Brevet FR2495313A1 — publié le 19820604

i La présente invention concerne un dispositif desti- né à générer un signal d'inclinaison longitudinale qui ne soit pas affecté par des erreurs de cisaillement de vent et de virage, et destiné plus particulièrement à générer un signal de stabilisation d'inclinaison longitudinale pour un collimateur de pilotage qui comporte une composante à long terme déduite d'un signal d'angle d'attaque et une composan- te à court terme déduite d'un signal de gyroscope. Les brevets U.S. 3 851 303 et 4 095 271 décrivent des circuits de calcul d'inclinaison longitudinale de l'art antérieur. Dans le brevet U.S. 3 851 303, un signal d'accé- léromètre longitudinal est modifié par un signal de vitesse air différentié et est combiné avec un signal de gyroscope pour donner une indication de l'assiette longitudinale de l'aéronef. Cependant le signal de vitesse air différentié est sujet à une erreur de cisaillement de vent, ce qui diminue la précision du signal d'inclinaison longitudinale qui est généré. Le brevet U.S. 4 095 271 décrit un circuit géné- rateur de signal d'inclinaison longitudinale qui génère un signal d'inclinaison longitudinale obtenu à partir d'un accéléromètre monté sur un collimateur de pilotage qui est étalonné par rapport à l'axe de référence du collimateur de façon à indiquer l'angle d'inclinaison longitudinale de l'axe de référence pendant les conditions de régime établi, c'est-à-dire les conditions de vol non accéléré. Le signal de sortie de l'accéléromètre est compensé vis-à-vis de l'accélération horizontale en soustrayant le taux de varia- tion de la vitesse air afin de générer un signal d'inclinai- son longitudinale calculé pour la référence d'affichage du collimateur de pilotage. Ce signal d'inclinaison longitudi- nale obtenu à partir d'un accéléromètre est utilisé en tant que référence d'inclinaison longitudinale à long terme et il est combiné avec le signal de sortie du gyroscope pour les excursions d'inclinaison longitudinale à court terme. On accomplit ceci en corrigeant le signal d'inclinaison lon- gitudinale du gyroscope à une cadence lente et limitée pour 2 495313 le faire correspondre à la référence à long terme. Un système décrit dans le brevet U.S. 4 012 713 utilise le signal de sortie d'un accéléromètre longitudinal et un signal de vitesse air différentié pour produire un signal de cisaillement de vent. Le signal est appliqué à un indicateur approprié pour alerter le pilote ou un autre aéronef de l'existence d'une condition dangereuse de cisail- lement de vent. Ces types de systèmes fonctionnent de façon satisfaisante dans les conditions normales ou en présence de conditions de cisaillement de vent à relativement court terme. Cependant, lorsqu'on rencontre des conditions de cisaillement de vent de longue durée, la référence d'incli- naison longitudinale à long terme calculée peut présenter une erreur à cause de la discordance entre l'accélération inertielle et l'accélération par rapport à la masse d'air, du fait qu'on utilise l'accélération par rapport à la masse d'air pour compenser l'accélération inertielle. Dans cer- taines conditions de cisaillement de vent, le signal de sortie d'inclinaison longitudinale calculé peut être forcé lentement vers une référence d'inclinaison longitudinale à long terme erronée. On peut minimiser cette erreur de cisaillement de vent à long terme en réduisant la vitesse de saut de la correction gyroscopique. Cependant, en faisant ceci, on ne peut pas compenser complètement les erreurs de redressement du gyroscope dues à un redressement lent de la plate-forme gyroscopique vers la verticale dynamique, ainsi que les erreurs accumulées pendant les virages. Ceci est particuliè- rement vrai pendant les conditions de cisaillement dans lesquelles les erreurs du gyroscope comme les erreurs de référence d'inclinaison longitudinale à long terme tendent à augmenter dans la même direction et deviennent donc additives. L'invention a donc pour but de réaliser un circuit destiné à calculer l'assiette longitudinale d'un aéronef en utilisant une information d'angle d'attaque pour les excur- sions d'inclinaison longitudinale à long terme, et des signaux de gyroscope pour l'information d'inclinaison longi- tudinale à court terme. L'invention a également pour but de réaliser un circuit de calcul d'inclinaison longitudinale qui génère un signal de stabilisation pour un collimateur de pilotage indiquant l'assiette longitudinale de l'aéronef indépendam- ment de conditions de cisaillement de vent. L'invention a également pour but de réaliser un circuit générateur de signal d'inclinaison longitudinale qui utilise un signal provenant d'un accéléromètre monté sur le collimateur de pilotage et un autre signal provenant d'un accéléromètre monté sur une girouette d'angle d'attaque pour produire un signal de sortie entièrement exempt d'erreurs d'accélération et de cisaillement, et qui minimise les erreurs dues à un défaut d'alignement des accéléromètres. Plus particulièrement, on combine un signal repré- sentant l'angle d'attaque du fuselage avec l'angle de la trajectoire de vol par rapport à la masse d'air pour élabo- rer un premier signal d'inclinaison longitudinale représen- tant un signal d'inclinaison longitudinale à long terme basé sur l'angle d'attaque. On utilise ce signal pour géné- rer un signal d'erreur qu'on combine avec le signal de sor- tie du gyroscope, après avoir limité et intégré ce dernier, pour donner un signal d'inclinaison longitudinale calculé qui dépend du premier signal d'inclinaison longitudinale pour l'information d'inclinaison longitudinale à long terme et du signal de gyroscope pour l'information d'inclinaison longitudinale à court terme. Dans un premier mode de réalisation de l'inven- tion, on peut combiner le signal d'inclinaison longitudinale calculé avec un signal de sortie d'un accéléromètre monté sur le collimateur de pilotage. On filtre le signal résul- tant et on le soustrait du signal d'inclinaison longitudina- le pour produire un signal d'accélération à long terme qu'on utilise à son tour pour obtenir un second signal d'erreur. On intègre ce signal d'erreur par rapport au temps pour obtenir un signal de correction qu'on soustrait du signal d'inclinaison longitudinale calculé afin d'élaborer un signal de stabilisation en inclinaison longitudinale pour le collimateur de pilotage. En outre, on peut déconnecter l'intégrateur du limiteur pour éviter de charger une infor- mation fausse dans l'intégrateur dans le cas de l'existence d'une attitude inhabituelle ou d'une condition de vol dyna- mique. Dans un second mode de réalisation de l'invention, on peut combiner le signal d'inclinaison longitudinale cal- culé avec un signal représentant la différence entre le signal de sortie de l'accéléromètre monté sur le collima- teur de pilotage et le signal de sortie d'un accéléromètre monté sur la girouette d'angle d'attaque. On filtre le signal de différence pour éliminer les composantes de haute fréquence avant de l'additionner au signal d'inclinaison longitudinale calculé. Le signal de stabilisation de colli- mateur de pilotage qui en résulte est exempt d'erreurs de Vi- rage etde cisaillement et les erreurs de défaut d'aligne- ment dues aux accéléromètres montés sur la girouette d'angle d'attaque et sur le collimateur de pilotage sont notablement réduites. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre de modes de réalisation et en se référant aux dessins annexés sur lesquels: La figure 1 est une représentation schématique d'un aéronef avec:un collimateur de pilotage destiné à pré- senter une information visuelle concernant l'inclinaison longitudinale qui est utilisée pour contr6ler l'approche de l'aéronef avant.un atterrissage; la figure 2 est un schéma synoptique fonctionnel d'un circuit destiné à générer un signal d'inclinaison lon- gitudinale la figure 3 est un schéma montrant la configura- tion géométrique d'alignement de l'accéléromètre monté sur le collimateur de pilotage et de la girouette d'angle d'atta- que; la figure 4 est un schéma synoptique fonctionnel d'un circuit destiné à générer un signal de stabilisation en inclinaison longitudinale à partir du signal d'inclinai- son longitudinale calculé de la figure 2 La figure 5 est un schéma montrant la configura- tion géométrique d'alignement d'un accéléromètre monté sur une sonde d'angle d'attaque et d'un accéléromètre monté sur le collimateur de pilotage; la figure 6 est une représentation schématique d'une girouette d'angle d'attaque sur laquelle est monté un accéléromètre; et la figure 7 est un schéma synoptique fonctionnel d'un autre mode de réalisation d'un circuit destiné à géné- rer un signal de stabilisation de collimateur de pilotage à partir du signal d'inclinaison longitudinale calculé de la figure 2. L'invention est décrite et représentée ici dans le cas de l'utilisation avec un système de collimateur de pilotage qui présente une information d'inclinaison longi- tudinale et de trajectoire de vol à un pilote pour aider au guidage de l'aéronef. Cependant, certaines caractéristiques de l'invention sont utilisables pour la présentation sur un collimateur de pilotage d'autres informations liées à l'inclinaison longitudinale, ou pour générer un signal d'inclinaison longitudinale précis pour d'autres buts, comme par exemple pour un système de guidage de vol. En considérant la figure 1, on voit un aéronef 20 qui comporte un collimateur de pilotage 22 projetant une information liée à l'inclinaison longitudinale sur un écran à combinaison 24 qui se trouve entre le pilote et le monde extérieur. Le collimateur de pilotage 22 peut être de la forme décrite dans les brevets U.S. 3 654 806, 3 686 626, 3 816 005 ou 3 851 303. Un signal d'inclinaison longitudinale déduit de l'angle d'attaque, désigné par Xl, utilise une relation entre un angle d'attaque du fuselage, désigné par Q(B, qui est l'angle du vecteur vitesse de l'air par rapport à l'axe de référence du fuselage, FRL, et un angle de trajec- toire de vol par rapport à la masse d'air, '. Pour l'assiet- te longitudinale de l'aéronef qui est représentée sur la figure 1, on a: idB = hi( - y ou, en réarrangeant les termes: G - =B + On peut calculer l'angle d'attaque du fuselage (B à partir d'un angle d'écoulement d'air local AL qui est mesuré par une girouette d'angle d'attaque 26 qui se trouve sur le fuselage 28 de l'aéronef 20. De façon générale, l'angleo(V que mesure la girouette d'angle d'attaque 26 est lié à l'angle d'écoulement d'air local O "V = XKL + &V ou, en réarrangeant les termes: OL =O V - V L'angle d'écoulement d'air local 0(L est également lié à l'angle d'attaque du fuselage M B par l'équation sui- vante: UL =-(O + KIB En réarrangeant les termes et en reportant la valeur de (L, on obtient: o(v * &o"V - CK O( B = K en désignant par (, et K des constantes aérodynamiques déterminées au cours d'essais en vol empiriques, et par( V l'erreur de la sonde d'angle d'attaque 26 par rapport à la référence vis-à-vis de laquelle on a déterminé "0 et K. On peut alors reporter la quantité B dans l'équa- tion donnant c, pour obtenir le résultat: 0(v.,Oc v K K On peut obtenir la quantité e en divisant le taux de variation de l'altitude barométrique, désigné par HBARO, par la vitesse air vraie, ou VVR, et en multipliant le résultat par 57,3. On peut obtenir la vitesse air vraie à partir d'un calculateur de données relatives à l'air ou par d'autres sources d'information. On peut obtenir le taux de variation de l'altitude barométrique en différentiant le signal de sortie d'un altimètre barométrique (non représen- té) qui peut faire partie de l'instrumentation de l'aéronef 20. La précision à long terme du signal d'inclinaison longitudinale basé sur l'angle d'attaque, soit i, dépend de l'effet que les vents et les cisaillements horizontaux et verticaux ont sur l'angle d'attaque" B et sur l'angle de la trajectoire de vol par rapport à la masse d'air,,. De façon générale, les erreurs de vent et de-cisaillement ten- dent à s'annuler dans le calcul du signal d'inclinaison longitudinale basé sur l'angle d'attaque, Q". La figure 2 représente un dispositif calculateur d'inclinaison longitudinale mettant en oeuvre l'invention dans lequel on utilise le signal de sortie de la girouette d'angle d'attaque 26 pour produire un signal d'inclinaison longitudinale à long terme, et dans lequel on utilise le signal de sortie d'un gyroscope 29 pour produire une infor- mation d'inclinaison longitudinale à court terme. Le signal de sortie CV de la girouette d'angle d'attaque 26 est appliqué à un circuit de sommation 40 dans lequel ce signal est diminué d'une quantité égale à la constante A. Le signal obtenu est ensuite multiplié par un facteur 1/K par un circuit multiplicateur 42, ce qui donne un signal égal à - Oev -OO K cette quantité étant elle-même égale à B K Ce signal est additionné dans un circuit addi- tionneur 44 à l'angle de trajectoire de vol par rapport à la masse d'air Y, qui est obtenu en divisant le taux de variation d'altitude barométrique HBARO par la vitesse air vraie VVR et en multipliant le quotient par 57,3 dans un circuit multiplicateur 46. La sommation des deux signaux dans le circuit de sommation 44 produit un signal de sortie qui est égal d: B K + = ( KV Ce signal est appliqué à un circuit de sommation 50 par l'intermédiaire d'un contact de commutateur 48 et il est limité par un limiteur 52 à une excursion maximale de plus ou moins 30. Ce signal est ensuite intégré par un intégra- teur 54 pour filtrer les perturbations dynamniques à court terme du signal. Le signal intégré provenant de l'intégrateur 54 est sommé avec le signal de sortie du gyroscope, désigné par 9gyro' dans un circuit de sommation 56, pour donner un signal de sortie d'inclinaison longitudinale calculé + K qui constitue une indication de l'assiette longi- tudinale de l'aéronef 20 mais qui contient une composante constante égale à K Le signal de sortie du circuit de sommation 56 est renvoyé vers le circuit de sommation 50, qui soustrait ce signal du signal de sortie du circuit de sommation 44 pour produire un signal d'erreur. Le signal d'erreur est intégré par rapport au temps pour produire un signal de correction qui est ajouté au signal du gyroscope Qgyro afin de diminuer les erreurs à long terme qui peuvent être dues à des cisaillements de vent de longue durée. Pour éviter de charger l'intégrateur 54 avec une information erronée, comme pendant le décollage lorsque la vitesse air est inférieure à une valeur prédéterminée, par exemple 130 km/h,.le contact de commutateur 48 déconnecte la sortie du circuit de sommation 44 de l'entrée du circuit de sommation 50 et applique le signal de sortie Qgyro du gyroscope 29 à l'entrée du circuit de sommation 50. Dans ces conditions, le signal de sortie du circuit de sommation 56 est le signal Qgyro seul. Le limiteur 52 et la constante de temps 7 de l'in- tégrateur 54 sont choisis de façon que les perturbations dynamiques à court terme du signal Q brut soient filtrées de façon appropriée, tout en éliminant les sources d'erreur caractéristiques du gyroscope comme les erreurs résultant du redressement de la plate-forme pendant les accélérations et les virages. Le signal de sortie résultant suit le signal d'inclinaison longitudinale du gyroscope pour les change- ments à court terme et il suit le signal d'inclinaison lon- gitudinale basé sur" V pour les variations à long terme. Le signal de sortie du circuit de sommation 44 est soustrait du signal du gyroscope @gyro à un point de somma- tion 49 pour donner un signal qui représente le cisaillement vertical auquel l'aéronef est soumis. Ce signal est filtré dans un circuit de lissage 51 qui élimine ses composantes dynamiques à court terme pour donner un signal VSL qui représente le cisaillement de vent vertical à long terme. Le signal VSL est appliqué à un circuit comparateur 53 qui applique un signal de sortie à un indicateur de cisaillement vertical 55 dans le cas o le cisaillement de vent vertical dépasse des limites prédéterminées. De plus, dans le cas o le circuit comparateur 53 génère un signal, un contact de commutateur 57 déconnecte le limiteur 52 et l'intégrateur 54 du circuit de sommation 50 et les connecte à la masse pour éviter que le signal de sortie d'inclinaison longitudi- nale calculé o* + KV soit affecté par les cisaillements de oS K vent verticaux à long terme. Pendant ce temps, le signal de sortie de l'intégrateur 54 est maintenu à un niveau constant par la connexion du contact de commutateur 57 à la masse. L'erreur de décalage KV est une constante qui ne varie pas une fois que la sonde d'angle d'attaque 26 est installée. On peut utiliser le signal de sortie du circuit de la figure 2 dans le cadre d'un système de collimateur de pilotage classique, ou bien on peut l'utiliser dans d'autres types d'applications qui nécessitent une informa- tion d'inclinaison longitudinale précise, comme un système de guidage de vol. On va maintenant considérer les figures 3 et 4 qui représentent un dispositif qui génère un signal de sta- bilisation d'inclinaison longitudinale à partir du signal de sortie du circuit de la figure 2 et qui supprime l'erreur introduite par le défaut d'alignement de la sonde d'angle d'attaque 26. Le circuit de la figure 4 conviert particu- Fièrement bien à l'utilisation dans un collimateur de pilo- tage qui nécessite un signal d'inclinaison longitudinale pour la stabilisation du collimateur. Sur la figure 3, un accéléromètre longitudinal 60 est monté directement sur la plate-forme de collimateur de pilotage et le dispositif d'affichage de collimateur de pilotage, 22, est étalonné de façon que la ligne d'horizon présentée soit superposée sur l'horizon vrai lorsque le dispositif d'affichage est positionné avec son axe de réfé- rence en position horizontale et avec un signal d'entrée d'inclinaison longitudinale égal à zéro. Le signal de sortie de l'accéléromètre longitudinal 60, désigné par ALl, est étalonné de façon à indiquer l'inclinaison longitudinale vraie lorsque l'axe de référence du collimateur de pilotage est en alignement nominal avec l'axe de référence du fuse- lage, FRL, en fonctionnement dans des conditions statiques. Une fois que le collimateur de pilotage 22 et l'accéléromè- tre longitudinal 60 sont installés dans l'aéronef, toute erreur de défaut d'alignement p de l'accéléromètre 60 doit être compensée par un signal de stabilisation d'incli- naison longitudinale, désigné par D' qui est égal à la somme d'un angle d'inclinaison longitudinale vraie Q et de l'erreur de défaut d'alignement h. Le circuit de stabilisation d'inclinaison longi- tudinale calculée qui est représenté sur la figure 4 élimi- ne l'erreur de défaut d'alignement de la sonde d'angle d'attaque 26 du calculateur de signal de sortie de la figu- re 2, en corrigeant lentement la composante à long terme du signal @ + -i, pour la faire correspondre à l'angle mesuré par l'accéléromètre 60 monté sur l'axe de référence du collimateur de pilotage. Le signal de sortie Q* + - est multiplié par un ( K facteur de 0,53 dans un circuit multiplicateur 62 et il est soustrait du signal de sortie ALl de l'accéléromètre 60, monté sur le collimateur de pilotage, dans un circuit de sommation 64. Le signal de sortie du circuit de sommation 64 est filtré par un circuit de filtrage 66 qui constitue une partie d'un circuit de filtrage complémentaire 68. La fonction de transfert du circuit de filtrage 66 est telle que les composantes à long terme du signal de sortie prove- nant du circuit de sommation 64 sont éliminées. Les compo- santes de haute fréquence résultantes sont ensuite transmi- il ses à un autre circuit de sommation 69. Un capteur de vitesse air 84 détecte la vitesse air de l'aéronef et un circuit de calcul de taux de varia- tion 86 différentie cette vitesse pour donner un signal d'accélération de vitesse air VAIR. Ce signal est appliqué à l'entrée d'un circuit de filtrage 67 qui fait partie du circuit de filtrage complémentaire 68. Le signal de sortie du circuit de filtrage 67 est additionné dans un circuit de sommation 69 au signal de sortie du circuit de filtrage 66 pour donner un signal désigné par V*, qui consiste en une composante à long terme provenant du circuit de filtrage 67 et en une composante à court terme qui provient du circuit de filtrage 66. On peut donner une constante de temps dû relativement longue au circuit de filtrage complémentaire 68 pour minimiser l'effet des cisaillements de vent. Le signal V* provenant du circuit de sommation 69 est soustrait du signal de sortie A de l'accéléromètre Ll , monté sur le collimateur de pilotage, après quoi le signal résultant est multiplié par un facteur de 1,78 dans un circuit multiplicateur 72 pour donner un signal de sortie 9AL qui représente le signal d'inclinaison longitudinale à long terme mesuré par l'accéléromètre 60, monté sur le collimateur de pilotage. Un signal de sortie Q*, qui est le signal de sortie de -stabilisation - d'inclinaison longitudinale, est sous- trait du signal 9AL dans un circuit de sommation 74 pour donner un second signal d'erreur qui est limité par un cir- cuit limiteur 76. Le signal de sortie du limiteur 76 est intégré et à nouveau limité par un circuit intégrateur 80 pour produire un second signal de corâection tID qui est approximativement égal à la quantité -K. Ce signal est soustrait dans un circuit de sommation 82 du signal de sor- tie Q + KV qui provient du circuit représenté sur la figu- re 2. Le signal de sortie Q* du circuit de sommation 82 est alors égal à l'inclinaison longitudinale vraie 9, plus l'erreur d'alignement du collimateur de pilotage, Ao". Pour éviter de charger l'intégrateur 80 avec une information fausse qui pourrait faire dériver le signal Q* vers la verticale dynamique mesurée par l'accéléromètre de collimateur de pilotage 60, dans le cas d'une attitude inhabituelle ou d'une condition de vol dynamique, des cir- cuits logiques sont prévus de façon à déconnecter l'intégra- teur 80 du limiteur 76 dans un ensemble déterminé de circons- tances. Le signal V* qui provient du circuit de sommation 69 est transmis par un circuit de calcul de valeur absolue 88 et il est appliqué à un comparateur 90 qui produit un signal de sortie dans le cas o V* s'élève au-dessus de 0,09 m/s. Le signal de sortie du comnarateur 90 est ensuite appliqué à une entrée d'une porte NON-OU 92. La porte NON-OU 92 reçoit d'autres signaux d'entrée qui proviennent d'une série de-circuits compara- teurs 94, 96 et 98. Le circuit comparateur 94 produit un signal dans le cas o l'angle d'inclinaison transversale dépasse une limite supérieure prédéterminée, telle que 150. De façon similaire, le circuit comparateur 96 reçoit en entrée le signal de sortie ALl provenant de l'accéléromètre 60 monté sur le collimateur de pilotage, et il produit un signal de sortie lorsque l'angle d'inclinaison longitudi- nale s'élève au-dessus d'une limite particulière, telle que 200. Le circuit comparateur 98 applique un signal de sortie à la porte NON-OU 92 dans le cas o l'accélération vertica- le dépasse une limite supérieure, telle que 0,2 fois l'accélération de la pesanteur. L'angle d'inclinaison trans- versale et l'accélération verticale peuvent être fournis par un calculateur de données relatives à l'air ou par des accéléromètres montés dans l'aéronef. La porte NON-OU 92 fait en sorte qu'un contact de commutateur 78 déconnecte le limiteur 76 de l'intégrateur 80 dans le cas o l'un des comparateurs 90, 94, 96 ou 98 indi- que l'existence d'une attitude inhabituelle ou d'une condi- tion de vol dynamique. Ces circuits logiques évitent que le signal G* dérive vers la verticale dynamique mesurée par l'accéléromètre 60 monté sur le collimateur de pilotage, en empêchant l'accroissement progressif du signal d'erreur D jusqu'à une valeur-anormalement élevée. Une fois que les circuits logiques ont détecté qu'il n'existe plus de condition inhabituelle, la porte NON-OU 92 commande le contact de commutateur 78 de façon à reconnecter le limiteur 76 à l'intégrateur 80, ce qui permet la reprise du fonctionnement normal. La précision du circuit de la figure 4 est basée UV sur le fait que les deux angles d'erreur d'alignement K et -1 ne changent pas du tout ou très peu pendant l'approche vers la piste. Le signal de sortie-résultant 0* est alors D égal à l'inclinaison longitudinale vraie O plus l'erreur d'alignement du collimateur de pilotage-A41 et on peut l'uti- liser pour stabiliser en inclinaison longitudinale la confi- guration de symboles que présente le collimateur de pilota- ge. On va maintenant considérer les -figures 5, 6 et 7, qui montrent un second mode de réalisation d'un circuit de stabilisation en inclinaison longitudinale qui utilise un accéléromètre 100 monté sur la sonde d'angle d'attaque 26. Ce mode de réalisation du circuit de détermination de l'in- clinaison longitudinale calculée génère un signal 0D qui est entièrement exempt d'erreurs d'accélération et donc d'erreurs de cisaillement. On peut utiliser ce mode de réalisation de l'invention en association avec le circuit représenté sur la figure 2, à la place du circuit de la figure 4. L'accéléromètre 100, monté sur la sonde d'angle d'attaque, qui est représenté sur les figures 5 et 6, est monté sur un corps de sonde 27 de la sonde d'angle d'atta- que 26 et il est aligné pour donner une indication égale à zéro dans des conditions statiques. La sonde d'angle d'attaque 26 est normalement étalonnée de façon à 8tre orientée parallèlement au plan de la corde de l'aile, au moyen d'une paire de chevilles de référence de sonde 27a et 27b. Il peut cependant exister de petites erreurs d'alignement par rapport à l'axe de réfé- rence du fuselage, FRL. Le signal de sortie de l'accéléro- mètre 100, désigné par ALVY indique cette erreur de défaut d'alignement, "V, par comparaison avec le signal de sortie de l'accéléromètre 60 monté sur le collimateur de pilotage. On pourrait calculer le signal idéal de stabilisa- tion en inclinaison longitudinale, gD' à partir de g0, si on connaissait &LV et & 1 On ne connaît pas directement les deux angles de défaut d'alignement 'V et &À, mais on peut cependant calculer la différence entreles deux à partir des équations suivantes: ALV = g(g + MV) + AH ALl = g(q + d1) + AH dans lesquelles AH est l'accélération horizontale de l'aéro- nef, g est l'accélération de la pesanteur et @ est l'incli- naison longitudinale vraie. En soustrayant ALV de ALl, on obtient le résultat: ALl - ALV = g(h1 - hl) ou, en réarrangeant les termes: ALl - ALV ^2 1 -V 3- g Comme le montre la figure 5, le signal idéal de stabilisation en inclinaison longitudinale, GD' est égal à l'angle d'inclinaison longitudinale vraie augmenté de l'angle de défaut d'alignement &"1 de l'accéléromètre 60 monté sur le collimateur de pilotage. Si on utilise à la place le signal d'inclinaison longitudinale basé sur l'angle d'attaque, gC, provenant de la figure 2, on a: XV 0+ + + &c D K - K 1 en désignant par O0 et par K des constantes mesurées au cours des essais en vol. Ad La quantité Ad - V n'est pas directement connue. Cependant, si le facteur de correspondance entre l'angle d'écoulement d'air local et l'angle du fuselage était égal à 1, GD serait égal à: 9D =V '0(0 + t +L'1 ' aV Et, du fait que: g 1 - iaV = ALi ALV on peut calculer 0D à partir de mesures deC V et de ALl - ALV. Cependant, du fait que K est normalement compris entre 1,5 et 2, on ne peut calculer qu'une approximation de 0DÀ * On peut calculer un signal approché de stabilisa- tion en inclinaison longitudinale GD en utilisant la rela- tion: av &V 1 V Ae 1- -K K iK 2 dans laquelle K2 est un facteur de gain constant indépén- dant de la constante K. En reportant l'approximation dans l'équation qui donne ODl on obtient une équation donnant GD: i 0v S O + Ti - _ "V_ _ Pour obtenir la valeur de l'erreur que représente l'approximation faite pour ODs on soustrait 01 de 0D: D D 1 a - 14( (1.).+ aO(v (1 -) D = D ' D ' 1 K2 K2 x Le signal d'erreur A@ contient ainsi deux composantes, l'une proportionnelle à &V et l'autre proportionnelle ? Aoi1. On peut choisir le facteur de gain K2 de façon queles contributionsd'erreur de MQV et "1 soient égales. Si on choisit K2 de cette manière, les erreurs de défaut d'alignement de l'accéléromètre 100 de la sonde d'angle d'attaque, et de l'accéléromètre 60 monté sur le collima- teur de pilotage sont réduites approximativement d'un fac- teur de 5. Si on suppose que K est égal à 1,8, des contri- butions d'erreur égales de kv et de Aal conduisent à une valeur égale à 1,285 pour K2. En considérant maintenant la figure 7, on voit que le signal de sortie ALV de l'accéléromètre 100 monté sur la sonde d'angle d'attaque est soustrait dans un cir- cuit de sommation 102 du signal de sortie ALl de l'accélé- romètre 60 monté sur le collimateur de pilotage. Le signal résultant, désigné par.&AL1, est multiplié par un facteur de 57,3 et est divisé par l'accélération de la pesanteur g dans un circuit multiplicateur 104. Le signal de sortie du circuit multiplicateur 104 est alors égal à às -A tV et ce signal est divisé dans un circuit 106 par le facteur de gain K2, qui est égal à 1,285. Le signal de sortie du cir- cuit diviseur 106 est modifié par un circuit de filtrage 108 qui élimine les composantes de haute fréquence du signal et il est ensuite additionné au signal de sortie i + -K du circuit représenté sur la figure 2, dans un circuit de sommation 110. Le signal de sortie du circuit de sommation 110 est alors égal au signal approché de stabilisation de l'affichage 9D, et il est complètement indépendant des accélérations horizontales, du fait que ALl et ALV sont soustraits, ce qui annule le terme d'accélération horizon- tale AH. Cette indépendance repose sur l'hypothèse selon laquelle le signal de sortie du circuit de la figure 2 n'est pas affecté par les vents et les cisaillements, à cause de l'effet d'annulation de Y etO. Il va de soi que de.nombreuses modifications peuvent être apportées au dispositif décrit et représenté, sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Circuit de calcul d'inclinaison longitudinale, destiné à produire un signal d'inclinaison longitudinale représentatif de l'inclinaison longitudinale-d'un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend: des moyens (26, 40, 42) destinés à produire un premier signal lié fonctionnellement à l'angle d'attaque de l'aéronef; des moyens (46) destinés à produire un second signal représentant l'angle de la tra- jectoire de vol de l'aéronef par rapport à la masse d'air et des premiers moyens de combinaison (44) destinés à com- biner les premier et second signaux pour donner un premier signal d'inclinaison longitudinale représentatif de l'in- clinaison longitudinale de l'aéronef, qui n'est pas sujet à des erreurs d'accélération et de virage. 2. Circuit de calcul d'inclinaison longitudinale selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens destinés à produire le premier signal comprennent: une girouette d'angle d'attaque (26) destinée à produire un signal de girouette qui est lié fonctionnellement à l'angle d'écoulement d'air local au nixeau de la girouette d'angle d'attaque; et des moyens (40) destinés à combiner le signal de girouette avec un signal constant pour donner le premier signal. 3. Circuit de calcul d'inclinaison longitudinale selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un gyroscope (29) qui produit un signal gyroscopi- que d'inclinaison longitudinale, et des seconds moyens de combinaison (50, 52, 54, 56) qui sont branchés aux premiers moyens de combinaison (44) et au gyroscope de façon à com- biner le signal gyroscopique d'inclinaison longitudinale et le premier signal d'inclinaison longitudinale, pour donner un signal d'inclinaison longitudinale combiné qui comporte une composante de haute fréquence qui est fonction du signal gyroscopique d'inclinaison longitudinale, et une composante de basse fréquence qui est fonction du premier signal d'inclinaison longitudinale. 4. Circuit de calcul d'inclinaison longitudinale selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens de déconnexion (48) destinés à déconnecter les premiers moyens de combinaison (44) des seconds moyens de combinaison (50, 52, 54, 56) dans le cas d'une condition de sous-vitesse de l'aéronef, pour faire en sorte que le signal d'inclinaison longitudinale combiné soit égal au signal gyroscopique d'inclinaison longitudinale. 5. Circuit de calcul d'inclinaison longitudinale selon la revendication 2, caractérisé en ce que les seconds moyens de combinaison comprennent des moyens de correction d'erreur (50, 52, 54, 56) destinés à diminuer les erreurs dues aux cisaillements de vent à long terme, dans le signal d'inclinaison longitudinale combiné. 6. Circuit de calcul d'inclinaison longitudinale selon la revendication 5, caractérisé en ce que les moyens de correction d'erreur comprennent: des premiers moyens de sommation (50) destinés à combiner le signal d'inclinaison longitudinale combiné et le premier signal pour donner un signal d'erreur; des moyens de filtrage (52, 54) destinés à filtrer ce signal d'erreur pour donner un signal de correction; et des seconds moyens de sommation (56) desti- nés à sommer le signal de correction et le signal gyrosco- pique d'inclinaison longitudinale. 7. Circuit de calcul d'inclinaison longitudinale selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens (49, 51, 53, 55) destinés à détecter un cisaillement de vent vertical, comprenant: des troisièmes moyens de sommation (49) destinés à-combiner le signal gyroscopique d'inclinaison longitudinale et le premier signal d'inclinaison longitudinale pour donner un signal de cisaillement vertical; des moyens de comparaison (53) branchés aux troisièmes moyens de sommation pour produire un signal de sortie dans le cas o une composante du signal de cisaillement vertical dépasse une limite prédéterminée et des moyens indicateurs (55) destinés à produire une indi- cation de la présence de ce signal de sortie. 8. Circuit de calcul d'inclinaison longitudinale selon la revendication 7, caractérisé en ce que les moyens de correction d'erreur comprennent en outre des moyens de déconnexion (57) qui sont branchés aux moyens de comparaison afin de déconnecter les premiers moyens de sommation (50) des moyens de filtrage (52, 54) lorsque ledit signal de sor- tie est produit.