Brevet FR2545930A1 — publié le 19841116

La présente invention concerne de façon géné- rale les systèmes d'avertissement de proximité du sol et elle porte plus particulièrement sur un système qui donne un avertissement au pilote d'un aéronef engagé dans une manoeuvre tactique, comme un piqué, pour lui indiquer qu'il doit commencer immédiatement à se redresser, pour éviter que l'aéronef ne descende au-dessous d'une altitude minimale désirée qui est sélectionnée par le ré- glage du marqueur de radioaltimètre, ou réglage d'alti- tude de descente minimale (ADM) Le système donne égale- ment des avertissements concernant des conditions de vol dangereuses pendant des segments de route communs ou non tactiques d'un vol, comme le décollage, l'atterrissa- ge et le vol de croisière. On connaît des systèmes d'avertissement de pro- ximité du sol qui donnent des avertissements concernant divers profils de vol dangereux De tels systèmes sont cependant conçus de façon générale pour les aéronefs de transport, et ils sont conçus de façon à donner des aver- tissements essentiellement dans les phases de décollage et d'atterrissage d'un vol, afin d'éviter que, par inad- vertance, un vol piloté conduise l'aéronef à percuter le sol De tels systèmes ne sont pas conçus pour donner des avertissements pendant des manoeuvres tactiques telles que des piqués, dans lesquels le pilote dirige délibéré- ment l'aéronef vers le sol à vitesse élevée et avec une forte pente de descente, et ils fourniraient donc des aver- tissements inadaptés ou erronés dans de telles conditions. L'invention a donc pour but de procurer un sys- tème d'avertissement qui supprime un grand nombre des in- convénients des systèmes d'avertissement de l'art antérieur. Un autre but de l'invention est de fournir un avertissement d'une condition de vol dangereuse pendant des manoeuvres tactiques, aussi bien que pendant des segments de route com- muns, comme le décollage, l'atterrissage et le vol de croi- sière. Un autre but de l'invention est de donner un avertissement au pilote d'un aéronef engagé dans un piqué, pour lui indiquer qu'il doit commencer immédiatement à redresser l'aéronef pour éviter que ce dernier ne descen- de au-dessous d'une altitude minimale désirée. Les aéronefs tactiques présentent des problè- mes spéciaux dans la conception de systèmes d'avertisse- ment de proximité du sol qui avertissent le pilote de l'aéronef d'une condition de vol dangereuse L'un de ces problèmes se manifeste à cause du double mode de fonction- nement d'un tel aéronef De façon caractéristique, un tel aéronef fonctionne selon un mode tactique, ou mode de mi- se en oeuvre des armes, qui comprend des manoeuvres telles que des piqués et diverses manoeuvres à basse altitude, ainsi qu'un mode de fonctionnement non tactique, ou corres- pondant à des segments de route communs, qui comprend des manoeuvres telles que le décollage, l'atterrissage et le vol de croisière Du fait que les manoeuvres qu'on rencon- tre dans le mode de fonctionnement tactique d'un aéronef sont notablement différentes de celles qu'on rencontre de façon caractéristique dans le mode non tactique, un systè- me conçu pour un aéronef non tactique ou de transport ne fournira pas des avertissements appropriés pendant certai- nes manoeuvres tactiques, tandis qu'il fournira des aver- tissements erronés pendant d'autres manoeuvres. De façon similaire, un système conçu spéciale- ment pour donner des avertissements pendant des manoeuvres tactiques ne donnera pas des avertissements appropriés pen- dant les manoeuvres non tactiques, moins sévères, d'un vol. Par conséquent, un mode de réalisation préféré de l'invention procure un système qui donne des avertisse- ments de conditions de vol dangereuses dans des phases de vol tactiques aussi bien que dans des phases non tactiques. Le système conforme à l'invention contr 8 le l'angle de tanga- ge et la vitesse de descente barométrique de l'àéronef dans le mode de fonctionnement tactique, et il calcule l'altitude à laquelle un redressement doit être déclenché pour empêcher que l'aéronef ne descende au-dessous d'une altitude minimale désirée, sélectionnée par le réglage du marqueur du radioaltimètre ou de l'altitude de descen- te minimale (ADM) Lorsque l'altitude minimale de redres- sement est atteinte, le système d'avertissement émet un avertissement auditif spécifique qui est distinct d'aver- tissements non tactiques, comme par exemple "INTERROMPEZ", pour indiquer qu'un redressement doit être déclenché im- médiatement Les avertissements tactiques ne sont validés que pendant les phases de vol tactiques, et certains aver- tissements non tactiques sont invalidés pendant les pha- ses tactiques. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre d'un mode de réalisation, et en se référant aux dessins annexés sur lesquels: La figure 1 est un schéma synoptique fonction- nel logique du système d'avertissement conforme à l'inven- tion; La figure 2 montre un aéronef dans un piqué et indique les éléments dynamiques du redressement après le piqué; La figure 3 est un graphique qui montre la per- te d'altitude d'un aéronef pendant un redressement à 4 G après un piqué, en fonction de la vitesse de descente et de l'angle de tangage; La figure 4 est un graphique montrant la perte d'altitude d'un aéronef pendant un redressement à 4 G après un piqué, en fonction de la vitesse-air et de l'angle de tangage; et La figure 5 est un schéma synoptique d'un systè- me d'avertissement de proximité du sol conforme à l'inven- tion utilisable pour des manoeuvres tactiques comme pour des manoeuvres non tactiques. On va maintenant considérer les dessins, et en particulier la figure 1, qui représente un mode de réali- sation de la partie d'avertissement tactique du système d'avertissement de proximité du sol conforme à l'invention, qui est désignée de façon générale par la référence 10. Dans un but d'illustration, le système 10 conforme à l'in- vention est représenté sur la figure 1 sous la forme d'un schéma synoptique logique comprenant une série de portes; de comparateurs et d'éléments analogues, mais il faut no- ter que la réalisation réelle des fonctions logiques peut être autre que celle représentée sur la figure 1, et di- verses réalisations numériques et analogiques sont possi- bles Les signaux qu'utilise le système décrit comprennent l'altitude radioélectrique, la vitesse de variation de l'altitude barométrique, la vitesse-air et l'angle de tan- gage de l'aéronef, ainsi que des signaux qui indiquent si les armes sont armées, et divers signaux de validité. Selon le type d'aéronef dans lequel le système d'avertis- sement est installé, les signaux représentés sur la figu- re 1 peuvent être obtenus à partir d'instruments indivi- duels, comme un altimètre barométrique 12,un circuit de détermination de la vitesse de variation de l'altitude ba- -rométrique 14, un radioaltimètre 16, un gyroscope de tan- gage 18, une source de signal de vitesse-air 20,telle qui'un ca 11 ulateur de données relatives à l'air ou un indica- teur de vitesse-air, et divers éléments de circuit dis- crets qui indiquent si les armes sont armées et si les roues supportent du poids Selon une variante, dans cer- tains aéronefs plus récents, ces signaux peuvent être obte- nus à partir d'un bus de données numériques. La partie d'avertissement tactique du système conforme à l'invention est conçue de façon à ne fonction- ner que pendant une phase de vol tactique, comme une passe de bombardement ou une attaque au sol, au cours de laquel- le on rencontre une condition de piqué à forte pente Le système n'est donc validé que lorsque des conditions re- présentatives d'une telle phase de fonctionnement sont présentes Dans le mode de réalisation considéré, ces con- ditions sont les suivantes: les roues ne supportent pas le poids de l'aéronef, la vitesse-air est supérieure à une vitesse-air prédéterminée, comme par exemple 300 noeuds, et les armes ne sont pas armées. La fonction de validation est assurée par une porte ET 22 qui reçoit des signaux indiquant que les ar- mes sont armées et que les roues ne supportent pas le poids de l'aéronef, ainsi qu'un signal provenant d'un com- parateur 24 qui est connecté à la source de signal de vi- tesse-air 20 Le comparateur 24 compare le signal prove- nant de la source de signal de vitesse-air 20 avec un si- gnal de référence représentatif d'une vitesse-air prédé- terminée, par exemple 300 noeuds, et il indique le moment auquel la vitesse-air de l'aéronef dépasse une vitesse- air prédéterminée, par exemple 300 noeuds La porte ET 22 reçoit en outre des signaux indiquant que le radioaltimè- tre n'est pas hors fonction et que l'altimètre barométri- que n'est pas hors fonction, afin de mettre le système hors fonction dans le cas o un instrument est défectueux. Lorsque toutes les conditions ci-dessus sont remplies, la porte 22 valide une autre porte ET 26, pour placer la porte 26 sous la commande d'un comparateur 28 qui reçoit un signal représentatif de l'angle de tangage de l'aéronef, provenant du gyroscope de tangage 8, un si- gnal représentatif de la vitesse de descente barométrique de l'aéronef, provenant du circuit de vitesse de variation 14, ainsi qu'un signal représentatif de l'altitude de des- cente minimale qui est fixée par le réglage d' ADX Sur la base de ces signaux d'entrée, le comparateur 28 détermine l'altitude minimale de redressement, ou une altitude d'aver- tissement, HW, à laquelle le redressement doit être dé- clenché pour éviter que l'aéronef ne descende au-dessous de l'altitude de descente minimale Le comparateur reçoit également un signal représentatif de l'altitude de l'aérc- nef au-dessus du sol, provenant du radioaltimètre 16, et il applique un signal à la porte 26 dans le cas o le si- gnal reçu à partir du radioaltimètre 16 est représentatif d'une altitude inférieure à l'altitude minimale de redres- sement A la réception d'un tel signal, la porte 26 dé- clenche le fonctionnement du générateur d'avertissement, qui est de préférence un générateur d'avertissement vocal numérique, ce qui fait que le générateur 30 produit un avertissement vocal L'avertissement vocal doit être un avertissement spécifique, comme par exemple "INTERROMPEZ" pour indiquer exactement au pilote l'action qu'il doit effectuer pour éviter une condition de vol dangereuse. L'avertissement vocal est appliqué, directement ou indirec- tement, à un transducteur 32, tel qu'un haut-parleur ou un écouteur, pour être transmis au pilote. Il y a d'autres facteurs, en plus de la vites- se et de l'angle de tangage de l'aéronef, qui déterminent l'altitude à laquelle l'avertissement de redressement en fin de piqué doit être produit Ces facteurs concernent les performances de l'aéronef et comprennent le temps de réaction de l'aéronef et du pilote, et le nombre de G que l'aéronef peut supporter pendant un redressement Dans une manoeuvre de redressement classique, la trajectoire de l'aéronef est approximativement un arc de cercle au bas de la manoeuvre de redressement Le rayon du cercle est déter- miné par le nombre de G que l'aéronef peut produire pendant la manoeuvre de redressement, et le rayon de courbure de l'arc estinversement proportionnel au nombre de G qui est produit. En considérant la figure 2, on voit un aéronef 50 qui vient juste de passer par l'altitude minimale de redres- sement ou altitude d'avertissement, HW, et qui commence son redressement En supposant que le redressement s'ef- fectue de façon satisfaisante, l'aéronef arrivera en vol horizontal à l'altitude de descente minimale, ADM, et il commencera sa montée de la manière indiquée par la ligne en trait mixte La trajectoire de redressement sera en première approximation un cercle dont le rayon, R, sera déterminé par le nombre de G que l'aéronef peut produire pendant son redressement. Pour un objet se déplaçant sur un cercle, l'ac- célération normale, c'est-à-dire l'accélération radiale, dirigée vers l'intérieur, est directement proportionnelle au carré de la vitesse de l'objet et inversement propor- tionnelle au rayon de la trajectoire circulaire que décrit l'objet Mathématiquement, cette relation s'écrit v 2 an = ( 1) R en désignant par an l'accélération normale, dirigée vers l'intérieur, que subit l'objet pendant le virage, par V la vitesse de l'objet et par R le rayon de courbure de la trajectoire de l'objet. Si l'angle de descente de l'aéronef 50, repré- senté par l'angle de piqué ou donné approximativement par l'angle de tangage, est égal à 0, on peut aisément établir a relation entre la vitesse de descente de l'aéronef et sa vitesse, en utilisant des relations trigonométriques simples, soit plus précisément H b V = sin o ( 2) en désignant par Hb la vitesse de descente de l'aéronef, ou plus précisément la vitesse de descente barométrique Dans le mode de réalisation de l'invention qui est représenté, on utilise dans le calcul la vitesse de descente barométri- que; mais on peut cependant utiliser dans certains modes de réalisation la vitesse de rapprochement du sol ou la vi- tesse de variation de l'altitude radioélectrique. Si l'angle de piqué de l'aéronef est G, des principes géométriques indiquent que l'angle entre un ra- yon qui est perpendiculaire à la trajectoire de l'aéronef et la verticale est également égal à Q (figure 2) Par conséquent, la distance entre le centre 52 du cercle et la hauteur d'avertissement, Hw, est égale à R cos 9, et la distance entre la hauteur d'avertissement Hw et l'alti- tude de descente minimale, ADM, est égale à R( 1-cos 9). Cette dernière relation permet de calculer -la valeur de la perte d'altitude, a H, entre la hauteur d'avertisse- ment, Hw, et l'altitude de descente minimale, ADM, en fonc- tion de l'angle de piqué de l'aéronef et du rayon, R, de la trajectoire circulaire que décrit l'aéronef. Du fait que le rayon de la trajectoire de re- dressement est fonction de la vitesse de l'aéronef et du nombre de G qu'il peut produire pendant un redressement, on peut calculer la perte d'altitude entre l'altitude d'avertissement et l'ADM en fonction de la vitesse de l'aéronef et du nombre de G qu'il produit pendant le redres- sement En outre, du fait que la vitesse de descente de l'aéronef est fonction de la vitesse de l'aéronef et de l'angle de piqué, on peut calculer la perte d'altitude C H, pendant le redressement, en fonction de la vitesse de descente et du nombre de G que l'aéronef produit dans le redressement. On accomplit ceci de la manière suivante En par- tant de la relation ( 2), en l'élevant au carré et en effec- tuant des substitutions trigonométriques appropriées, on ob- tient la relation suivante 2 2 H 2 Hb Hb b H V 2 2 ( 1 +cos G) ( 1-cos O) ( 3 o sin Q ( 1-cos O) En réarrangeant la relation ( 1) et en reportant dans celle- ci la relation ( 3), on obtient 2 O R V 2 _ Hb R = a Ea (l+cos 0) ( 1-cos) ( 4) n n En multipliant la relation ( 4) par ( 1-cos 0), on obtient la perte d'altitude pendant le redressement, à H, de la ma- nière suivante: Hb H 1 n(i+cos 0) La relation mentionnée en dernier définit la per- te d'altitude de l'aéronef entre l'instant auquel le re- dressement en fin de piqué est déclenché et l'instant au- quel l'aéronef arrive en vol horizontal; elle ne tient ce- pendant pas compte du temps de réaction du pilote et de l'aéronef, pas plus qu'elle ne prend en considération l'altitude minimale désirée On doit également introduire ces facteurs dans l'équation définissant la hauteur d'aver- tissement, Hw, pour faire en sorte que l'avertissement soit donné suffisamment t 8 t pour permettre au pilote de redres- ser en toute sécurité On peut aisément prendre en compte l'altitude de descente minimale en additionnant le réglage de l'ADM à la perte d'altitude On peut tenir compte du temps de réaction en ajoutant dans l'équation un terme égal au temps de réaction du pilote et de l'aéronef, par exemple 2 secondes, multiplié par la vitesse de descente La hau- teur d'avertissement Hw est donc donnée par l'équation sui- vante: * 2 Hb Hw ban( + cos 0) + 2 Hb + ADM ( 6) dans laquelle le facteur qui multiplie le terme Hb repré- sente le temps de réaction de 2 secondes du pilote et de l'aéronef. On peut utiliser l'équation ci-dessus pour dé- finir une altitude d'avertissemer t, Hp, peur divers types d'aéronefs, ayant diverses caractéristiques de performar - ces Cependant, un redressement à 4 G est celui qu'cn uti- lise de façon caractéristique pendant des manoeuvres tac- tiques, du fait qu'il ne soumet pas le pilote à des efforts excessifs Ainsi, en utilisant 4 G pour l'accélération normale, ar, et en résolvant l'équation ci-dessus pour un redressement à 4 G et un temps de réaction de 2 secondes, en utilisant des techniques numériques, on obtient le ré- sultat suivant * 2 Hw = (H * ( 0,005176 + 0,0000236 *(Qp 11) + 0,0000321 *( Q -40) + 2 H + ADM p b Dans cette relation: Hw est la hauteur d'avertissement, en mètres, corres- pondant à une altitude radioélectrique, Hb est la vitesse de variation de l'altitude baromé- trique en mètres par seconde, 9 p est l'angle de tangage en degrés, ADM est l'altitude désirée minimale, en mètres. Dans l'équation ci-dessus, les termes (O p-11) et (Op-40) ne peuvent pas devenir négatifs Par consé- quent, si l'angle de tangage est respectivement inférieur à 11 degrés ou inférieur à 40 degrés, les termes ( p 11) et (Op 40) sont fixés à zéro De plus, on utilise l'an- gle de tangage de l'aéronef au lieu de l'angle de piqué pour représenter l'angle de descente, du fait qu'on peut facilement obtenir l'angle de tangage, à partir d'un gyros- cope ou d'un élément analogue, tandis que ce n'est pas le cas pour l'angle de piqué; on peut cependant utiliser l'angle de piqué réel dans le calcul L'angle de piqué dif- fère de l'angle de tangage par l'angle d'attaque des ailes qui n'est de façon caractéristique que de quelques degrés. Ainsi, le fait d'utiliser dans le calcul l'angle de tangage au lieu de l'angle de piqué donne une approximation satis- faisante de la hauteur d'avertissement De plus, on uti- lise l'approximation numérique de l'équation trigonométri- que définissant la hauteur d'avertissement du fait qu'elle permet au système d'avertissement conforme à l'invention d'effectuer de simples multiplications, au lieu de calculs trigonométriques beaucoup plus complexes, ce qui procure un temps de-'réponse plus court. La figure 3 représente l'enveloppe de redres- sement du mode de redressement en fin de piqué du système d'avertissement conforme à l'invention, pour un redresse- ment à 4 G La figure 3 montre la perte d'altitude, b H, en fonction de la vitesse de descente, pour divers angles de tangage Comme on peut le voir sur la figure 3, la perte d'altitude, a H, et par conséquent la hauteur d'avertis- sement, Hw, augmentent lorsque la vitesse de rapproche- ment du sol augmente et lorsque l'angle de tangage augmen- te Cependant, du fait que la fonction cosinus varie lente- ment pour des angles faibles, la courbe de la figure 3 est relativement indépendante de l'angle de tangage pour des angles de tangage faibles, c'est-à-dire des angles de piqué inférieurs à 400 On peut donc utiliser la même cour- be pour définir la frontière d'avertissement pour des an- gles de tangage d'environ 400 et au-dessous. De plus, comme on l'a indiqué précédemment, la vitesse de descente et la vitesse-air sont liées par le sinus de l'angle de piqué Par conséquent, on peut égale- ment définir l'enveloppe d'avertissement en fonction de la vitesse-air, au lieu de la vitesse de descente, comme représenté sur la figure 4, qui montre la perte d'alti- tude à H, en fonction de la vitesse-air et de l'angle de tangage Ainsi, dans un autre mode de réalisation de l'irn- * vention, on peut appliquer au comparateur 28 un signal re- présentatif de la vitesse-air, au lieu de la vitesse de descente, et on peut utiliser les courbes de la figure 4, au lieu de celles de la figure 3, pour déterminer la per- te d'altitude et la hauteur d'avertissement. En considérant la figure 5, on voit une par- tie du système d'avertissement de redressement en fin de piqué qui est utiliséeen association avec des systèmes qui produisent des avertissements de condition de vol dan- gereuses dans diverses conditions de vol non tactiques. Dans le schéma synoptique de la figure 5, on utilise les mêmes nombres pour désigner les composants identiques à ceux représentés sur la figure 1, et on utilise des nom- bres affectés du symbole prime pour désigner des composants de la partie non tactique du système d'avertissement qui sont identiques à des composants de la partie tactique du système qui sont désignés par le même nombre dépourvu du symbole prime Ainsi, la partie non tactique du système d'avertissement 10 ' est analogue à la partie tactique du - système d'avertissement 10, et le générateur d'avertisse- ment non tactique 30 ' est analogue au générateur d'aver- tissement tactique 30. Le système 10 ' représenté sur la figure 5 uti- lise également divers signaux représentatifs de divers pa- ramètres de vol de l'aéronef, comprenant la vitesse-air, l'altitude radioélectrique, la vitesse de variation de l'altitude barométrique, la-vitesse de-variation de l'alti- tude radioélectrique, un signal représentatif de l'altitu- de de descente minimale, ADM, un signal représentatif de l'armement des armes, un signal représentatif de la posi- tion du train d'atterrissage, ainsi que divers signaux de validité (non représentés) Comme dans le cas du système 10, le système 10 ' reçoit les signaux soit à partir de di- vers instruments individuels et de divers éléments de cir- cuit discrets, soit à partir d'un bus de données numériques. Le système 10 ' analyse les signaux reçus et accomplit une fonction d'avertissement dans le cas o une condition de vol dangereuse existe Parmi des fonctions caractéristiques remplies par le système 10 ' figurent les fonctions qui sont décrites dans les demandes de brevet US 494 589, 494 590, 494 591, 494 593 et 494 594. Le système 10 ' peut contenir une ou plusieurs des fonctions d'avertissement décrites dans les demandes précitées, ou d'autres fonctions d'avertissement, et il fonctionne pendant les phases non tactiques du vol de l'aéronef Le système 10 ' commande le fonctionnement d'un générateur d'avertissement non tactique 30 ' et il fait en sorte que le générateur 30 ' produise divers avertis- sements vocaux qui sont appliqués au transducteur 32, ou à un autre transducteur approprié, pour informer le pilo- te d'une condition de vol dangereuse pendant des phases de vol non tactiques De tels avertissements comprennent de façon caractéristique: "NE DESCENDEZ PAS", qui indi- que à un pilote-qu'il descend après le décollage, "TROP BAS" qui indique à un pilote qu'il vole au-dessous de l'al- titude de descente minimale, "SOL" qui avertit un pilote d'un rapprochement excessif du terrain pendant le vol à basse altitude, "VITESSE DE DESCENTE", qui indique à un pilote qu'il descend trop rapidement pendant l'approche d'un atterrissage, et "TROP BAS, TRAIN RENTRE" qui avertit un pilote au cas o il tente d'atterrir avec le train d'atterrissage rentré. Bien que tous ces avertissements soient utiles pendant les phases de vol non tactiques, certains de ces avertissements peuvent être déclenchés de façon erronée pendant des phases de vol tactiques, produisant ainsi des avertissements intempestifs En particulier, l'avertisse- ment "SOL" et l'avertissement "VITESSE DE DESCENTE" sont susceptibles d'être produits pendant des manoeuvres tacti- ques, du fait que la vitesse de variation de l'altitude ra- dioélebtrique comme la vitesse de variation de l'altitude barométrique sont élevées pendant des manoeuvres tactiques. Par conséquent, les modes non tactiques qui sont les plus susceptibles d'être déclenchés par erreur doivent être in- validés pendant des manoeuvres tactiques Le système 10 ' comporte donc une entrée"ARMES NON ARMEES" qui empêche la génération d'avertissements quelconques, comme par exem- ple les avertissements "SOL" et "NE DESCENDEZ PAS", et d'autres avertissements qui entraîneraient la génération d'avertissements intempestifs pendant des manoeuvres tac- tiques On peut commodément obtenir un tel signal à par- tir d'un contact d'armement d'armes 40 qu'on utilise pour armer les armes de l'aéronef On peut utiliser un tel contact pour appliquer au système 10 ' un signal"ARMES NON ARMEES", pour invalider tous les avertissements qui pour- raient être déclenchés de façon intempestive pendant un vol tactique, ainsi que pour valider le système d'avertis- sement tactique 10 pendant les phases de vol tactiques. 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 Système destiné à indiquer au pilote d'un aéronef engagé dans un piqué l'altitude à laquelle il doit commencer le redressement pour éviter de descendre au-dessous d'une altitude prédéterminée, caractérisé en ce qu'il comprend: des moyens ( 28) qui réagissent à la vitesse de descente et à l'angle de descente de l'aéro- nef de façon à déterminer l'altitude minimale à laquelle le redressement doit être commencé pour éviter de descen- dre au-dessous de l'altitude prédéterminée; et des mo- yens ( 26, 30, 32) qui fonctionnent sous la dépendance de l'altitude de l'aéronef et des moyens de détermination de façon à donner un avertissement au pilote lorsqu'il doit commencer le redressement. 2 Système selon la revendication 1, dans le- quel les moyens ( 28) qui réagissent à la vitesse de des- cente et à l'angle de descente comprennent des moyens qui réagissent à la vitesse de descente barométrique de l'aéronef. 3 Système selon la revendication 1, caracté- risé en ce que les moyens ( 28),qui réagissent à la vitesse de descente et à l'angle de descente-Jcomprennent des moyens qui réagissent à l'angle de tangage de l'aéronef. 4 Système selon la revendication 1, caractéri- sé en ce que les moyens ( 28) qui réagissent à l'altitude de l'aéronef comprennent des moyens qui réagissent à l'altitu- de de l'aéronef au-dessus du sol. Système d'avertissement de proximité du sol utilisable pour produire des avertissements indiquant des conditions de vol dangereuses d'un aéronef dans des phases tactiques et non tactiques du fonctionnement de l'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend: des premiers-moyens ( 10 ', ') qui réagissent à des conditions de vol de l'aéronef pendant des phases de vol non tactiques en produisant un avertissement qui indique une condition de vol dangereuse; des seconds moyens ( 10, 30) qui réagissent à des condi- tions de vol de l'aéronef pendant des phases de vol tac- tiques, de façon à produire un avertissement indiquant une condition de vol dangereuse; et des moyens ( 10 ', 22) qui invalident la génération d'un avertissement par les moyens réagissant aux phases de vol non tactiques, lors- que l'aéronef est dans une phase de vol tactique. 6 Système d'avertissement de proximité du sol selon la revendication 5, caractérisé en ce que les moyens d'invalidation comprennent des moyens ( 10 ') qui réagis- sent à un signal d'armement des armes. 7 Système d'avertissement de proximité du sol selon la revendication 5, caractérisé en ce que les pre- miers moyens de génération d'avertissement ( 10 ') réagis- sent à l'altitude de l'aéronef au-dessus du sol en pro- duisant un avertissement si l'altitude au-dessus du sol diminue à une vitesse excessive. 8 Système d'avertissement de proximité du sol selon la-revendication 7, caractérisé en ce que les mo- yens d'invalidation comprennent des moyens ( 10 ') destinés à empêcher la génération de l'avertissement indiquant que l'altitude au-dessus du sol diminue de façon excessivement rapide. 9 Système d'avertissement de proximité du sol selon la revendication 5, caractérisé en ce que les pre- miers moyens de génération d'avertissement ( 10 ') réagis- sent à la vitesse de descente de l'aéronef en produisant un avertissement si l'aéronef descend à une vitesse excessive. Système d'avertissement de proximité du sol selon la revendication 9, caractérisé en ce que les moyens d'invalidation comprennent des moyens ( 10 ') destinés à em- pêcher la génération de l'avertissement indiquant que l'aé- ronef descend de façon excessivement rapide, lorsque les armes sont armées -