendues protègent des procédures d’approche que l’ILS ne permet pas. Les
caractéristiques de la projection verticale (Figure G-24) restent inchangées, et on remarquera que la
limite inférieure est rapportée à la route d’approche nominale. Les présents éléments indicatifs
s’appliquent à une vaste gamme de profils. On pourra se montrer encore plus souple en procédant à
une analyse dans laquelle interviennent le profil d’approche particulier et l’environnement
aéroportuaire.
5. Aspects opérationnels de l’implantation de l’équipement sol DME
5.1 Toutes les fois que cela sera possible, l’équipement DME devrait indiquer au pilote la distance de
l’aéronef au point de toucher des roues pour répondre aux besoins opérationnels actuels.
5.1.1 Lorsqu’un DME/P est mis en place en même temps que le MLS, l’équipement embarqué peut
déterminer la distance de l’aéronef au point d’origine MLS d’après les coordonnées comprises dans
les données MLS. Le DME/P devrait indiquer la distance de l’aéronef à son emplacement.
6. Rapports mutuels entre le moniteur et les mesures de commande de l’équipement sol
6.1 Les rapports sont jugés nécessaires pour garantir que les aéronefs ne recevront pas de guidage
incomplet qui puisse compromettre la sécurité, mais continueront néanmoins de recevoir un guidage
valide qui peut être utilisé en sécurité au cas où certaines fonctions ne seraient plus assurées.
Note. — Les rapports mutuels entre le moniteur et les mesures de commande de l’équipement sol
sont présentés dans le Tableau G-14.

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7. Équipement embarqué
7.1 Généralités
7.1.1 Les paramètres et tolérances d’équipement embarqué qui figurent dans la présente section
doivent permettre d’interpréter les normes du Chapitre 3, § 3.11, et tiennent compte comme il
convient:
a) des variations des paramètres de l’équipement sol dans les limites définies au Chapitre 3, § 3.11 ;
b) des manœuvres, vitesses et assiettes normales des aéronefs à l’intérieur du volume de couverture.
Note 1. — L’équipement embarqué comprend les antennes de bord, le récepteur embarqué,

l’interface avec le pilote et les interconnexions nécessaires.
Note 2. — L’Organisation européenne pour l’équipement électronique de l’aviation civile (EUROCAE)

et la Radio Technical Commission for Aeronautics (RTCA) ont procédé à la mise au point et à la
coordination de « spécifications de performances minimales » détaillées pour l’avionique MLS. L’OACI
communique régulièrement aux États contractants des listes à jour des publications de ces
organisations qui sont coordonnées à l’échelon international conformément aux Recommandations
3/18 a) et 6/7 a) de la septième Conférence de navigation aérienne.
7.1.2 Décodage de fonctions
7.1.2.1 L’équipement embarqué doit être capable de décoder et de traiter les fonctions d’azimut
d’approche, d’azimut d’approche à cadence élevée, d’azimut arrière et de site d’approche, ainsi que
les données qu’exige l’opération prévue.
7.1.2.2 En outre, le récepteur utilise des techniques destinées à éviter tout traitement résultant de la
présence de préambules de fonction noyés dans les champs données de mots de données de base et
de mots de données auxiliaires et le rayonnement de lobes secondaires du faisceau battant. L’une
des techniques utilisables consiste à décoder tous les préambules de fonction. À la suite du décodage
d’un préambule, la détection et le décodage de tous les préambules de fonction sont arrêtés pendant
un laps de temps correspondant à la longueur de la fonction.
7.1.2.3 L’information de distance est décodée à part.
7.1.3 Le récepteur décode toute la gamme d’angles autorisés par le format de signal pour chaque
fonction. L’angle de guidage est déterminé par mesure de l’intervalle de temps à la réception entre les
enveloppes des balayages « ALLER » et « RETOUR ». La relation entre l’angle décodé et cet
intervalle de temps satisfait à l’équation figurant au Chapitre 3, § 3.11.4.5.
7.1.4 Le récepteur est capable d’assurer le traitement normal de chaque fonction rayonnée quelle que
soit la position de la fonction dans les séquences d’émission.

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7.1.5 Si l’information sur l’azimut d’approche ou l’azimut arrière MLS utilisé apparaît sur le sélecteur
ou sur les instruments, elle doit être affichée en degrés magnétiques. Les récepteurs fonctionnant en
mode automatique affichent les renseignements pertinents communiqués par la station sol dans le
mot de données de base 4.
7.1.6 Le récepteur a la possibilité de sélectionner à la fois manuellement et automatiquement la route

d’approche, l’angle de site et la radiale d’azimut arrière. En mode automatique, la sélection se fait
comme suit :
7.1.6.1 Azimut d’approche — sélectionner l’inverse angulaire de l’orientation magnétique de l’azimut

d’approche dans le mot de données de base 4.
7.1.6.2 Angle de site — sélectionner l’alignement de descente minimal dans le mot de données de
base 2.
7.1.6.3 Azimut arrière — sélectionner l’orientation magnétique de l’azimut arrière dans le mot de
données de base 4.
Note. — Le récepteur indique si l’information de déviation est rapportée au signal d’azimut arrière.
7.1.7 Le récepteur embarqué MLS doit être d’une intégrité compatible avec l’intégrité globale du MLS,
−7
qui est d’au moins 1 −1 x10 lors d’un atterrissage quelconque.
7.1.8 L’équipement embarqué qui est utilisé pour les opérations MLS/RNAV doit pouvoir afficher sans
ambiguïté la procédure choisie.
7.2 Réponse radiofréquence
7.2.1 Largeur de bande d’acceptation
7.2.1.1 Le récepteur devrait répondre aux spécifications d’acquisition et de performances lorsque la

fréquence du signal reçu est décalée de ±12 kHz par rapport à la fréquence centrale normale du
canal. Ce chiffre tient compte d’un décalage de l’émetteur au sol de ±10 kHz, ainsi que d’un effet
Doppler de ±2 kHz. Le récepteur devrait décoder toutes les fonctions indépendamment des différents
décalages de fréquence d’une fonction par rapport à l’autre.
7.2.2 Sélectivité
7.2.2.1 Lorsque le récepteur est accordé sur un canal inutilisé et qu’un signal MLS non désiré d’un
niveau supérieur de 33 dB au niveau spécifié au Chapitre 3, § 3.11.4.10.1, pour la MDPD d’azimut
d’approche est émis sur l’un des canaux restants, le récepteur ne devrait pas acquérir le signal.
7.2.3 Réponse parasite sur le canal

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7.2.3.1 Les performances du récepteur devraient être conformes aux spécifications du Chapitre 3, §
3.11.6, lorsque, en plus, un brouillage sur le même canal de niveau inférieur ou égal au niveau
spécifié au Chapitre 3, § 3.11.4.1.4, est reçu.
7.2.4 Brouillage résultant d’émissions hors bande
7.2.4.1 Les performances du récepteur doivent être conformes aux spécifications du § 3.11.6 du
2
Chapitre 3, lorsque, de plus, un brouillage de niveau inférieur ou égal à −124,5 dBW/m résultant de
signaux non désirés est capté par l’antenne du récepteur MLS.
7.3 Traitement du signal
7.3.1 Acquisition
7.3.1.1 Le récepteur devrait, lorsqu’il reçoit un signal de guidage conforme aux spécifications du §
3.11.4 du Chapitre 3,acquérir et valider ce signal, avant de faire la transition au mode poursuite, en
moins de 2 secondes le long de la portion critique de l’approche, et en moins de 6 secondes aux
limites de la couverture.
7.3.1.2 L’acquisition du signal de guidage en azimut d’approche ou en azimut d’approche à cadence
élevée n’est pas permise au-dessous de 60 m (200 ft).
Note. — Au-dessous de 60 m (200 ft), il y a un risque d’acquérir un faux signal de guidage, le niveau
du signal multitrajet pouvant se trouver au-dessus du niveau du signal direct. Une perte de puissance
de l’aéronef ou le réglage d’accord par le pilote sont des causes possibles d’une acquisition au-
dessous de 60 m (200 ft). Il conviendrait de prendre des mesures techniques ou opérationnelles pour
éviter cette situation.
7.3.2 Poursuite
7.3.2.1 Au cours de la poursuite, le récepteur devrait assurer une protection contre les signaux
parasites de courte durée (moins de 1 s) et à large amplitude. Lorsque la poursuite est réussie, le
récepteur devrait fournir une information de guidage valide avant de supprimer l’avertissement.
Pendant le fonctionnement en mode poursuite, le processus de validation devrait continuer de
fonctionner.
7.3.2.2 À la suite d’une perte du signal en cours de poursuite durant plus d’une seconde, le récepteur
devrait fournir un signal d’avertissement. Pendant une seconde, l’information de guidage devrait
conserver sa dernière valeur de sortie.
Note 1. — Un signal de guidage validé est un signal qui répond aux critères ci-après :
a) l’identification de fonction correcte est décodée ;
b) le signal de séquencement du préambule est décodé ;

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c) les faisceaux battants « ALLER » et « RETOUR » ou les signaux de guidage complémentaire

gauche/droite sont présents et disposés symétriquement de part et d’autre du temps de point médian ;
d) la largeur de faisceau détecté est comprise entre 25 et 250 μs.
Note 2. — La validation du signal de guidage exige aussi que le récepteur confirme de façon répétée
que le signal en cours d’acquisition ou de poursuite est le signal le plus fort pendant au moins 1s .
7.3.2.3 L’aéronef devrait être sur l’axe de la piste ou sur l’angle d’azimut choisi à 200 ft et le récepteur
doit être en mode poursuite. Au-dessous de cette hauteur, le récepteur doit continuer à suivre le
signal d’azimut d’approche ou d’azimut d’approche à cadence élevée dans la mesure où ce signal
code un angle à l’intérieur d’un secteur étroit centré sur l’axe de la piste ou sur l’angle d’azimut choisi
même si d’autres signaux ont jusqu’à 10 dB de plus que le signal suivi.
7.3.3 Fonctions de données
7.3.3.1 Acquisition des données. On distingue deux parties dans les performances recommandées en
ce qui concerne l’acquisition à bord des données fournies par la fonction de données de base ou par
la fonction de données auxiliaires : le temps alloué pour acquérir les données et la probabilité d’une
erreur non détectée dans les données acquises.
7.3.3.1.1 À la densité de puissance minimale du signal, le temps d’acquisition des données contenues
dans le mot de données de base 2, qui sont émises à la cadence de 6,25 Hz, ne dépasse pas 2
secondes avec une probabilité de 95 %. Le temps d’acquisition des données qui sont émises à la
cadence de 1 Hz ne dépasse pas 6 secondes sur une base de 95 %.
7.3.3.1.2 Dans le processus d’acquisition, le récepteur décode les mots de données appropriés et
exécute certaines vérifications pour s’assurer que la probabilité d’erreurs non détectées ne dépasse
−6
pas 1 x 10 à la densité de puissance minimale du signal pour les données qui exigent ce niveau
d’intégrité. Le respect des spécifications de performances recommandées pour les erreurs non
détectées peut exiger un traitement supplémentaire des données par l’équipement embarqué, en plus
du simple décodage. Par exemple, on peut traiter des échantillons multiples du même mot de
données.
7.3.3.1.3 Si le récepteur n’acquiert pas les données indispensables à l’opération prévue, un

avertissement approprié doit être donné.
7.3.3.1.4 À la densité de puissance minimale du signal, le temps d’acquisition de tous les mots de
données nécessaires aux opérations MLS/RNAV (mots de données auxiliaires B1-B41, A1/B42, A2,
A3 et A4/B43, et mot de données de base 6) ne doit pas dépasser 20 secondes avec une probabilité
de 95 %. L’équipement MLS/RNAV doit garantir que la probabilité d’erreurs non détectées pour ce
−9
bloc de données ne dépasse pas 0,5 x10 . Cette performance suppose une amélioration de 2 dB du
rapport signal-bruit. On peut y parvenir en réduisant la perte de câble ou la marge de bruit ou en

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améliorant la sensibilité du récepteur (voir le bilan de puissance de l’équipement embarqué au

Tableau G-2). En outre, il est prévu qu’avec des niveaux de signal supérieurs à cette valeur, le temps
d’acquisition sera inférieur à 20 secondes.
7.3.3.2 Validation des données. Il est recommandé qu’après l’acquisition des données, le récepteur
confirme à plusieurs reprises que les données qu’il reçoit sont les mêmes que les données acquises.
Le récepteur doit décoder plusieurs données consécutives et identiques différentes des données
acquises précédemment avant d’accepter les nouvelles données décodées.
7.3.3.2.1 En ce qui concerne les données nécessaires aux opérations MLS/RNAV, l’équipement
embarqué soumet les données à un contrôle de redondance cyclique (CRC) pour s’assurer qu’on a
atteint un niveau d’intégrité suffisant. Les données qui continuent à être reçues continuent à être
validées. L’équipement MLS/RNAV n’accepte pas un nouveau bloc de données à utiliser jusqu’à ce
qu’il soit validé par le CRC avant de commencer à accepter les nouvelles données décodées.
7.3.3.3 Perte de données. Moins de 6 secondes après la perte de données de base ou de données
auxiliaires qui sont émises de manière que l’intervalle maximum entre émissions soit inférieur ou égal
à 2 secondes, le récepteur donne un avertissement approprié et supprime les données existantes.
Moins de 30 secondes après la perte de données auxiliaires autres que celles dont il vient d’être
question, le récepteur donne un avertissement approprié.
7.3.3.3.1 En ce qui concerne les données nécessaires aux opérations MLS/RNAV, l’équipement
embarqué n’efface pas les données existantes après la validation sauf dans les conditions décrites au
§ 7.3.3.2.1. Un bloc de données MLS/RNAV qui a été validé par le CRC n’est pas effacé tant qu’un
nouveau bloc de données avec une identification d’équipement sol différente dans le mot de données
de base 6 n’a pas été reçu, qu’un nouveau canal MLS n’a pas été sélectionné ou que l’alimentation
est maintenue. En outre, le bloc de données n’est pas effacé lors d’une transition à la couverture
d’azimut arrière.
7.3.4 Performances en présence de multitrajets
7.3.4.1 Là où la densité de puissance du signal rayonné est assez élevée pour que la part du souffle
de l’équipement embarqué soit négligeable, les spécifications ci-après devraient s’appliquer pour les
fréquences de sinuosités comprises entre 0,05 Hz et 999 Hz.
7.3.4.1.1 Multitrajets intrafaisceau. Les signaux multitrajets codés à moins de deux largeurs de
faisceau du signal direct et aux amplitudes inférieures de 3 dB ou plus au signal direct ne devraient
pas diminuer la précision du guidage en angle de plus de ±0,5 largeur de faisceau (erreur de crête).
Le récepteur ne doit pas perdre le signal lorsque cette situation se produit.
7.3.4.1.2 Multitrajets hors faisceau. Les signaux multitrajets codés à deux largeurs de faisceau ou plus
du signal direct et aux amplitudes inférieures de 3 dB ou plus au signal direct ne devraient pas

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diminuer la précision du guidage en angle de plus de ±0,02 largeur de faisceau. Dans le cas des
signaux d’azimut, et dans un secteur étroit autour de l’axe de la piste ou autour de l’angle d’azimut
choisi, les signaux multitrajets ayant une amplitude jusqu’à 10 dB au-dessus du signal direct et ne
déformant pas le faisceau direct indiqué au § 3.11.5.2.1.3 du Chapitre 3 ne devraient pas diminuer la
précision du guidage en angle de plus de ±0,02 largeur de faisceau. Le récepteur ne doit pas perdre
le signal lorsque cette situation se produit.
7.3.5 Guidage complémentaire
7.3.5.1 L’équipement embarqué devrait fournir une information de guidage complémentaire chaque
fois que l’antenne est en présence d’un signal valide de guidage complémentaire.
7.3.5.2 Lorsque l’angle décodé indiqué est extérieur au secteur de guidage proportionnel défini au
Chapitre 3, Tableau A-7, le signal de guidage MLS doit être interprété comme étant un signal de
guidage complémentaire.
7.3.5.3 Lorsque des impulsions de guidage complémentaire sont émises, le récepteur doit être en
mesure de traiter la gamme des formes d’enveloppes d’impulsions qui peuvent apparaître au moment
de la transition entre les signaux de guidage complémentaire et de faisceau battant. L’enveloppe
d’une impulsion donnée dépend de la position du récepteur, de la largeur du faisceau de l’antenne de
balayage, ainsi que de la phase relative et des rapports d’amplitude des signaux de guidage
complémentaire et de faisceau battant, comme le montre la Figure G-17. Il faudra aussi que le
récepteur traite les rapides variations d’angle indiqué de l’ordre de 1,5° (amplitude de crête) hors des
limites de guidage proportionnel.
7.3.5.4 Dans les récepteurs qui sont capables de sélectionner ou d’afficher une information de
guidage en angle supérieure à ± 10°, les limites de couverture proportionnelle qui sont contenues
dans les données de base doivent être décodées et servir à prévenir l’utilisation d’un guidage erroné.
7.4 Commande et information
7.4.1 Facteur d’échelle de déviation en azimut d’approche et en site d’approche

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7.4.1.1 Azimut d’approche. Lorsque l’information de déviation en azimut d’approche doit avoir les
mêmes caractéristiques de sensibilité que dans le cas de l’ILS, elle est fonction de la « distance
antenne d’azimut d’approche-seuil » comprise dans les données de base, conformément au tableau
suivant :
7.4.1.2 Site d’approche. L’information de déviation est une fonction continue de l’angle de site
Өsélectionné manuellement ou automatiquement, exprimée par la formule Ө/4 = une demi-largeur
nominale d’alignement de descente, de sorte que les largeurs d’alignement de descente concordent
nominalement avec les exemples suivants :
Note. — Ces caractéristiques de sensibilité s’appliquent aux angles de 7,5° au maximum.
7.4.2 Caractéristiques du filtre de sortie de données d’angle
7.4.2.1 Retards de phase. Pour les fréquences d’entrée sinusoïdales, en vue d’une interface correcte
avec le pilote automatique, le filtre de sortie du récepteur n’induit pas de retard de phase supérieur
aux valeurs suivantes :
a) 4° de 0,0 à 0,5 rad/s pour la fonction d’azimut ;
b) 6,5° de 0,0 à 1,0 rad/s et 10° à 1,5 rad/s pour la fonction de site.
7.4.3 Alignement de descente minimal. Lorsqu’il est possible de choisir l’angle de site d’approche, un
avertissement approprié doit être donné si l’angle choisi est inférieur à l’alignement de descente
minimal indiqué dans le mot de données de base 2.
7.4.4 Bits d’état. Il est recommandé qu’un avertissement approprié soit donné lorsque les bits d’état
de fonction, dans les données de base acquises, indiquent que la fonction correspondante n’est pas
rayonnée ou qu’elle est rayonnée en mode essai.

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7.5 Emploi du guidage en azimut arrière pour les approches interrompues et les départs
7.5.1 Angles d’azimut arrière utilisables
7.5.1.1 Selon des essais en vol, il est possible d’utiliser à titre de guidage de navigation pour les
approches interrompues et les départs des angles d’azimut arrière faisant ±30° maximum avec l’axe
de la piste. Avec des techniques d’interception appropriées, on pourrait juger acceptables des angles
supérieurs jusqu’aux limites utilisables de la couverture en azimut arrière. Dans le cas du départ, on
peut utiliser le signal d’azimut arrière pour le guidage axial d’un bout à l’autre du roulement au
décollage et du départ initial. Le virage pour intercepter l’angle d’azimut arrière devrait se faire à une
altitude acceptable du point de vue de l’exploitation, et la procédure prescrite doit être protégée
conformément à des critères de franchissement d’obstacles appropriés.
7.5.2 Échelle de déviation en azimut arrière
7.5.2.1 L’échelle de déviation en azimut arrière doit être assez grande pour permettre les départs sur
radiale d’azimut arrière et les approches interrompues qui ne se font pas suivant l’azimut d’approche,
aussi bien que les routes d’approche interrompue et de départ prolongeant l’azimut d’approche. Une
très forte sensibilité cause des dépassements latéraux et limite l’utilité du signal, alors qu’une très
faible sensibilité entraîne l’occupation d’un vaste espace aérien. Une sensibilité nominale telle que ±6°
correspondant à la largeur de l’alignement permet une interception acceptable des radiales d’azimut
arrière en cours d’approche interrompue et de départ.
7.5.3 Commutation de l’azimut d’approche à l’azimut arrière
7.5.3.1 Après le début d’une approche interrompue pour laquelle on utilise le guidage en azimut
arrière, le guidage doit être commuté de l’azimut d’approche à l’azimut arrière. Cette commutation
effectuée automatiquement ou manuellement, vise à assurer un guidage continu utilisable dans toute
la séquence d’approche interrompue. La commutation ne devrait pas se produire avant que l’aéronef
ne reçoive un signal d’azimut arrière validé, mais elle devrait se produire avant que le guidage en
azimut d’approche ne devienne trop sensible pour être suivi. La commutation fondée sur la perte de
l’azimut d’approche peut ne pas avoir lieu avant que l’aéronef n’arrive très près de l’antenne d’azimut
d’approche, et dans ce cas le guidage n’est pas utilisable. La commutation fondée seulement sur la
perte du guidage en site peut se produire avant que l’aéronef ne reçoive un signal d’azimut arrière
valide. Toutefois, la commutation pourrait être fondée sur la perte du guidage en site une fois que le
signal d’azimut arrière a été validé. La commutation automatique en un point situé exactement ou
approximativement à mi-chemin entre les deux antennes d’azimut permettra à l’aéronef de disposer
d’un guidage continu pendant la transition. La méthode de commutation à mi-chemin entre les
antennes exigera peut-être l’utilisation d’une information DME dans le récepteur MLS. Il faut prendre
des précautions pour que la commutation azimut d’approche — azimut arrière ne se fasse pas
automatiquement à moins qu’une approche interrompue n’ait été amorcée.

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8. Fonctionnement du MLS à la limite et à l’extérieur des secteurs de couverture MLS publiés
8.1 Les limites des secteurs de guidage proportionnel en azimut sont communiquées dans les mots
de données de base 1 et 5. Ces limites ne sont pas les angles d’azimut d’approche et d’azimut arrière
MLS maximums utilisables, qui sont normalement inférieurs. Par exemple, pour une installation
d’azimut d’approche produisant un secteur de guidage proportionnel de ±40°, il y aura jusqu’à ±37°
environ des angles d’azimut d’approche MLS utilisables de ±3° de largeur maximum d’alignement.
Pour une installation d’azimut arrière, il y aura jusqu’à moins de 6° des limites du secteur de guidage
proportionnel des angles d’azimut arrière utilisables de largeur maximum d’alignement.
8.2 La conception des antennes MLS de base devrait empêcher la manifestation de signaux non
désirés en dehors de la zone de couverture. Dans des conditions d’implantation inhabituelles, les
signaux MLS peuvent être réfléchis vers des zones extérieures au secteur de couverture publié avec
une force suffisante pour qu’une information de guidage erronée soit présentée par le récepteur.
Selon la procédure actuelle, l’autorité chargée de la mise en œuvre spécifierait des procédures
opérationnelles fondées sur l’utilisation d’autres aides de navigation pour ramener l’aéronef dans la
zone de couverture du système d’atterrissage sans passer par le secteur en question, ou bien elle
pourrait publier des avis pour signaler la situation aux pilotes. De plus, le format de signal MLS permet
d’appliquer deux techniques pour réduire davantage le risque d’apparition erratique du drapeau.
8.2.1 Si les signaux MLS non désirés sont des signaux réfléchis et si les conditions opérationnelles le
permettent, le secteur de couverture peut être modifié (agrandi ou rétréci), de manière que dans le
récepteur le signal direct soit plus fort que tout signal réfléchi ou que le réflecteur ne soit pas éclairé.
Cette technique est connue sous le nom d’adaptation de la couverture.
8.2.2 Des signaux d’indication hors limites peuvent être émis vers les secteurs hors limites pour être
utilisés dans le récepteur afin de faire apparaître un drapeau chaque fois qu’un signal de guidage en
angle non désiré est présent. En pareil cas, un signal d’indication hors limites plus fort que le signal
non désiré est émis à destination de la zone en question.
8.3 Si la confirmation du canal MLS sélectionné est souhaitable du point de vue opérationnel en
dehors des secteurs de couverture publiés du MLS, il est entendu que cette information résultera de
l’identification du DME associé. Aucune information sur l’état du MLS n’est disponible en dehors des
secteurs de couverture MLS publiés.
9. Critères d’espacement exprimés sous forme de rapports de signaux et affaiblissement de

propagation
9.1 Espacement géographique
9.1.1 Les critères d’espacement sont donnés aux § 9.2 et 9.3, sous forme de rapports signal
utile/bruit; en les combinant avec l’affaiblissement de propagation approprié, on peut évaluer les

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assignations de fréquences MLS de la bande C du point de vue du brouillage du canal même et du

point de vue du brouillage de canaux adjacents. Pour choisir des fréquences destinées aux
installations MLS, il faut prendre en considération des critères analogues applicables au DME/P ou au
DME/N associé qui se trouvent dans le Supplément C.
9.2 Fonctionnement sur fréquence commune
9.2.1 Il faudrait procéder à l’assignation d’une fréquence MLS commune pour éviter l’acquisition des
préambules MDPD d’une installation non désirée fonctionnant sur le même canal. Le niveau
nécessaire du signal non désiré est inférieur à −120 dBm, soit 2 dB de moins que la sensibilité d’un
système MLS embarqué qui soit sensible, comme il est indiqué ci-après :
Compte tenu du bilan de puissance du système figurant dans le Tableau G-1, d’après lequel le niveau
minimal du signal à l’emplacement de l’aéronef doit être au moins égal à −95 dBm, le niveau de −120
dBm est respecté si l’espacement géographique est tel que de l’installation non désirée fonctionnant
sur le même canal à tout point du secteur de couverture publié de l’installation utile la distance est
supérieure à la distance à l’horizon radioélectrique.
Note. — Il faut assurer au signal MDPD une meilleure protection qu’au faisceau battant, de sorte que,
si le signal sur canal commun non désiré est limité à −120 dBm, le brouillage dû au faisceau battant
soit négligeable.
9.3 Fonctionnement sur fréquences adjacentes
9.3.1 Comme il n’y a pas de spécifications sur les caractéristiques du spectre de l’émetteur pour les
premier et deuxième canaux adjacents, l’espacement géographique entre les stations sol fonctionnant
sur ces fréquences devrait être supérieur à la distance de l’horizon radioélectrique en tout point du
secteur de couverture publié de l’installation désirée.
Note. — Une méthode moins prudente pour assurer la protection du récepteur lorsque le premier ou
le deuxième canal adjacent doit être assigné pour des raisons précises (par exemple l’appariement
des canaux ILS/MLS/DME) consiste à garantir que les valeurs minimales du SNR énoncées au §
3.11.6.1.4 du Chapitre 3, sont disponibles en tout point du secteur de couverture publié de
l’installation désirée pendant que l’installation non désirée émet.
9.3.2 L’espacement géographique des stations sol fonctionnant sur les fréquences du troisième canal
adjacent ou des canaux adjacents suivants devrait garantir que les valeurs minimales du SNR

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énoncées au § 3.11.6.1.4 du Chapitre 3, sont disponibles en tout point du secteur de couverture

publié de l’installation désirée pendant que les installations non désirées émettent.
9.3.2.1 S’il n’y a pas d’émission MLS non désirée à moins de 4 800 m de tout point du secteur de
2
couverture publié, la puissance maximale de !94,5 dBW/m indiquée au § 3.11.4.1.4.2 du Chapitre 3,
comparée à la densité de puissance minimale indiquée au § 3.11.4.10.1 du Chapitre 3, garantit que
les valeurs minimales de SNR seront atteintes. Aucune contrainte n’est prévue.
9.3.2.2 S’il y a des émissions MLS non désirées à moins de 4 800 m d’un point de la couverture
publiée, la puissance maximale produite par cette émission et mesurée, pendant l’émission des
signaux d’angle et de données, dans une bande de 150 kHz centrée sur la fréquence nominale
désirée doit être évaluée compte tenu de l’espacement des fréquences, des performances d’utilisation
du spectre, du diagramme d’antenne de l’émetteur et de l’affaiblissement de propagation approprié.
Cette puissance maximale doit alors être comparée au niveau désiré des signaux d’angle et de
données pour vérifier que les valeurs minimales de SNR définies au § 3.11.6.1.4 du Chapitre 3, sont
atteintes. Si elles ne le sont pas, il faut assigner un autre canal où l’espacement des fréquences est
plus grand de façon à réduire la puissance maximale non désirée en tirant parti des caractéristiques
spectrales de l’émetteur.
9.4 Définition des critères de planification des fréquences
9.4.1 Le facteur déterminant dans la définition des critères de planification des fréquences des canaux
adjacents est le spectre rayonné de la station sol MLS. Dans la définition des critères de planification
des fréquences du troisième canal adjacent et des canaux adjacents suivants, il faudrait idéalement
tenir compte du spectre rayonné en sortie de chacune des stations sol MLS. Cependant, il est peut-
être possible dans une région géographique d’utiliser un masque d’émetteur MLS générique qui
satisfait aux exigences de cette région.
10. Éléments concernant les installations MLS implantées à des endroits particuliers
10.1 Performances des installations MLS dans tout le volume de couverture
10.1.1 Il est reconnu qu’à certains endroits, les spécifications MLS du Chapitre 3, § 3.11, ne peuvent
être respectées dans tout le volume de couverture à cause des effets de l’environnement sur le signal.
Il est prévu qu’à ces endroits, les spécifications du Chapitre 3, § 3.11, devront être satisfaites au
moins dans le secteur de guidage pour toutes les procédures aux instruments publiées, jusqu’à un
point défini au-delà duquel le guidage MLS n’est pas utilisé pour les opérations prévues .Pour aider
les autorités compétentes à déterminer initialement si de telles installations MLS conviennent aux
opérations prévues, il faudra publier les restrictions pertinentes en matière de couverture.

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11. Intégrité et continuité du service — Équipement sol MLS
11.1 Introduction
11.1.1 Les éléments ci-après ont pour but de donner une description des objectifs en matière
d’intégrité et de continuité du service de l’équipement sol MLS et de fournir des indications sur la
conception technique et les caractéristiques de cet équipement. Du point de vue opérationnel, il faut
connaître l’intégrité et la continuité du service pour déterminer l’application opérationnelle qu’un MLS
rendrait possible.
11.1.2 Il est également admis, indépendamment de l’objectif opérationnel, que le taux moyen
d’accidents mortels causés pendant l’atterrissage par des pannes ou des défauts du système global
−7
(équipement sol, aéronef et pilote) ne devrait pas dépasser 1 x10 . Ce critère est fréquemment
appelé « facteur de risque global ».
11.1.3 Dans le cas des opérations de catégorie I, des normes minimales de précision et d’intégrité
doivent être respectées dans les premières phases de l’atterrissage, mais c’est surtout au pilote qu’il
incombe de faire en sorte que l’objectif ci-dessus ne soit pas dépassé. Dans les opérations de
catégorie III, le même objectif s’impose mais il doit être inhérent au système tout entier. Dans ce
contexte, il est de la plus haute importance de chercher à obtenir le plus haut degré d’intégrité et de
continuité du service de l’équipement sol. L’intégrité est nécessaire pour garantir une faible probabilité
qu’un aéronef reçoive un guidage erroné au cours de l’approche ; la continuité du service est
nécessaire pour garantir une faible probabilité qu’un aéronef soit privé de signal de guidage pendant
les dernières phases de l’approche.
11.1.4 À divers besoins opérationnels correspondent divers objectifs d’intégrité et de continuité du

service. Le Tableau G-15 identifie et décrit quatre niveaux d’intégrité et de continuité du service,
applicables aux procédures de base pour lesquelles le DME n’est pas un élément critique.
11.2 Obtention et maintien des niveaux fixés d’intégrité et de continuité du service
11.2.1 Il peut y avoir manque d’intégrité si le rayonnement d’un signal qui dépasse les limites de
tolérances ou qui est erroné (dans le cas de données numériques) n’est pas reconnu par l’équipement
de contrôle ou si les circuits de commande ne suppriment pas ce signal imparfait. Ce manque
d’intégrité peut représenter un danger s’il entraîne une erreur grossière.
11.2.2 Il est clair que les manques d’intégrité ne sont pas tous également dangereux dans toutes les
phases de l’approche. Par exemple, dans les phases critiques de l’approche, les pannes non
détectées ayant pour effet une erreur de suivi (PFE) significative sont d’une importance particulière,
alors que la situation ne deviendrait pas forcément dangereuse en cas de perte de signaux de
guidage complémentaire ou d’identification. Quoi qu’il en soit, pour déterminer lesquels des modes de

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défaillance doivent être étudiés, il faut tenir compte de toutes les pannes nuisibles qui ne peuvent être
détectées à coup sûr ni par les commandes automatiques de vol, ni par le pilote.
11.2.3 Il importe tout particulièrement que les moniteurs soient conçus pour garantir un
fonctionnement à sûreté intégrée par respect des normes du Chapitre 3, § 3.11.5.2.3 et 3.11.5.3.3, ce
qui exige souvent une analyse approfondie de la conception. Autrement, des signaux erronés
pourraient être rayonnés du fait de défaillances du moniteur. On trouvera ci-dessous quelques
exemples de conditions qui peuvent constituer un danger en exploitation de catégories de
performances II et III :
a) panne non détectée entraînant une augmentation sensible de la PFE constatée par un aéronef en
approche ;
b) erreur non détectée de l’alignement de descente minimal communiquée dans le mot de données de
base 2 ;
c) erreur non détectée de synchronisation MRT, entraînant un chevauchement ;
d) perte de puissance ayant pour effet de porter le CMN jusqu’à des limites inacceptables.
11.2.4 Il importe d’assurer la meilleure protection possible contre les risques de défaillances non
détectées du système de contrôle et du système de commande associé. On peut assurer cette
protection grâce à une conception soignée qui ramène à une faible valeur la probabilité de ces
défaillances et grâce à des vérifications périodiques des performances du moniteur, effectuées à des
intervalles déterminés par une analyse au stade de la conception. Cette analyse peut servir à calculer
le niveau d’intégrité du système lors d’un atterrissage quelconque. Les formules ci-après peuvent être
appliquées à certains types de MLS et constituent un exemple de détermination de l’intégrité I du
système par calcul de la probabilité P de rayonnement erroné non détecté.
où
I= intégrité ;
P= probabilité de défaillances simultanées de l’émetteur et du moniteur entraînant un rayonnement

erroné non détecté ;
M1 = moyenne des temps de bon fonctionnement (MTBF) de l’émetteur ;
M2 = MTBF du système de contrôle et du système de commande associé ;

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rapport du taux de défaillances de l’émetteur entraînant le rayonnement d’un signal erroné au

taux global de défaillances de l’émetteur ;
rapport du taux de défaillances du système de contrôle et du système de commande

associé entraînant l’incapacité de détecter un signal erroné au taux global de défaillances de ces
systèmes ;
T = intervalle de temps (en heures) entre vérifications consécutives du système de contrôle et du

système de commande associé.
Ces formules seraient applicables à un moniteur non redondant de conception telle qu’une seule
valeur de T s’applique à tous les éléments du système de contrôle et du système de commande
associé.
11.2.5 En ce qui concerne l’intégrité, la probabilité qu’une défaillance dangereuse se produise à

l’intérieur de l’équipement de contrôle ou de commande est extrêmement faible ; par conséquent, pour
déterminer avec un degré élevé de confiance que le niveau d’intégrité exigé est effectivement obtenu,
il faudrait une évaluation dont la durée soit plusieurs fois supérieure à celle que demande la
détermination de la MTBF de l’équipement. Une période aussi longue étant inacceptable, le niveau
d’intégrité exigé ne peut être prédit que par une analyse approfondie de conception de l’équipement.
Cependant, on peut avoir confiance dans cette analyse jusqu’à un certain point si l’on démontre que
les fonctions d’émission et de contrôle sont indépendantes l’une de l’autre. On pourra alors évaluer
indépendamment les performances prévues de l’émetteur et du moniteur, donc ramener la durée des
périodes d’évaluation à une valeur plus pratique.
11.2.6 La MTBF et la continuité du service de l’équipement dépendent des caractéristiques

fondamentales de construction et aussi de l’environnement opérationnel. Ces caractéristiques
fondamentales comprennent le taux de défaillances des composants de l’équipement et les relations
physiques entre les composants. Le taux de défaillances (1/MTBF) et la continuité du service ne sont
pas toujours directement liés, étant donné que toutes les défaillances d’équipement n’entraînent pas
nécessairement une interruption du service ; par exemple, la défaillance d’un émetteur entraîne le
passage immédiat sur émetteur de secours. Le fabricant de l’équipement devrait fournir les
caractéristiques de conception pour permettre le calcul de la MTBF et de la continuité du service. La
conception de l’équipement doit faire appel aux techniques, matériaux et composants les plus
appropriés ; une inspection approfondie devrait être assurée en cours de fabrication. Il est essentiel
de veiller à ce que l’équipement soit utilisé dans les conditions ambiantes spécifiées par le
constructeur.
11.2.7 La valeur théorique de la continuité du service devrait dépasser aussi largement que possible
celle qui est indiquée au § 12.4, pour les motifs suivants :

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a) la MTBF observée dans un environnement opérationnel est souvent inférieure à celle qui est
déterminée par calcul au stade de la conception, du fait de l’incidence de facteurs opérationnels ;
b) les objectifs de continuité du service indiqués au § 12.4 sont des valeurs minimales à réaliser dans
un environnement opérationnel. Toute amélioration des performances telle que ces valeurs sont
dépassées accroît la sécurité générale de l’atterrissage ;
c) il faut ménager une marge entre l’objectif de continuité du service et la continuité qui est réalisée
afin de réduire le risque de rejeter à tort un équipement comme ne convenant pas pour un niveau de
service particulier du fait d’incertitudes statistiques.
Note. — Les valeurs de la continuité du service pour les niveaux 3 et 4 comprennent un facteur tenant
compte de la capacité du pilote d’éviter un accident mortel en cas de perte de guidage. Il est
particulièrement souhaitable de réduire ce facteur dans toute la mesure possible en obtenant la
meilleure continuité possible du service de l’équipement des niveaux 3 et 4.
11.2.8 L’expérience montre qu’il existe souvent une différence entre la continuité du service qui est
calculée et celle qui est constatée dans un environnement opérationnel, à la fois parce que les
performances de l’équipement peuvent être différentes de la valeur calculée et à cause de l’incidence
de facteurs opérationnels (environnement aéroportuaire, mauvaises conditions météorologiques,
alimentation électrique, qualité et fréquence des interventions de maintenance, etc.). C’est pourquoi il
est recommandé que la MTBF et la continuité du service de l’équipement soient confirmées par une
évaluation faite dans un environnement opérationnel. La continuité du service peut être évaluée à
l’aide de la moyenne des temps entre interruptions du service (MTBO), une interruption du service
étant par définition une interruption imprévue de l’émission du signal électromagnétique. La MTBO est
le rapport du temps total de fonctionnement de l’installation au nombre d’interruptions du service. Pour
les niveaux 2, 3 ou 4 d’intégrité et de continuité du service, la période d’évaluation sera assez longue
pour permettre de déterminer avec un haut degré de confiance que le niveau voulu est bien réalisé.
Pour déterminer si les performances d’un équipement particulier justifient son classement aux niveaux
2, 3 ou 4, il faut étudier attentivement différents facteurs comme les suivants :
a) performances passées et expérience pratique de l’emploi du système pendant une période

suffisamment longue ;
b) valeur moyenne de la MTBO réelle de ce type d’équipement ;
c) tendance du taux de défaillances.
11.2.9 Le niveau minimal admissible de confiance pour l’acceptation et le rejet est de 60 %. En

fonction du niveau de service du MLS, cela peut se traduire par différentes périodes d’évaluation.
Pour évaluer l’influence de l’environnement d’un aéroport, il faut en général une période d’évaluation
d’un an au minimum pour un nouveau type d’installation à cet aéroport particulier. Il est peut-être

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possible de réduire cette période dans les cas où l’environnement d’exploitation est bien contrôlé et
similaire à celui d’autres installations éprouvées. L’installation ultérieure du même type d’équipement
dans des conditions d’exploitation et d’environnement analogues peut suivre différentes périodes
d’évaluation. En général, ces périodes minimales pour les installations ultérieures sont, pour le niveau
2, de 1 600 heures, pour le niveau 3, de 3 200 heures, et pour le niveau 4, d’au moins 6 400 heures.
Lorsque plusieurs systèmes identiques sont exploités dans des conditions similaires, il est peut-être
possible de fonder l’évaluation sur les heures de fonctionnement cumulatives de l’ensemble des
systèmes, ce qui donne lieu à une période d’évaluation réduite.
11.2.10 Pendant la période d’évaluation, il faudrait décider pour chaque panne si elle est causée par
une défaillance de conception ou par une défaillance d’un composant en raison de son taux normal de
défaillance. Les défaillances de conception sont, par exemple, l’utilisation de composants au-delà de
leurs spécifications (surchauffe, surcharge électrique, survoltage, etc.). Ces défaillances de
conception devraient être traitées de telle façon que la condition d’exploitation soit ramenée à la
condition d’exploitation normale du composant ou que ce composant soit remplacé par une pièce se
prêtant aux conditions d’exploitation. Si la défaillance de conception est traitée de cette façon,
l’évaluation peut se poursuivre et cette panne n’est pas comptée, en supposant qu’il y a une
probabilité élevée que cette défaillance de conception ne se reproduira pas. Cela s’applique
également aux pannes dues à quelque cause que ce soit que l’on peut atténuer au moyen d’une
modification permanente des conditions de fonctionnement.
11.2.11 Une méthode apte à évaluer le comportement d’une installation particulière consiste à faire un
relevé et à calculer la MTBO moyenne sur les 5 à 8 dernières défaillances de l’équipement. On
trouvera aux Figures G-35A et G-35B un relevé type de cette méthode.
11.2.12 Pendant l’évaluation de l’équipement et après sa mise en service opérationnel, il faut tenir un
dossier de toutes les défaillances et interruptions de service afin de s’assurer que la continuité du
service souhaitée est respectée.
Note. — Si un équipement redondant ou un équipement de secours est nécessaire pour assurer la

continuité du service requise d’un équipement particulier, des dispositions du genre prévu au § 11.3.4
seront prises afin que cet équipement de secours soit disponible en cas de besoin.
11.3 Autres considérations relatives à la continuité du service et l’intégrité
11.3.1 L’exploitation de catégorie III est impossible sans un haut degré d’intégrité et de continuité du
service ; de ce fait, l’équipement doit être suffisamment protégé contre les défaillances. La fiabilité de
l’équipement sol doit être très élevée pour garantir que la sécurité dans la phase critique de l’approche
et de l’atterrissage ne sera pas compromise par une défaillance de l’équipement sol au moment où
l’aéronef se trouve à une hauteur ou en assiette telle qu’il est impossible au pilote de prendre des
mesures correctives compatibles avec la sécurité. Il faut assurer une probabilité élevée de

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performances dans les limites spécifiées. Il est clair que la fiabilité de l’installation, exprimée sous
forme de MTBF, doit être rapportée, au niveau du système, à la probabilité de défaillance susceptible
d’affecter une caractéristique quelconque du signal électromagnétique total
11.3.2 La configuration décrite ci-dessous est un exemple d’architecture redondante susceptible d’être
conforme aux objectifs d’intégrité et de continuité du service des niveaux 3 ou 4. L’installation d’azimut
est composée de deux émetteurs et d’un système de contrôle associé qui remplit les fonctions
suivantes:
a) contrôle de fonctionnement dans les limites spécifiées de l’émetteur principal et de l’aérien par vote
majoritaire des moniteurs redondants ;
b) contrôle de l’équipement de secours.
11.3.2.1 Toutes les fois que le système de contrôle rejette l’un des équipements d’azimut, le niveau de
continuité du service de l’installation est abaissé, car la probabilité de cessation du rayonnement du
signal par suite d’une défaillance de l’autre équipement augmente. Cette variation des performances
doit être indiquée automatiquement à distance.
11.3.2.2 Des dispositions identiques sont prises en vue du contrôle de l’installation de site.
11.3.3 Dans l’exemple ci-dessus, l’équipement serait conçu de manière que les vérifications du
système de contrôle puissent avoir lieu aux intervalles indiqués par le fabricant après analyse faite au
stade de la conception, afin que le niveau d’intégrité voulu soit réalisé. Ces vérifications, qui peuvent
être manuelles ou automatiques, permettent de s’assurer que le système de contrôle, notamment les
circuits de commande et le système de commutation, fonctionnent correctement. Il est souhaitable
d’effectuer ces vérifications sans interrompre le service opérationnel. Un test automatique d’intégrité
du moniteur présente l’avantage de pouvoir s’accomplir plus fréquemment, et de permettre ainsi un
plus haut niveau d’intégrité.
11.3.4 Pour éviter que le fonctionnement de l’installation ne soit interrompu par des pannes
d’alimentation principale, il faut prévoir des sources d’alimentation de secours appropriées telles que
des accumulateurs ou des groupes générateurs à fonctionnement continu. Grâce à ces sources
d’alimentation, l’installation devrait pouvoir continuer à fonctionner pendant la période où un aéronef
peut se trouver dans les phases critiques de l’approche. La source d’alimentation de secours devrait
donc avoir une capacité suffisante pour permettre à l’installation de fonctionner pendant au moins
deux minutes.
11.3.5 En cas de défaillance d’un élément critique du système, par exemple de la source
d’alimentation principale, un avertissement doit être donné aux points de commande désignés si cette
défaillance a des incidences sur l’utilisation opérationnelle.

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11.3.6 Afin de réduire le risque de défaillance d’un équipement qui approche peut-être de ses limites
de tolérance moniteur, il est utile que le système de contrôle puisse déclencher une alarme
préliminaire au point de commande désigné lorsque les paramètres contrôlés atteignent une limite qui
est de l’ordre de 75 % de la limite d’alarme moniteur.
11.3.7 Il faut aussi envisager de protéger l’intégrité du signal électromagnétique contre des
détériorations pouvant résulter soit d’un brouillage électromagnétique d’origine externe mais situé
dans la bande de fréquences MLS, soit du re-rayonnement des signaux MLS.
11.3.8 Un moniteur extérieur peut assurer une protection supplémentaire en donnant un

avertissement en cas de dépassement des limites d’erreur de suivi résultant d’un mouvement de
l’antenne MLS ou assurer une protection contre des défauts du moniteur intégré.
11.3.9 En général, la conception de l’équipement de contrôle repose sur le principe d’un contrôle
continu des signaux électromagnétiques rayonnés ; ce contrôle assuré en des points précis à
l’intérieur du volume de couverture doit garantir qu’ils sont conformes aux normes énoncées aux §
3.11.5.2.3 et 3.11.5.3.3 du Chapitre 3. Il indique dans une certaine mesure que le signal
électromagnétique se situe également dans les limites de tolérance partout ailleurs dans le volume de
couverture, mais cette constatation est largement induite. Il est donc indispensable de procéder
périodiquement à des vérifications minutieuses en vol et au sol afin d’assurer l’intégrité du signal
électromagnétique dans tout le volume de couverture.
11.3.10 Une configuration semblable à celle qui est décrite au § 11.3.2, mais sans émetteur
redondant, et l’application des indications données aux § 11.3.5, 11.3.6, 11.3.7, 11.3.8 et 11.3.9,
devraient normalement permettre de réaliser les objectifs d’intégrité et de continuité du service du
niveau 2.
12. Classification des installations MLS sol d’azimut d’approche, de site et DME
12.1 Le système de classification décrit ci-après vise à déterminer de façon concise les
renseignements essentiels à utiliser par les concepteurs de procédures aux instruments, par les
exploitants et par les services de la circulation aérienne en ce qui concerne les performances d’une
installation MLS particulière. Ces renseignements doivent être publiés dans l’AIP (publication
d’information aéronautique).
12.2 Les renseignements sur les performances de l’installation MLS devraient comprendre :
a) les limites du secteur de guidage proportionnel en azimut ;
b) la limite de guidage en site ;
c) l’indication de l’existence du signal de guidage le long de la piste ;
d) la fiabilité du signal de guidage (azimut, site et DME).

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12.3 Le système de classification, donnant des renseignements sur une installation MLS particulière,
est défini au moyen des formats suivants :
a) Limites du secteur de guidage proportionnel en azimut. Ce secteur indique pour un MLS particulier
les limites de couverture du guidage proportionnel en azimut telles qu’elles sont définies dans le mot
de données de base 1. Deux valeurs séparées par le signe de ponctuation deux points (XX:YY)
indiquent les limites de secteur telles qu’elles sont vues de la direction d’approche. La première valeur
est la limite du secteur située à gauche de la radiale d’azimut zéro degré et la seconde est la limite du
secteur située à droite de la radiale d’azimut zéro degré.
b) Limite de guidage en site. Ce champ, venant directement après la limite d’azimut (format :
XX:YY/ZZ m [ou XX:YY/ZZ ft]), représente la hauteur minimale (en mètres ou en pieds) au-dessus du
seuil sur le segment d’approche final le long de l’alignement de descente minimal (MGP) jusqu’à
laquelle le système est conforme aux caractéristiques du signal spécifiées au Chapitre 3, § 3.11.
c) Guidage sur piste. Le caractère D ou E (tel qu’il est défini à la Section 1 du Supplément G)
représente le point jusqu’auquel le guidage en azimut le long de la piste est conforme aux
caractéristiques du signal spécifiées au Chapitre 3, § 3.11 (format : XX:YY/ZZ/E). Si le signal de
guidage le long de la piste n’est pas conforme aux caractéristiques ci-dessus, on utilise un tiret (—)
dans le format.
d) Fiabilité du signal de guidage. Le caractère 1, 2, 3 ou 4 indique le niveau d’intégrité et de continuité

du service du signal de guidage (Tableau G-15). Le caractère A, placé après la désignation de niveau
3 ou 4, indique que les objectifs de site et DME/P sont équivalents aux objectifs d’azimut,
conformément à la Note 6 du Tableau G-15 (format : XX:YY/ZZ/E/4A).
Note 1. — Là où le DME n’est pas nécessaire aux opérations MLS prévues, il est inutile d’inclure la
fiabilité du DME/P dans la classification des MLS.
Note 2. — Là où une fiabilité accrue en site et/ou DME/P est nécessaire compte tenu de la Note 6 du
Tableau G-15 pour les opérations MLS/RNAV prévues, la fiabilité accrue en site et/ou DME/P doit être
incluse dans la classification MLS.
12.3.1 Toute dégradation du signal qui le fait tomber au-dessous du niveau spécifié dans les normes
du présent règlement ou au-dessous des performances publiées antérieurement devrait être
promulguée par l’autorité compétente (Chapitre 2, § 2.1.2 et Section 10 ci-dessus).
12.4 Le Tableau G-15 indique les objectifs de continuité du service et d’intégrité pour les opérations
MLS de base et MLS/RNAV.
Note. — Il est entendu que les diverses opérations MLS seraient, dans les cas types, associées aux
divers niveaux d’intégrité et de continuité du service comme suit :

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1) Niveau 2 : objectif de performances de l’équipement MLS destiné aux opérations par faible visibilité
lors desquelles l’information de position fournie dans la phase d’atterrissage est complétée par des
repères visuels. Ce niveau constitue un objectif recommandé pour l’équipement destiné aux
opérations de catégorie I.
2) Niveau 3 : objectif de performances de l’équipement MLS destiné aux opérations lors desquelles on
compte beaucoup sur le guidage MLS pour la mise en place jusqu’au toucher des roues. Ce niveau
constitue un objectif obligatoire pour l’équipement destiné aux opérations des catégories II et IIIA.
3) Niveau 4 : objectif de performances de l’équipement MLS destiné aux opérations lors desquelles on
compte beaucoup sur le guidage MLS jusqu’au toucher des roues et jusqu’à la fin de la course au sol.
Ce niveau répond essentiellement aux besoins de toute la gamme des opérations de catégorie III.
12.5 L’exemple de classification d’installations MLS:40:30/50 ft/E/4A représente le système suivant :
a) secteur de guidage proportionnel allant de 40° à gauche à 30° à droite de la radiale d’azimut zéro
degré ;
b) guidage en site jusqu’à 50 ft au-dessus du seuil ;
c) guidage de la course au sol jusqu’au point E MLS ;
d) intégrité et continuité du service de niveau 4, les objectifs en site et DME/P étant équivalents aux
objectifs en azimut.
13. Approches axiales calculées
13.1 Généralités
13.1.1 Les approches axiales calculées dont il est question ci-dessous sont fondées sur une
trajectoire calculée le long d’un axe de piste, l’antenne d’azimut n’étant pas implantée dans le
prolongement de l’axe de piste. Dans la forme la plus simple d’une approche axiale calculée, la route
nominale est parallèle à zéro degré d’azimut. Pour exécuter une opération avancée MLS/RNAV, une
possibilité plus grande que celle qui est disponible dans le récepteur MLS de base est nécessaire.
13.1.2 Les approches axiales calculées sur la piste principale MLS sont effectuées sur la piste dont la
relation avec l’équipement sol MLS est identifiée dans les mots de données auxiliaires.
13.1.3 Lorsque le segment final est contenu dans le volume de couverture MLS, les approches axiales
calculées peuvent être effectuées le long d’un segment final rectiligne sur une pente de descente
jusqu’à la hauteur de décision (DH).Les approches axiales calculées peuvent se traduire par des
hauteurs de décision supérieures à celles qui sont réalisables avec des approches MLS dans l’axe.

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13.2 Bilan d’erreurs d’approche axiale calculée
13.2.1 La RTCA (RTCA/DO-198) a décrit un bilan d’erreurs totales du système pour l’équipement de
navigation de surface (RNAV) MLS. Ce bilan d’erreurs tient compte de contributions dues aux facteurs
suivants :
a) performances du système sol ;
b) performances du capteur embarqué ;
c) effets de la géométrie du système sol ;
d) erreur de calcul de l’ordinateur RNAV MLS ;
e) erreur technique de vol (FTE).
13.2.2 L’ensemble des erreurs ci-dessus, à l’exclusion de la FTE, est appelé erreur totale de position.
À moins de 3,7 km (2 NM) du point de repère d’approche MLS, l’erreur totale admissible de position
latérale de l’équipement MLS/RNAV à une position située à 60 m (200 ft) au-dessus du point de
repère d’approche MLS sur un angle de site de 3° et une longueur de piste de 3 000 m (10 000 ft), est
de 15 m (50 ft) (voir la note ci-dessous). De même, l’erreur totale admissible de position verticale est
de 3,7 m (12 ft) à la même position. Une partie du bilan d’erreurs totales de position a été réservée
pour les performances de l’ordinateur MLS/RNAV (erreur de calcul). À moins de 3,7 km (2 NM) du
point de repère d’approche MLS, la partie du bilan d’erreurs réservée à l’erreur de calcul est de ±0,6
m (2 ft) aussi bien latéralement que verticalement. Les résultats présentés au § 13.5 supposent que
l’on répond à cette spécification de précision de calcul.
13.2.3 Si l’on utilise la méthode de la racine carrée de la somme des carrés, l’erreur totale admissible
de position latérale, exclusion faite des performances de l’ordinateur MLS/RNAV, est légèrement
inférieure à ±15 m (50 ft). De même, l’erreur totale admissible de position verticale, exclusion faite de
l’erreur de calcul, est légèrement inférieure à ±3,7 m (12 ft).En conséquence, l’erreur combinée due
aux performances du système sol, aux performances du capteur embarqué et aux effets de la
géométrie du système sol, ne devrait pas dépasser±15 m (50 ft) latéralement et ± 3,7 m (12 ft)
verticalement à l’emplacement décrit. Sur la base de ces renseignements et d’hypothèses au sujet
des performances des capteurs sol et embarqué, on peut obtenir les déports maximaux admissibles
de l’antenne d’azimut et de l’antenne de site (effets de la géométrie) par rapport à l’axe de la piste.
13.2.4 Les erreurs de CMN ne dépassent pas ±7,3 m (24 ft) latéralement et ±1,9 m (6,3 ft)
verticalement, ou l’équivalent linéaire de ±0,1°, si cette valeur est inférieure aux précédentes. Les
valeurs linéaires sont basées sur l’implantation nominale de l’antenne [distance de l’antenne d’azimut
au seuil de 3 300 m (11 000 ft) et distance du point de repère au seuil de 230 m (760 ft)], avec un
angle de site de 3°. Jusqu’à 3,7 km (2 NM) du point de référence d’approche MLS, la partie du bilan

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d’erreurs de CMN réservée aux erreurs de calcul est de 1,1 m (3,5 ft) latéralement et de 0,6 m (2,0 ft)
verticalement.
Note. — Toutes les erreurs correspondent au percentile 95.
13.3 Considérations relatives à l’implantation et à la précision
13.3.1 Une analyse théorique et opérationnelle a montré que plusieurs facteurs auront des incidences
sur l’importance du déport latéral de l’antenne d’azimut qui peut être permis tout en assurant la
précision de position latérale et verticale dont il est question au § 13.2.
13.3.2 Distance entre les antennes d’azimut et de site
13.3.2.1 Pour un déport donné d’antenne d’azimut, une courte distance azimut-site se traduit par des
angles d’azimut relativement importants aux positions situées près du point de repère d’approche. Il
s’ensuit que l’erreur provenant du DME est importante, et que la précision latérale peut se dégrader
de façon inacceptable. Sur une piste où il y a un déport important de l’antenne d’azimut et une courte
distance azimut-site, l’emploi du DME/P au lieu du DME/N peut être nécessaire pour réaliser la
précision latérale requise.
13.3.3 Précision en azimut
13.3.3.1 Les limites de déport de l’antenne d’azimut dont il est question au § 13.5 sont basées sur la
spécification de précision PFE en azimut de ±6 m(20 ft) (voir Chapitre 3, § 3.11.4.9.4). La spécification
de précision d’azimut recommandée de ± 4 m (13,5 ft) permettrait des déports plus importants de
l’antenne d’azimut tout en permettant d’obtenir la précision requise de la position calculée à la DH. On
suppose que la précision de l’angle d’azimut se dégrade conformément au § 3.11.4.9 du Chapitre 3.
13.3.4 Précision DME
13.3.4.1 On obtient de plus petites erreurs de détermination de la position lorsque l’équipement

DME/P est utilisé et lorsque le segment d’approche finale s’étend sur moins de 9,3 km (5 NM) par
rapport au point de repère d’approche MLS. Il y a deux normes de précision de mode d’approche
finale DME/P dans cette zone. Les valeurs résultantes du déport de l’antenne d’azimut que l’on obtient
quand on utilise le DME/P, et qui sont présentées au § 13.5, sont fondées sur la norme de précision 1
du mode d’approche finale. Des valeurs plus importantes de déport de l’antenne d’azimut peuvent être
admissibles si on utilise un équipement DME/P conforme à la norme de précision 2. On suppose que
la précision de mesure de distance en mode d’approche finale DME/P conforme à la norme de
précision 1 se dégrade conformément au § 3.5.3.1.3.4 du Chapitre 3 et au Tableau B. On suppose
que le DME/N se dégrade conformément au § 3.5.3.1.3.2 du Chapitre 3.
13.3.5 Utilisation de l’information de site dans le calcul de la position latérale

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13.3.5.1 En général, le calcul de la position latérale, qui exclut les renseignements de site, sera
suffisant pour les approches axiales calculées sur la piste principale. Si l’information de site n’est pas
utilisée dans le calcul de position latérale ,l’erreur latérale augmente. Cette erreur augmente avec
l’angle d’azimut et la hauteur et en raison inverse de la distance. Les déports admissibles de l’antenne
d’azimut qui sont présentés au § 13.5 sont réduits si l’information de site n’est pas utilisée dans le
calcul de position latérale. On suppose que la précision de l’angle de site se dégrade conformément
au § 3.11.4.9 du Chapitre 3.
13.4 Considérations relatives à l’équipement
13.4.1 Les performances des capteurs embarqués, l’équipement sol MLS et la mise en œuvre
d’avionique MLS/RNAV influent sur la gamme d’application des approches axiales calculées. Les
renseignements présentés au § 13.5 sont basés sur les considérations suivantes relatives à
l’équipement.
13.4.2 Capteurs embarqués
13.4.2.1 On suppose que le récepteur décodera tous les mots de données auxiliaires requis pour les
approches axiales calculées MLS à moins que l’information contenue dans les mots de données ne
puisse être obtenue d’autres sources avioniques avec la même précision et la même intégrité que
celles qui sont nécessaires pour les données auxiliaires. Les données numériques d’angle et de
distance MLS sont nécessaires pour calculer la position latérale et verticale. La quantification des
données d’angle est de 0,01°. La quantification de distance est de 0,2 m (0,001 NM).
13.4.3 Calculs RNAV
13.4.3.1 Aucune supposition n’est faite quant à l’endroit où les calculs de position RNAV sont faits.
Une partie du bilan d’erreurs d’approche axiale calculée a été réservée pour l’erreur de calcul. Cela
permet une mise en œuvre d’algorithme souple.
13.4.4 Techniques admissibles de calcul du déport de l’antenne d’azimut
13.4.4.1 Le RTCA (RTCA/DO-198, Appendice D) a défini plusieurs algorithmes différents de

détermination de la position. Différents algorithmes peuvent traiter différentes configurations
d’équipement sol. L’algorithme conçu pour traiter n’importe quelle géométrie d’équipement sol est
l’algorithme 12 de la RTCA. Les valeurs admissibles de déport d’antenne ont été obtenues au moyen
des méthodes de simulation Monte Carlo. Les résultats ont également été obtenus au moyen d’une
méthode d’analyse directe. La méthode analytique utilise les transformations géométriques des
erreurs maximales d’angle et de distance MLS pour déterminer les performances du système. La
méthode Monte Carlo, grâce à l’émulation d’un système MLS/RNAV, est une méthode statistique
utilisée pour déterminer les performances du système.

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13.4.4.2 Restriction possible dans la détermination de la position. En fonction de la géométrie de

l’équipement sol, il peut y avoir une zone de solutions multiples à la détermination de la position. Cette
zone de solutions multiples dépend des emplacements de l’antenne de site et du transpondeur DME
par rapport à la piste et à la trajectoire d’approche calculée .L’effet le plus prononcé se produit lorsque
le transpondeur DME se trouve dans la zone située entre le point DH de la trajectoire d’approche et
l’antenne de site. Les ambiguïtés de position peuvent être résolues lorsque le transpondeur DME est
situé derrière l’antenne de site, pour un observateur qui se trouve dans la direction d’approche.
Lorsque le transpondeur DME est situé devant l’antenne de site, il ne sera peut-être pas possible de
résoudre l’ambiguïté de position.
13.4.5 Géométrie de l’équipement sol
13.4.5.1 La géométrie nominale de l’équipement sol en termes de la position relative des

composantes sol est représentée à la Figure G-29. On suppose que le transpondeur DME/P est
coïmplanté avec l’antenne d’azimut. Lorsque l’équipement sol DME/P n’est pas disponible, on
suppose que le transpondeur DME/N est situé entre les antennes d’azimut et de site MLS.
13.4.5.2 À cause de l’importante erreur appliquée au DME/N, l’emplacement du transpondeur DME/N

n’a guère d’influence sur le déport admissible calculé de l’antenne d’azimut. Cela permet d’implanter
le DME/N sur une zone étendue située entre les antennes d’azimut et de site. De même, le déport de
l’antenne de site n’aura guère d’effet.
13.5 Positions admissibles de déport d’antenne d’azimut pour les approches axiales calculées
sur la piste principale
13.5.1 Résultats DME
13.5.1.1 Le déport maximal de l’antenne d’azimut représente, pour un ensemble donné de conditions,
le déport le plus important qui ne dépasse pas le bilan d’erreurs d’approche axiale calculée dont il est
question au § 13.2. Les résultats DME/P sont présentés en fonction de la distance azimut-site. La
Figure G-30 présente les déports admissibles de l’antenne d’azimut en cas d’emploi du DME/P.
13.5.1.2 Pour une distance azimut-site donnée, l’antenne d’azimut peut être située en tout point de la
zone ombrée, et l’approche axiale calculée résultante répond aux conditions du § 13.2.
13.5.1.3 Des résultats ont été obtenus lorsque les précisions de distance DME/N sont utilisées. Ces
résultats sont présentés à la Figure G-31.
13.6 Approches par faible visibilité
13.6.1 Applications possibles
13.6.1.1 La possibilité d’approche axiale calculée par faible visibilité se limite peut-être à des
opérations sur la piste principale aux instruments à cause des considérations de géométrie qui

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interviennent dans la réalisation de la précision appropriée. Les applications de piste aux instruments
principale dans lesquelles la capacité d’exécuter une approche axiale calculée serait utile sont celles
où l’azimut est déporté par rapport à l’axe de la piste à cause d’importantes restrictions d’implantation.
Il peut y avoir de telles applications de déport d’azimut lorsque des opérations par faible visibilité sont
considérées utiles.
13.6.1.2 On s’attend à ce que l’équipement embarqué mis en œuvre pour de telles approches axiales
calculées par faible visibilité utilise un guidage de site sans calcul (à supposer que l’antenne sol de
site soit implantée normalement) et un guidage latéral provenant d’une combinaison d’azimut (y
compris les données d’implantation MLS contenues dans les fonctions de données de base et
auxiliaires) et de mesure de distance provenant du transpondeur DME/P.
13.6.2 Performances des systèmes embarqués
13.6.2.1 Le logiciel d’une importance critique pour la sécurité qui est lié à la fonction de guidage pour
les approches non calculées par faible visibilité fait principalement intervenir le récepteur MLS. Pour
les approches axiales calculées, l’interrogateur DME et les calculs de navigation doivent également
être pris en compte. Le logiciel d’une importance critique pour la sécurité pour ces fonctions devra être
conçu, élaboré, documenté et évalué.
13.6.2.2 Les algorithmes nécessaires sont relativement simples et ne posent aucune difficulté en
matière de certification. Cependant, l’expérience acquise sur les ordinateurs de système de gestion de
vol (FMS) indique qu’il serait difficile de certifier une fonction critique pour la sécurité mise en œuvre à
l’intérieur d’un FMS existant. Les architectures FMS actuelles ne sont pas divisées en segments pour
permettre la certification distincte de différentes fonctions à différents niveaux d’importance critique, et
les dimensions et la complexité d’un FMS empêchent la certification de l’intégralité de l’ordinateur
FMS du point de vue logiciel critique pour la sécurité. En conséquence, des solutions de rechange
pour la mise en œuvre FMS peuvent être prises en compte pour les possibilités d’approche axiale
calculée prévues pour les applications avec faible visibilité (par exemple, l’incorporation dans le pilote
automatique ou dans le récepteur MLS). Ces solutions de rechange fourniraient un guidage de sortie
ayant les mêmes caractéristiques de sortie qu’une approche directe normale.
13.6.3 Performances des systèmes sol
13.6.3.1 Sur la base de la mise en œuvre prise comme hypothèse au § 13.3.5, le guidage en site
serait utilisé exactement de la même façon que pour les approches MLS de base. En conséquence,
les objectifs d’intégrité et de continuité du service de l’équipement sol de site resteraient les mêmes
que ceux qui sont déjà donnés au Tableau G-15. Pour le guidage latéral, les objectifs d’intégrité et de
continuité du service donnés au Tableau G-15 pour l’azimut s’appliqueraient à l’azimut et au DME
combinés, se traduisant pour les deux systèmes par des objectifs plus stricts que ceux qui sont
nécessaires pour les opérations MLS de base. Cependant, on pourra peut-être réaliser une approche

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axiale calculée avec faible visibilité jusqu’à une DH de 30 m (100 ft) en utilisant un équipement sol
répondant aux objectifs de niveau 4 du Tableau G-15.
13.6.4 Précision
13.6.4.1 Le MLS/RNAV permettra de suivre des trajectoires calculées jusqu’à des hauteurs de
décision de catégorie I pour la piste principale avec les limitations d’implantation indiquées à la Figure
G-30. En outre, dans certaines conditions, le MLS/RNAV fournira peut-être suffisamment de précision
pour les approches de catégories II et III. Voir à ce propos le § 13.6.1.2 relatif à la mise en œuvre de
l’équipement embarqué.
13.6.4.2 Les bilans d’erreurs pour les procédures de catégories II et III sont les suivants. Pour la
catégorie III, les spécifications de précision latérale sont basées sur les précisions du capteur d’azimut
MLS spécifiées au point de référence d’approche (seuil), à savoir ±6 m (20 ft) pour la PFE et ±3,2 m
(10,5 ft) pour le CMN (Chapitre 3, § 3.11.4.9.4). Pour la catégorie II, les spécifications de précision
latérale sont obtenues en élargissant les valeurs admissibles de catégorie III du point de référence
d’approche jusqu’à la hauteur de décision de catégorie II de 30 m (100 ft). Les équations utilisées
pour calculer ces valeurs en mètres sont les suivantes :
où
DAZ-ARD = distance entre la station AZ et le point de référence d’approche (seuil)
R = distance entre DHCat II et DHCat III
θ = angle de site
Par exemple, pour une piste de 3 000 m et un site de 3°, l’azimut étant repoussé de 300 m, une
hauteur de décision de catégorie III de 15 m (50 ft) et une hauteur de décision de catégorie II de 30 m
(100 ft), on obtient les valeurs suivantes :
DAZ-ARD = 3 300 m
R = 286 m
PFEDH Cat II = 6,5 m (21,3 ft)
CMNDH Cat II = 3,5 m (11,5 ft)

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13.6.4.3 Les moyens d’approche axiale calculée jusqu’à la hauteur de décision de catégorie II ne
permettront pas nécessairement les opérations d’atterrissage automatique étant donné que le guidage
peut ne pas être assuré jusqu’à la piste et dans le voisinage de la piste. Vu les tolérances d’erreur
plus strictes pour la catégorie II/III, il y aura par conséquent plus de contraintes en matière
d’implantation d’antenne que pour la catégorie I, ce qui se traduit principalement par des limitations
dans le déport latéral de l’azimut par rapport à l’axe de la piste.
13.7 Approches axiales calculées sur des pistes secondaires parallèles
13.7.1 Telle qu’elle est définie ici, une piste secondaire est une piste caractérisée par une relation
géométrique différente de celle qui est contenue dans les mots de données auxiliaires A. Les
approches axiales calculées sur une piste secondaire parallèle sont réalisées le long d’une trajectoire
calculée dans le prolongement d’axe de piste, qui ne coïncide pas avec une radiale d’azimut ou un
angle de site MLS mais est parallèle à l’axe de la piste principale.
13.7.2 Les éléments de la présente section donnent des indications sur les géométries de piste
admissibles pour les approches axiales calculées sur une piste secondaire parallèle jusqu’à des
hauteurs de décision de 60 m (200 ft). Les éléments de la présente section sont basés sur
l’application théorique des SARP MLS et DME/P (norme de précision 1). Le bilan d’erreurs utilisé est
le bilan d’erreurs prudent dont il est question au § 13.2, mais il est à noter qu’un assouplissement de
ce bilan d’erreurs est décrit au § 13.7.6.1.
13.7.3 Considérations relatives à la géométrie de la piste
13.7.3.1 La Figure G-32 présente la géométrie de la piste et de l’équipement. L’emplacement de la

piste secondaire est établi latéralement, l’espacement de la piste étant indiqué en mètres. Les valeurs
négatives représentent les emplacements de la piste secondaire à gauche de la piste principale.
L’emplacement longitudinal du seuil de la piste secondaire est appelé décalage du seuil par rapport à
la piste principale. Les valeurs négatives représentent le décalage de la piste en avant du seuil de la
piste principale.
13.7.4 Considérations relatives à un espacement important de la piste
13.7.4.1 Des considérations supplémentaires sont nécessaires pour les approches axiales calculées
sur des pistes parallèles largement espacées. Ces considérations comprennent :
a) une couverture de signal suffisante jusqu’à la DH pour certaines géométries de pistes parallèles
peut exiger l’emploi d’une antenne de site de plus de ±40° de couverture horizontale ;
b) les zones critiques entourant les antennes MLS devront peut-être être élargies pour ces opérations;
c) ces opérations exigent l’emploi d’un guidage en site au-dessous de la pente de descente minimale
de la piste principale.

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13.7.5 Géométrie des pistes
13.7.5.1 La Figure G-33 indique les espacements de pistes et décalages de seuils permis pour la
piste secondaire. Elle représente les résultats concernant une piste principale de 3 000 m (10 000 ft).
Les géométries changent marginalement avec la longueur de la piste principale. La zone ombrée
représente les résultats obtenus au moyen des SARP actuelles MLS et DME/P (norme de précision 1)
et du bilan d’erreurs dont il est question au § 13.2. Pour utiliser la Figure G-33, on introduit les valeurs
correspondant à l’espacement et au décalage du seuil de la piste secondaire. Si le point résultant se
trouve dans la zone ombrée, une approche axiale calculée jusqu’à une DH de 60 m (200 ft) sur un site
de 3° est possible.
Note. — La zone circulaire proche de la courbe correspondant à une séparation de 1 200 m entre les
pistes résulte de la limite supérieure du guidage en site utilisé. On ne s’attend pas que cette zone
présente des limites opérationnelles quelconques dans la pratique.
13.7.6 Extensions des géométries de pistes
13.7.6.1 Des essais en vol et au sol ont indiqué que la zone ombrée peut être élargie sur la base des
considérations supplémentaires ci-après :
a) une extension angulaire est possible si l’on utilise le guidage de site existant en-dehors du secteur
minimal spécifié de guidage proportionnel en azimut. Le guidage en site pour cet élargissement
angulaire doit être vérifié ;
b) une extension dans le sens de la radiale est possible avec un léger assouplissement du bilan
d’erreurs verticales à 4,9 m (16 ft). Cet assouplissement est encore très prudent et représente 66 %
du bilan d’erreurs ILS équivalent [7 m (24,1 ft)].
13.7.6.2 Le point A est un exemple d’emploi de la Figure G-33. Lorsqu’on utilise ces extensions, une
approche axiale calculée sur une piste secondaire est possible pour un espacement de −1 400 m
entre les pistes et un décalage de ±200 m des seuils.
14. Application des objectifs de niveau de service du Tableau G-15 aux opérations MLS/RNAV
14.1 Les procédures MLS/RNAV examinées ci-dessous peuvent être réalisées avec un équipement
au sol répondant aux objectifs d’intégrité et de continuité du service indiqués au Tableau G-15.
Beaucoup de ces opérations peuvent être réalisées avec un équipement au sol ne répondant qu’aux
objectifs de niveau 2. En outre, la plupart des procédures n’exigeront peut-être pas un guidage positif
pendant la procédure d’approche interrompue. Là où les procédures ne permettent pas d’assurer le
franchissement d’obstacles le long d’une approche interrompue sans guidage, on aura besoin d’un
genre ou l’autre de guidage secondaire. Les besoins de précision du système de guidage secondaire
seront déterminés par la nature de l’environnement riche en obstacles.

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14.1.1 Dans les rares cas où une procédure MLS/RNAV s’effectue dans un environnement riche en
obstacles, le temps d’exposition aux obstacles (OET) calculé exigera peut être un type d’équipement
de niveau plus élevé que celui nécessaire à l’atterrissage.
14.1.2 Détermination des segments critiques
14.1.2.1 Les termes ci-après sont utilisés pour déterminer la longueur des segments critiques d’une
procédure MLS/RNAV.
Environnement riche en obstacles. Environnement où il n’est pas possible de construire une approche
interrompue sans guidage grâce aux procédures. Un guidage secondaire sera nécessaire pour
pouvoir grimper à une altitude de secteur sûre.
Segment critique. Segment sur lequel une approche interrompue sans guidage exposerait l’aéronef à
un obstacle.
Temps d’exposition aux obstacles (OET). Intervalle nécessaire pour traverser le segment critique
d’une procédure MLS/RNAV. Ce temps est utilisé pour établir le niveau requis de service de
l’équipement de guidage non embarqué.
14.1.2.2 Pour déterminer l’OET on peut suivre la procédure ci-après (voir Figure G-34) :
a) déterminer s’il existe un environnement riche en obstacles en alignant la surface d’approche

interrompue sans guidage sur tout cap qui pourrait être suivi au cours d’une approche interrompue
sans guidage, à partir de la procédure MLS/RNAV ;
b) déterminer s’il existe une procédure permettant d’éviter l’obstacle sans faire appel au guidage
secondaire ;
c) déterminer l’OET comme étant la période pendant laquelle l’obstacle se trouve à l’intérieur de la
surface d’approche interrompue sans guidage, et pendant laquelle il n’y a pas de procédure
permettant d’éviter l’obstacle.
14.2 Opérations axiales calculées
14.2.1 Lorsqu’elles aboutissent à la piste principale, ces opérations n’exigent du système embarqué
que le calcul du guidage latéral. Le guidage vertical est assuré directement par la fonction de site.
L’équipement embarqué qui assure le guidage latéral doit posséder la même intégrité que celle qui est
exigée du récepteur MLS pour les opérations MLS de base effectuées à une hauteur de décision
équivalente. Les opérations axiales calculées effectuées à une hauteur de décision inférieure à une
hauteur de décision de catégorie I exigent du DME un niveau de précision, de continuité du service et
d’intégrité applicable au type d’opération.

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14.2.2 Lorsqu’elles aboutissent à une piste secondaire parallèle, ces opérations exigent que le
système embarqué calcule le guidage latéral et vertical. Les hauteurs de décision peuvent être
limitées par la couverture du signal MLS et la précision du guidage calculé réalisables.
14.2.3 L’équipement MLS sol qui répond aux objectifs de service du niveau 2 peut suffire pour les
opérations axiales calculées :
a) lorsque l’opération est effectuée à des hauteurs de décision de catégorie I ou supérieures ;
b) lorsque la construction de trajectoire de référence et le guidage calculé latéral et vertical assuré par
l’équipement embarqué possèdent le même niveau d’intégrité que le récepteur MLS pour une
opération MLS de base.
14.2.4 Lorsque les opérations axiales calculées sont effectuées au-dessous des hauteurs de décision
de catégorie 1, le niveau de service de l’équipement MLS sol doit être compatible avec la hauteur de
décision utilisée. De même, l’équipement embarqué qui assure le guidage calculé doit posséder la
même intégrité que le récepteur de base utilisé pour les opérations MLS de base avec hauteur de
décision équivalente.
14.3 Procédures d’approche courbe MLS
14.3.1 Ces procédures doivent être examinées avec soin afin de déterminer le niveau de service
exigé de l’équipement sol. Pour les courbes MLS, l’exigence la plus stricte en matière d’intégrité et de
continuité du service peut être fondée sur une partie de la trajectoire de vol précédant la hauteur de
décision. En pareil cas, les objectifs d’intégrité et de continuité du service de l’équipement MLS sol ne
peuvent reposer uniquement sur la catégorie d’atterrissage. Lorsque les exigences en matière de
franchissement d’obstacles prévoient que la précision du guidage doit être hautement fiable, les
objectifs d’intégrité et de continuité du service de l’équipement sol peuvent être déterminés à l’aide de
la méthode de l’arborescence des risques décrite à la Section X. Les exigences ci-après doivent
également être prises en compte :
a) l’équipement embarqué doit pouvoir construire les trajectoires de référence et calculer le guidage
vertical et latéral, avec contrôle positif dans les virages ;
b) l’intégrité et la continuité du service de l’équipement embarqué doivent être compatibles avec le

degré de confiance dans la précision du guidage nécessaire pour exécuter la procédure en toute
sécurité.
15. Application des configurations MLS simplifiées
15.1 Les SARP sur les configurations MLS de base et élargies contiennent une norme unique sur le
signal hertzien, mais le Chapitre 3, § 3.11.3.4, définit une configuration MLS simplifiée qui permet
d’utiliser le MLS pour les opérations de navigation fondée sur les performances

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15.2 Les limites assouplies en matière de couverture, de précision et de contrôle ne dépassent pas
celles qui sont spécifiées au Chapitre 3, § 3.1, pour les ILS des installations de catégorie de
performances I. Cette configuration MLS simplifiée permet les opérations de catégorie I avec des
réductions importantes des dimensions des antennes d’azimut et de site. Des réductions
supplémentaires de la complexité de l’équipement peuvent être réalisées selon que l’on déroge à
l’exigence CMN pour les applications permettant les opérations d’approche et d’atterrissage qui
n’exigent pas de pilote automatique.
15.3 La configuration MLS simplifiée est compatible avec les configurations MLS de base et élargies.

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Figure G 23 A Zones critique et sensible d’azimut types

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République du Togo

Travail – Liberté – Patrie

Ministère chargé de L’Aviation Civile

ARRETE N° 025/ MIT/CAB du 31 juillet 2015 portant adoption du règlement

TABLE DES MATIERES

SUPPL A DETERMINATION DES OBJECTIFS D’INTEGRITE ET DE CONTINUITE DU SERVICE PAR

SUPPL B STRATEGIE POUR L’INTRODUCTION ET L’UTILISATION D’AIDES NON VISUELLES

SUPPL C RENSEIGNEMENTS DESTINES A SERVIR DE GUIDE DANS LA MISE EN APPLICATION

2 INDICATIONS RELATIVES AUX INSTALLATIONS ILS 19

3 INDICATIONS RELATIVES AU VOR/DVOR 65

4 SYSTEME RADAR D’APPROCHE DE PRECISION 80

7 ÉLEMENTS INDICATIFS SUR LE DME 95

SUPPL D ÉLEMENTS INDICATIFS RELATIFS A L’APPLICATION DES NORMES ET PRATIQUES

RANT 10 PART 1 – Aides radio à la navigation Suppléments

3 CRITERES DE PERFORMANCE RELATIFS AUX SYSTEMES DE NAVIGATION 115

4 ÉLEMENTS DE BASE DU GNSS 126

5 SYSTEME DE RENFORCEMENT EMBARQUE (ABAS) 132

6 SYSTEME DE RENFORCEMENT SATELLITAIRE (SBAS) 133

8 CONCEPTION DU MONITEUR DE LA QUALITE DU SIGNAL (SQM) 180

9 SUIVI DE L’ETAT ET NOTAM 187

14 MODELISATION DES ERREURS RESIDUELLES 192

SUPPL E ÉLEMENTS INDICATIFS SUR LA VERIFICATION AVANT LE VOL DE L’EQUIPEMENT

2 CHOIX ET UTILISATION DES POINTS DE VERIFICATION VOR AUX AERODROMES 205

SUPPL F ÉLEMENTS INDICATIFS CONCERNANT LA FIABILITE ET LA DISPONIBILITE DES

1 INTRODUCTION ET NOTIONS FONDAMENTALES 207

2 ASPECTS PRATIQUES DE LA FIABILITE ET DE LA DISPONIBILITE 211

CARACTERISTIQUES DU SIGNAL ELECTROMAGNETIQUE — FONCTIONS D’ANGLE ET

3 ÉQUIPEMENT SOL 231

4 CONSIDERATIONS D’IMPLANTATION 233

RANT 10 PART 1 – Aides radio à la navigation Suppléments

5 ASPECTS OPERATIONNELS DE L’IMPLANTATION DE L’EQUIPEMENT SOL DME 247

FONCTIONNEMENT DU MLS A LA LIMITE ET A L’EXTERIEUR DES SECTEURS DE

CRITERES D’ESPACEMENT EXPRIMES SOUS FORME DE RAPPORTS DE SIGNAUX ET

ÉLEMENTS CONCERNANT LES INSTALLATIONS MLS IMPLANTEES A DES ENDROITS

11 INTEGRITE ET CONTINUITE DU SERVICE — ÉQUIPEMENT SOL MLS 259

CLASSIFICATION DES INSTALLATIONS MLS SOL D’AZIMUT D’APPROCHE, DE SITE ET

13 APPROCHES AXIALES CALCULEES 267

APPLICATION DES OBJECTIFS DE NIVEAU DE SERVICE DU TABLEAU G-15 AUX

15 APPLICATION DES CONFIGURATIONS MLS SIMPLIFIEES 277

TABLEAUX DU SUPPLEMENT G 279 à 291

FIGURES DU SUPPLEMENT G 293 à 329

RANT 10 PART 1 – Aides radio à la navigation Suppléments

La porte « ET » symbolise l’opération logique selon laquelle la coexistence de tous les

La porte « OU » symbolise une situation où l’événement de sortie se produira si un ou

Le rectangle symbolise un événement qui résulte de la combinaison d’événements de

Le cercle symbolise un événement de défaillance primaire qui n’exige aucune autre

RANT 10 PART 1 – Aides radio à la navigation Suppléments

2.1 On peut définir les probabilités suivantes :

Pb = Probabilité de perte d’aéronef due à une défaillance d’intégrité du guidage primaire.

Pc = Probabilité de perte d’aéronef due à une défaillance de continuité du service(COS)

RANT 10 PART 1 – Aides radio à la navigation Suppléments

RANT 10 PART 1 – Aides radio à la navigation Suppléments

Pp = Probabilité de défaillance COS du guidage primaire.

Pd = Probabilité de perte d’aéronef au cours d’une procédure interrompue.

Pi = Probabilité de défaillance d’intégrité du guidage primaire.

PiN = Probabilité de défaillance d’intégrité de l’élément Nav N.

PpN = Probabilité de défaillance COS de l’élément Nav N.

Ps1 = Probabilité de défaillance COS du guidage secondaire.

Ps2 = Probabilité de défaillance d’intégrité du guidage secondaire.

2.3 L’analyse de risques ci-dessus ne suppose aucune erreur de conception d’équipement.