Brevet FR2852685A1 — publié le 20040924

La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour déterminer au moins une information de position verticale d'un aéronef lors de son atterrissage. On sait que de nombreux aéroports sont équipés d'un système de 5 radionavigation au sol émettant des signaux permettant un atterrissage de précision aux instruments de type ILS ("Instrument Landing System"> d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport civil, équipé de récepteurs appropriés. Un tel système de radionavigation comporte des stations sol qui 10 sont situées en bordure de piste et au moins un récepteur radio spécialisé monté à bord de l'aéronef, qui fournit un guidage horizontal et vertical avant et pendant l'atterrissage en présentant au pilote la déviation latérale par rapport à un axe d'approche et la déviation verticale par rapport à un plan de descente. Ledit système de radionavigation comporte générale15 ment, comme stations sol: - un radioémetteur UHF directionnel, placé en aval du seuil de piste et d'un côté ou de l'autre de l'axe de la piste, et destiné à assurer le guidage vertical le long d'un axe d'approche d'après un plan idéal de descente en approche "ILS", grâce à l'émission d'un faisceau de gui20 dage vertical (faisceau "Glide") approprié. Plus précisément, ce radioémetteur émet deux signaux à modulation différente qui sont alignés l'un au-dessus de l'autre et qui se chevauchent dans l'axe d'approche o les deux signaux sont reçus à égale intensité ; et - un radioémetteur VHF directionnel, généralement placé sur l'axe de 25 piste à l'extrémité opposée au seuil d'approche, et destiné à assurer le guidage en azimut le long de l'axe d'approche d'après un profil d'ali- gnement latéral idéal en approche "ILS", grâce à l'émission d'un faisceau d'alignement latéral (faisceau "Loc") approprié. Plus précisément, ce radioémetteur émet deux signaux à modulation différente qui se chevauchent dans l'axe d'approche o les deux signaux sont reçus à égale intensité. Un tel système de radionavigation apporte une assistance importante et efficace à l'atterrissage (par un guidage latéral et un guidage vertical), en particulier par mauvaise visibilité (brouillard, ...) ou en absence de visibilité. Toutefois, il peut arriver qu'un tel système de radionavigation soit incomplet ou au moins partiellement en panne de sorte que le pilote n'a alors plus accès à toutes les informations permettant un atterrissage complètement assisté. La présente invention s'applique au cas o aucun faisceau "glide" 15 (guidage vertical) n'est disponible, seul un faisceau "loc" (guidage latéral) étant détectable à partir de l'aéronef. Un tel cas peut se présenter notamment dans les situations suivantes: - le système de radionavigation comporte uniquement des moyens pour 20 émettre un faisceau "loc"; - les moyens dudit système de radionavigation destinés à émettre un faisceau "glide" sont en panne; - le système de radionavigation émet un faisceau "glide" vers l'avant de la piste et des faisceaux "loc" vers l'avant, ainsi que vers l'arrière de la 25 piste, et l'atterrissage est réalisé par l'arrière. Lorsqu'un tel cas se présente, le pilote doit gérer le guidage vertical sans assistance. Une telle gestion nécessite une charge de travail importante et une attention élevée de la part du pilote, ce qui peut parfois augmenter le risque d'erreurs et donc entraîner une sécurité de vol moin- dre que lors d'une approche de précision de type "ILS", pour laquelle, comme indiqué précédemment, le pilote bénéficie notamment d'une assistance pour le guidage vertical. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé5 nients. Elle concerne un procédé pour déterminer au moins une information de position verticale d'un aéronef lors de son atterrissage sur une piste d'atterrissage, en présence uniquement d'un faisceau d'alignement latéral (c'est-à-dire d'un faisceau "loc") qui est émis à partir du sol et qui donne une indication sur l'alignement latéral par rapport à l'axe d'appro10 che, et donc en l'absence d'un faisceau de guidage vertical (faisceau "glide") détectable. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que: a) on détecte ledit faisceau d'alignement latéral sur l'aéronef b) à partir d'informations relatives audit faisceau d'alignement latéral ainsi détecté et d'informations prédéterminées, on détermine un axe d'approche de l'aéronef; c) on détermine la position effective de l'aéronef d) on détermine une position de consigne de l'aéronef, qui correspond à la 20 position qu'aurait l'aéronef s'il se trouvait sur ledit axe d'approche; et e) à partir de ladite position effective et de ladite position de consigne de l'aéronef, on calcule la déviation verticale de l'aéronef, qui représente ladite information de position verticale. Ainsi, grâce à l'invention, on obtient une information de position 25 verticale de l'aéronef, uniquement à partir d'un faisceau d'alignement latéral (faisceau "loc"), c'est-à-dire sans utiliser un faisceau de guidage vertical (faisceau "glide"). De façon avantageuse, à l'étape b), pour déterminer ledit axe d'approche oc) on forme un ensemble de premiers axes passant tous par un même point prédéterminé situé au sol au moins à proximité de ladite piste d'atterrissage et présentant tous une même pente prédéterminée; et ô) on choisit comme axe d'approche un premier axe dudit ensemble de 5 premiers axes, dont la projection sur un plan horizontal est parallèle à la projection sur ce plan horizontal dudit faisceau d'alignement latéral détecté. En outre, avantageusement, à l'étape c), on détermine la position effective de l'aéronef, à partir de valeurs de longitude, de latitude et d'alti10 tude de l'aéronef. Dans un mode de réalisation préféré, la valeur d'altitude de l'aéronef, que l'on utilise, est obtenue à l'aide d'au moins une mesure réalisée par au moins une sonde barométrique. Dans ce cas, dans une première variante de réalisation, on corrige 15 la valeur d'altitude mesurée, en fonction de la température au sol. De préférence, on corrige la valeur d'altitude Am mesurée, à l'aide de l'expression suivante, pour obtenir une valeur d'altitude corrigée Ac Ac = (Am-Ap).(T1/T2)+Ap, dans laquelle: - Ap est l'altitude de la piste d'atterrissage - Tl est la température au sol; et - T2 est une valeur de température prédéterminée. Avantageusement, on corrige la valeur d'altitude uniquement si la température au sol est inférieure à une valeur de température prédétermi25 née. Dans une seconde variante de réalisation (qui peut être combinée avec ladite première variante de réalisation décrite ci-dessus, pour fournir la valeur d'altitude Am utilisée dans la formule de correction d'altitude correspondant à ladite première variante), on corrige si nécessaire la valeur d'altitude mesurée de manière à obtenir une valeur d'altitude corrigée QNH qui est référencée par rapport au niveau de la mer. Dans cette seconde variante, premièrement, lorsque la valeur d'altitude mesurée QFE est référencée par rapport à la piste d'atterrissage, on 5 la corrige, à l'aide de l'expression suivante, pour obtenir la valeur d'altitude corrigée QNH QNH = QFE + Ap, dans laquelle Ap représente l'altitude de la piste d'atterrissage. En outre, deuxièmement, lorsque la valeur d'altitude mesurée est 10 une altitude standard STD, on la corrige, à l'aide de l'expression suivante, pour obtenir la valeur d'altitude corrigée QNH QNH = STD + A avec A = QNHp - y, QNHp étant une valeur dépendant de la pression atmosphérique au niveau de la piste d'atterrissage et D étant une valeur prédéterminée. La présente invention concerne également un procédé de guidage d'un aéronef lors de son atterrissage sur une piste d'atterrissage, en présence d'un faisceau d'alignement latéral qui est émis à partir du sol et qui donne une indication sur l'alignement latéral par rapport à la piste d'atterrissage. Selon l'invention, ce procédé est remarquable en ce que l'on réalise, de façon répétitive, jusqu'à l'atterrissage, la suite d'opérations successives suivante A/ on met en oeuvre le procédé précité pour déterminer la déviation verticale de l'aéronef; B/ on détermine la déviation latérale de l'aéronef par rapport audit faisceau d'alignement latéral détecté ; et C/ on guide l'aéronef de manière à annuler lesdites déviations verticale et latérale. Par ailleurs, la présente invention concerne également un dispositif pour déterminer au moins une information de position verticale d'un aéronef lors de son atterrissage sur une piste d'atterrissage, en présence d'un faisceau d'alignement latéral qui est émis à partir du sol et qui donne une 5 indication sur l'alignement latéral par rapport à la piste d'atterrissage. Ce dispositif est remarquable, selon l'invention, en ce qu'il comporte: - un moyen de détection pour détecter ledit faisceau d'alignement latéral sur l'aéronef; - une base de données comportant des informations relatives à l'atterris10 sage sur ladite piste d'atterrissage; - un premier moyen pour déterminer un axe d'approche de l'aéronef, à partir d'informations relatives audit faisceau d'alignement latéral, reçues dudit moyen de détection, et d'informations reçues de ladite base de données - un deuxième moyen pour déterminer la position effective de l'aéronef; - un troisième moyen pour déterminer une position de consigne de l'aéronef, qui correspond à la position qu'aurait l'aéronef s'il était sur ledit axe d'approche; et - un quatrième moyen pour calculer, à partir de ladite position effective et 20 de ladite position de consigne de l'aéronef, la déviation verticale de l'aéronef, représentant ladite information de position verticale. De préférence, lesdits premier et deuxième moyens font partie d'une seule et même unité de calcul. De préférence aussi, lesdits troisième et quatrième moyens font partie d'une seule et même unité de calcul. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. Les figures 2 et 3 illustrent des cas différents d'application de la présente invention. La figure 4 est le schéma synoptique d'une application préférée conforme à l'invention. Les figures 5 et 6 montrent schématiquement deux situations différentes de mise en oeuvre de la présente invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à déterminer au moins une information de position verticale d'un aéronef A, en particulier d'un avion de transport 10 civil, lors de son atterrissage sur une piste d'atterrissage 2, en présence d'un faisceau d'alignement latéral 3 qui est émis à partir du sol et qui donne une indication sur l'alignement latéral par rapport à la piste d'atterrissage 2 (figure 2). Ce faisceau d'alignement latéral 3 est un faisceau "loc" qui est 15 généralement émis par un radioémetteur VHF directionnel, généralement placé sur l'axe de la piste 2 à l'extrémité opposée au seuil d'approche, qui assure le guidage en azimut le long de l'axe d'approche d'après un profil d'alignement latéral idéal en approche "ILS", ce radioémetteur émettant de façon connue deux signaux à modulation différente qui se chevauchent 20 dans l'axe d'approche o les deux signaux sont reçus à égale intensité. Ce radioémetteur fait partie d'un système de radionavigation usuel qui comporte généralement, de plus, au moins un radioémetteur qui est susceptible d'émettre un faisceau "glide" 4 de guidage vertical, comme représenté en traits interrompus sur la figure 2. La présente invention s'applique au cas o aucun faisceau "glide" 4 (guidage vertical) n'est disponible, seul un faisceau "loc" 3 (guidage latéral) étant détectable à partir de l'aéronef A. Un tel cas peut se présenter dans les situations suivantes - le système de radionavigation comporte uniquement des moyens pour émettre un faisceau "oc" 3 ou les moyens dudit système de radionavigation destinés à émettre un faisceau "glide" sont en panne, comme représenté sur la figure 2 (l'absence du faisceau "glide" 4 étant mise en évidence par des traits interrompus) ; ou - le système de radionavigation émet un faisceau "glide" 4 vers l'avant 5 de la piste 2 et des faisceaux "oc" 3A et 3B respectivement vers l'avant 5 et vers l'arrière 6 de la piste 2, et l'atterrissage est réalisé par l'arrière 6, comme représenté sur la figure 3. Pour pouvoir obtenir une information de position verticale dans un tel cas, ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l'aéronef A comporte, selon l'invention, comme représenté sur la figure 1: - un moyen de détection 7, à savoir un radiorécepteur usuel, pour détecter ledit faisceau d'alignement latéral 3 (ou 3B) à partir de l'aéronef A; 15 - une base de données 8 qui comporte des informations précisées cidessous, relatives à l'atterrissage sur ladite piste d'atterrissage 2; - un moyen 9 qui est relié par des liaisons i O et 11 respectivement au moyen de détection 7 et à la base de données 8 pour déterminer un axe d'approche de l'aéronef A, à partir d'informations relatives audit 20 faisceau d'alignement latéral 3, reçues dudit moyen de détection 7, et d'informations recues de ladite base de données 8 - un moyen 14 pour déterminer la position effective de l'aéronef A - un moyen 1 2 qui est relié par une liaison 1 3 au moyen 9, et par une liaison 30 au moyen 1 4, pour déterminer une position de consigne de 25 l'aéronef A, qui correspond à la position qu'aurait l'aéronef A s'il était sur ledit axe d'approche; et - un moyen 1 5 qui est relié par des liaisons 1 6 et 1 7 respectivement auxdits moyens 1 2 et 14, pour calculer, à partir de ladite position effective et de ladite position de consigne de l'aéronef A, la déviation verticale de l'aéronef, représentant ladite information de position verticale. Ainsi, grâce audit dispositif 1 conforme à l'invention, on obtient une information de position verticale de l'aéronef (déviation verticale par 5 rapport à la position prescrite), uniquement à partir d'un faisceau d'alignement latéral 3 (faisceau "Ioc"), c'est-à-dire sans utiliser un faisceau de guidage vertical 4 (faisceau "glide"). Selon l'invention: - la base de données 8 contient au moins les informations suivantes: les 10 coordonnées d'un point de référence situé sur le seuil de la piste 2 ou à proximité immédiate de celui-ci, ainsi qu'une pente ou un taux de descente; - le moyen 9 détermine à partir de ces informations l'axe d'approche. Pour ce faire, ledit moyen 9: ac) forme un ensemble de premiers axes passant tous par ledit point de référence et présentant tous ladite pente (ou taux de descente) ; et P) choisit comme axe d'approche un premier axe dudit ensemble de premiers axes, dont la projection sur un plan horizontal est parallèle à la projection sur ce plan horizontal dudit faisceau d'alignement latéral 20 3 détecté par le moyen de détection 7; et - le moyen 14 détermine la position effective de l'aéronef, à partir de valeurs de longitude, de latitude et d'altitude de l'aéronef. Pour ce faire, ledit moyen 14 comporte, de préférence - un ensemble 18 de capteurs, par exemple une centrale inertielle et/ou 25 un dispositif de réception GPS ("Global Positioning System") pour déterminer les valeurs de latitude et de longitude de l'aéronef A et au moins une sonde barométrique 19 pour réaliser une mesure d'altitude et - un moyen de calcul 20 qui est relié par une liaison 21 audit ensemble 1 8 de capteurs, pour calculer la position effective de l'aéronef A à partir des valeurs mesurées par ledit ensemble 1 8 de capteurs. Dans un mode de réalisation préféré: - les moyens 9 et 20 font partie d'une seule et même unité de calcul UC1, par exemple un calculateur de gestion de vol, de préférence de type "FMS" ("Flight Management System") ; et - les moyens 12 et 15 font partie d'une seule et même unité de calcul UC2, par exemple un récepteur multimode d'aide à l'atterrissage, de 10 préférence de type "MMR" ("Multi Mode Receiver"). Dans un mode de réalisation préféré, pour déterminer la position de consigne de l'aéronef A sur l'axe d'approche, on procède de la façon suivante. Dans un plan horizontal, on considère un premier point correspondant à la position effective de l'aéronef (mêmes latitude et longitude) 15 déterminée par le moyen 14. On considère une droite correspondant à la projection verticale, dans ce plan horizontal, de l'axe d'approche déterminé par le moyen 9. On détermine un second point dans ce plan horizontal correspondant à la projection orthogonale dudit premier point sur cette droite et on considère un plan vertical orthogonal à cette droite et conte20 nant ledit second point. La position de consigne de l'aéronef sur l'axe d'approche correspond à l'intersection de cet axe d'approche avec ce plan vertical. Bien entendu, une application préférée, mais non exclusive, du dispositif 1 conforme à l'invention, concerne le guidage d'un aéronef A 25 lors de son atterrissage. Dans ce cas, ledit dispositif 1 fait partie d'un dispositif de guidage 22 qui comporte de plus, comme représenté sur la figure 4: - un moyen usuel 23 qui est relié par une liaison 24 au moyen de détection 7 et qui détermine, de façon usuelle, la déviation latérale de l'aéro- nef A par rapport audit faisceau d'alignement latéral 3 détecté par ledit moyen de détection 7; et - un dispositif utilisateur 25 qui reçoit lesdites déviations verticale et latérale respectivement dudit dispositif 1 et dudit moyen 23 par l'intermé5 diaire de liaisons 26 et 27. Pour des raisons de simplification du dessin, on a représenté sur la figure 4 les unités de calcul UC1 et UC2 sous forme d'une unité centrale UC regroupant ces deux unités de calcul UC1 et UC2. Ledit dispositif utilisateur 25 permet de réaliser le guidage de l'aéronef A lors de l'atterrissage. Dans le cadre de la présente invention, ce guidage qui consiste à annuler lesdites déviations verticale et latérale, peut par exemple être similaire à celui effectué dans le cas o l'aéronef fait une approche de précision "ILS" usuelle. Selon un premier mode de réalisation, ce guidage peut être réalisé au moyen d'un pilote automatique de l'aéronef A. Selon 1 5 un second mode de réalisation, ce guidage peut être réalisé par le pilote qui dispose d'un indicateur dit "directeur de vol" sur un écran de l'aéronef [par exemple un écran primaire de pilotage "PFD" ("Primary Flight Display" en anglais)]. Selon un autre mode de réalisation, le pilote ne dispose que desdites déviations latérale et verticale à l'aide d'un moyen d'information 20 approprié (par exemple un écran) et il corrige la trajectoire de l'aéronef A (en le pilotant) de façon à annuler ces déviations. Par conséquent, le dispositif utilisateur 25 peut donc être, notamment, un pilote automatique, un écran ou un autre moyen d'information usuel. Le dispositif de guidage 22 conforme à l'invention permet donc d'effectuer un guidage de l'aéronef A en phase d'approche d'un aéroport et lors de l'atterrissage, de façon similaire à un guidage réalisé lors d'une approche de précision "ILS", dans le cas particulier et difficile considéré dans la présente invention (absence de faisceau "glide"). Ceci permet de réduire la charge de travail du pilote, améliore l'ergonomie puisque l'interface utilisatrice est similaire à celle utilisée pour une approche "ILS", et apporte une sécurité de vol accrue. Le dispositif de guidage 22 conforme à l'invention apporte donc 5 une aide essentielle à l'atterrissage, en particulier par mauvaise visibilité (brouillard, ...) ou en absence de visibilité. On précise ci-après différentes caractéristiques du dispositif 1 conforme à l'invention. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, le moyen de 10 calcul 20 corrige la valeur d'altitude mesurée par la sonde barométrique 1 9, en fonction de la température au sol. Pour ce faire, ledit moyen de calcul 20 corrige la valeur d'altitude Am mesurée, à l'aide de l'expression suivante, pour obtenir une valeur d'altitude corrigée Ac: 1 5 Ac = (Am-Ap).(T1/T2)+Ap dans laquelle: - Ap est l'altitude de la piste d'atterrissage 2 de l'aéroport (publiée sur des cartes d'approche et stockée dans une base de données) - Tl est la température au sol; et - T2 est une valeur de température prédéterminée. Dans une première variante de ce mode de réalisation préféré, la valeur de la température Tl mesurée sur l'aéroport est communiquée verbalement au pilote (par liaison radio avec la tour de contrôle de l'aéroport) et le pilote entre cette valeur dans un calculateur (unité 25 de calcul UC1 par exemple) de l'aéronef A au moyen d'un dispositif de saisie approprié (non représenté), par exemple une interface de type "MCDU" ("Multipurpose Control Display Unit" en anglais, c'est-à-dire unité d'affichage et de commande à usages multiples en français). Dans une seconde variante, cette valeur de la tempé30 rature Ti mesurée sur l'aéroport est transmise à un calculateur (unité de calcul UC1 par exemple) de l'aéronef A au moyen d'une liaison de don- 1 3 nées numérique (non représentée), par exemple une liaison radio, entre le contrôle aérien et l'aéronef A. De façon préférée, la correction d'altitude selon l'expression précitée n'est réalisée que si la température au sol Tl est inférieure à une valeur de température prédéterminée, en particulier à la valeur T2. Ce mode de réalisation préféré présente l'avantage de corriger automatiquement l'altitude de l'aéronef A en fonction de la température lors du guidage de cet aéronef le long d'un axe d'approche, alors qu'actuellement les pilotes doivent corriger cette altitude en utilisant des aba10 ques, notamment lorsqu'ils atterrissent sur des aéroports o la température est particulièrement basse. Dans un autre mode de réalisation (qui peut être combiné avec le mode de réalisation préféré décrit ci-dessus pour fournir la valeur d'altitude Am utilisée dans la formule de correction d'altitude correspondant 15 audit mode de réalisation préféré), l'altitude de l'aéronef utilisée pour le calcul de ladite déviation verticale est corrigée (si cela est nécessaire) de façon à être référencée par rapport au niveau 28 de la mer 29 (altitude dite QNH). Une telle correction est réalisée notamment dans deux cas - l'altitude mesurée est référencée par rapport à la piste 2 de l'aéroport (altitude dite QFE). L'altitude Ap de la piste 2 par rapport au niveau 28 de la mer 29 étant connue (figure 5) et disponible, de façon connue, dans une base de données embarquée à bord de l'aéronef, on calcule l'altitude QNH à l'aide de l'expression suivante 25 QNH = QFE + Ap - l'altitude mesurée est une altitude dite standard (STD), c'est-à-dire une altitude qui correspond à un écart entre la pression mesurée par des capteurs de l'aéronef A et une pression de référence égale à 1013 HPa. De façon connue, on calcule alors l'altitude corrigée QNH à l'aide de l'expression suivante (figure 6) QNH = STD + A avec A = QNHp QNHp dépendant de la pression atmosphérique au niveau de la piste d'atterrissage 2 et P étant une valeur prédéterminée. Dans une première variante de ce dernier mode de réalisation, la valeur QNHp est communiquée verbalement au pilote (par exemple par liaison radio avec la tour de contrôle de l'aéroport) et le pilote entre cette valeur dans un calculateur (unité de calcul UC1 par exemple) de l'aéronef 10 A au moyen d'un dispositif de saisie approprié, par exemple une interface de type "MCDU". Dans une seconde variante, cette valeur est transmise à un calculateur (unité de calcul UC1 par exemple) de l'aéronef A au moyen d'une liaison de données numérique (non représentée), par exemple une liaison radio, entre le contrôle aérien et l'aéronef A. Ce mode de réalisation présente l'avantage d'utiliser une référence unique d'altitude quelle que soit la référence choisie par le pilote. Cela facilite le guidage de l'aéronef A. En effet, le guidage s'effectue généralement par rapport à des points de passage, dont l'altitude (QNH) indiquée sur les cartes d'approche est référencée par rapport au niveau 28 de la 20 mer 29. De plus, généralement, l'altitude du point de référence utilisé pour la détermination de l'axe d'approche est, elle aussi, référencée par rapport au niveau 28 de la mer 29. 1 5 REVENDICATIONS 1. Procédé pour déterminer au moins une information de position verticale d'un aéronef (A) lors de son atterrissage sur une piste d'atterrissage (2) , en présence d'un faisceau d'alignement latéral (3, 3B) qui est 5 émis à partir du sol et qui donne une indication sur l'alignement latéral par rapport à la piste d'atterrissage (2), caractérisé en ce que: a) on détecte ledit faisceau d'alignement latéral (3, 3B) sur l'aéronef (A) b) à partir d'informations relatives audit faisceau d'alignement latéral (3, 10 3B) ainsi détecté et d'informations prédéterminées, on détermine un axe d'approche de l'aéronef (A); c) on détermine la position effective de l'aéronef (A) d) on détermine une position de consigne de l'aéronef (A), qui correspond à la position qu'aurait l'aéronef (A) s'il se trouvait sur ledit axe d'appro15 che; et e) à partir de ladite position effective et de ladite position de consigne de l'aéronef (A), on calcule la déviation verticale de l'aéronef (A), qui représente ladite information de position verticale. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape b), pour déterminer ledit axe d'approche cE) on forme un ensemble de premiers axes passant tous par un même point prédéterminé situé au sol au moins à proximité de ladite piste d'atterrissage (2) et présentant tous une même pente prédéterminée et P) on choisit comme axe d'approche un premier axe dudit ensemble de premiers axes, dont la projection sur un plan horizontal est parallèle à la projection sur ce plan horizontal dudit faisceau d'alignement latéral (3, 3B) détecté. 1 6 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape c), on détermine la position effective de l'aéronef (A), à partir de valeurs de longitude, de latitude et d'altitude de l'aéronef (A). 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que la valeur d'altitude de l'aéronef (A) est obtenue à l'aide d'au moins une mesure réalisée par au moins une sonde barométrique (I1 9). 5. Procédé selon l'une des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que l'on corrige la valeur d'altitude qui est mesurée, en fonction de la température au sol. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'on corrige la valeur d'altitude Am mesurée, à l'aide de l'expression suivante, pour obtenir une valeur d'altitude corrigée Ac 15 Ac = (Am-Ap).(T1/T2)+Ap dans laquelle: - Ap représente l'altitude de la piste d'atterrissage (2) - Tl est la température au sol; et - T2 est une valeur de température prédéterminée. 7. Procédé selon l'une des revendications 5 ou 6, caractérisé en ce que l'on corrige la valeur d'altitude uniquement si la température au sol est inférieure à une valeur de température prédéterminée. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 7, caractérisé en ce que l'on corrige la valeur d'altitude mesurée de manière à obtenir une valeur d'altitude corrigée QNH qui est référencée par rapport au niveau (28) de la mer (29). 1 7 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que, lorsque la valeur d'altitude mesurée QFE est référencée par rapport à la piste d'atterrissage (2), on la corrige, à l'aide de l'expression suivante, pour obtenir la valeur d'altitude corrigée QNH QNH = QFE + Ap, dans laquelle Ap représente l'altitude de la piste d'atterrissage (2). 10. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que, lorsque la valeur d'altitude mesurée est une altitude standard STD, on la corrige, à l'aide de l'expression suivante, pour obtenir 10 la valeur d'altitude corrigée QNH: QNH = STD + A avec A = QNHp - ô, QNHp étant une valeur dépendant de la pression atmosphérique au niveau de la piste d'atterrissage (2) et P étant une valeur prédéterminée. 11. Procédé de guidage d'un aéronef (A) lors de son atterrissage 1 5 sur une piste d'atterrissage (2), en présence d'un faisceau d'alignement latéral (3, 3B) qui est émis à partir du sol et qui donne une indication sur l'alignement latéral par rapport à la piste d'atterrissage (2), caractérisé en ce que l'on réalise, de façon répétitive, jusqu'à l'atterrissage, la suite d'opérations successives suivante A/ on met en oeuvre le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 10, pour déterminer la déviation verticale de l'aéronef (A); B/ on détermine la déviation latérale de l'aéronef (A) par rapport audit faisceau d'alignement latéral (3, 3B) détecté ; et C/ on guide l'aéronef (A) de manière à annuler lesdites déviations verticale et latérale. 1 2. Dispositif pour déterminer au moins une information de position verticale d'un aéronef (A) lors de son atterrissage sur une piste d'atterrissage (2), en présence d'un faisceau d'alignement latéral (3, 3B) qui est émis à partir du sol et qui donne une indication sur l'alignement latéral par rapport à la piste d'atterrissage (2), caractérisé en ce qu'il comporte: - un moyen de détection (7) pour détecter ledit faisceau d'alignement latéral (3, 3B) sur l'aéronef (A); - une base de données (8) comportant des informations relatives à l'atterrissage sur ladite piste d'atterrissage (2); - un premier moyen (9) pour déterminer un axe d'approche de l'aéronef (A), à partir d'informations relatives audit faisceau d'alignement latéral 10 (3, 3B), reçues dudit moyen de détection (7), et d'informations reçues de ladite base de données (8) - un deuxième moyen (14) pour déterminer la position effective de l'aéronef (A); - un troisième moyen (12) pour déterminer une position de consigne de 15 l'aéronef (A), qui correspond à la position qu'aurait l'aéronef (A) s'il se trouvait sur ledit axe d'approche; et - un quatrième moyen (1 5) pour calculer, à partir de ladite position effective et de ladite position de consigne de l'aéronef (A), la déviation verticale de l'aéronef (A), représentant ladite information de position verti20 cale. 1 3. Dispositif selon la revendication 1 2, caractérisé en ce que lesdits premier et deuxième moyens (9, 20) font partie d'une seule et même unité de calcul (UCl). 14. Dispositif selon l'une des revendications 1 2 et 1 3, caractérisé en ce que lesdits troisième et quatrième moyens (1 2, 1 5) font partie d'une seule et même unité de calcul (UC2). 2852685 19 1 5. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif susceptible de mettre en oeuvre le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 1 1.