Brevet FR2884022A1 — publié le 20061006

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'aide au contrôle latéral d'un avion, en particulier d'un avion de transport, roulant sur une piste. Plus précisément, l'invention a pour but de fournir au pilote de l'avion, au décollage et à l'atterrissage, une aide au contrôle latéral de l'avion lors du roulage sur la piste, sous forme d'affichages notamment. Des systèmes connus, qui sont réalisés dans ce but, fournissent en général une information de guidage en provenance d'un système de guidage automatique, et parfois une donnée brute ("Raw Data" en anglais) 1 o correspondant le plus souvent à une information de déviation par rapport à un faisceau usuel d'alignement de piste. La présente invention a pour objet d'améliorer une telle aide au contrôle latéral, en particulier par mauvaise visibilité. Elle concerne donc un procédé particulièrement efficace d'aide au contrôle latéral d'un avion roulant au sol sur une piste. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que: on mesure un écart latéral LOCDEV de l'avion relatif à un faisceau d'alignement latéral, qui est émis par un radioémetteur agencé sur le sol en aval de l'extrémité aval de ladite piste, ledit écart latéral LOCDEV représentant un écart angulaire défini dans un plan horizontal entre, d'une part, une droite passant par ledit radioémetteur et par un détecteur qui est agencé sur l'avion et qui est susceptible de détecter ledit faisceau d'alignement latéral et, d'autre part, l'axe central de la piste; on calcule une première distance DLOC qui est définie dans le plan horizontal, le long de la piste, entre la position du pilote dans le poste de pilotage de l'avion et ledit radioémetteur; on détermine, au moins à partir dudit écart latéral LOCDEV ainsi mesuré 5 et de ladite première distance DLOC ainsi calculée, une ligne destinée à correspondre à l'axe central de la piste; et on présente cette ligne sur un écran de visualisation d'un dispositif de visualisation tête haute de l'avion, en superposition de l'environnement existant à l'avant de l'avion, cette ligne étant présentée selon une re- m présentation conforme de manière à être montrée en superposition dudit axe central de la piste. Ainsi, grâce à l'invention, on présente au pilote sur un écran de visualisation d'un dispositif tête haute, de type HUD ("Head Up Display" en anglais), une ligne qui est montrée (en perspective) en superposition de l'axe central de la piste. Par conséquent, même par très mauvaise visibilité, le pilote sait toujours où se trouve cet axe central, et il peut ainsi piloter l'avion pour qu'il soit centré sur cet axe central et se trouve donc au milieu de la piste. On notera que ledit radioémetteur est un radiophare usuel d'ali-gnement latéral de piste, connu sous le terme anglais de "Localiser" qui émet un faisceau d'alignement latéral de type "LOC". On sait qu'un tel radioémetteur est un radioémetteur hyperfréquences directionnel, qui est placé sur l'axe central de la piste à l'extrémité opposée au seuil d'approche et qui assure le guidage en azimut le long du prolongement de l'axe de la piste, d'après un profil d'alignement latéral idéal en approche aux instruments. De façon usuelle, ce radioémetteur émet deux signaux à modulations différentes, qui se chevauchent dans l'axe central de la piste où les deux signaux sont reçus à égale intensité. De façon avantageuse, pour déterminer ladite ligne, on détermine un premier point et un deuxième point, ledit premier point correspondant à la position dudit radioémetteur, vue par le pilote et étant positionné horizontalement selon une valeur de déviation latérale DEVL et verticalement selon une valeur de site Vsite, ledit deuxième point illustrant l'orientation au sol dudit faisceau d'alignement latéral et étant placé sur une ligne d'horizon munie d'une échelle de cap relativement au cap de l'avion, et ladite ligne est présentée sur ledit écran de visualisation de manière à passer par lesdits premier et deuxième points. On notera que la présente invention tient compte du fait que, connaissant la distance DLOC de l'avion au radioémetteur et ledit écart latéral LOCDEV (déviation LOC), on est capable d'estimer la distance de l'avion à l'axe central de la piste et donc de présenter une représentation conforme à cet axe central de la piste sur le dispositif de visualisation tête haute. De façon avantageuse, on détermine ladite valeur de site Vsite à partir de l'expression suivante: Vsite = arctg (H/DLOC) dans laquelle: arctg représente l'inverse de la tangente; H est une hauteur prédéterminée entre le sol et les yeux du pilote de l'avion dans le poste de pilotage; et DLOC est ladite première distance. En outre, avantageusement, on détermine ladite valeur de dévia-tion latérale DEVL à l'aide dudit écart latéral LOCDEV mesuré et de ladite première distance DLOC calculée. Dans ce cas, de préférence, on détermine ladite valeur de déviation latérale DEVL à l'aide des expressions suivantes: DEVL =LOCDEVc+ A1 LOCDEVc=arctg [tg(LOCDEV)+(OX.sinBl +DY.cosBl) / DLOC] dans lesquelles, de plus: Al représente un écart angulaire dans un plan horizontal entre le cap de l'avion et l'orientation dudit faisceau d'alignement latéral; arctg représente l'inverse de la tangente tg; AX et AY illustrent respectivement des distances longitudinale et latérale prédéterminées entre, d'une part, la position du pilote dans le poste de pilotage de l'avion et, d'autre part, la position sur ledit avion dudit détecteur destiné à mesurer ledit faisceau d'alignement latéral; et B1 représente un angle qui est déterminé par la différence entre le cap de l'avion et ledit écart latéral LOCDEV. Les expressions précédentes permettent d'effectuer une correction sur l'écart latéral LOCDEV (qui est mesuré par le détecteur), pour tenir compte du fait que l'antenne qui est utilisée par ce détecteur pour mesurer cet écart latéral LOCDEV et les yeux du pilote (qui regarde l'écran de vi- sualisation) ne se trouvent pas au même endroit. Dans le cadre de la présente invention, on peut utiliser différentes méthodes pour calculer ladite première distance DLOC entre la position du pilote dans le poste de pilotage de l'avion et ledit radioémetteur. Lors d'une phase de décollage, dans un premier mode de réalisation préféré, on calcule ladite première distance DLOC à l'aide de l'expression suivante: DLOC = B2 + RWYL TS1 Dl (t) dans laquelle: B2 représente la distance entre l'extrémité aval de la piste et la position dudit radioémetteur émettant ledit faisceau d'alignement latéral; RWYL représente la longueur de la piste; TS1 représente la distance entre l'extrémité amont de la piste et une position prédéterminée, qui correspond à la position où le pilote est sensé mettre les gaz lors de la phase de décollage; et Dl (t) correspond à l'intégrale par rapport au temps de la vitesse sol de l'avion, entre le moment où le pilote met les gaz lors de la phase de dé- collage et le moment actuel. En outre, en particulier lorsque ladite distance TS1 n'est pas disponible, dans un second mode de réalisation, on calcule ladite première distance DLOC lors d'une phase de décollage à l'aide des latitudes et Ion1 o gitudes de l'avion et dudit radioémetteur. De préférence, la latitude et la longitude de l'avion sont déterminées à partir d'un système de positionnement par satellites, de type GPS ("Global Positioning System" en anglais) par exemple. Par ailleurs, lors d'une phase d'atterrissage, dans un premier mode de réalisation préféré, on calcule ladite première distance DLOC à l'aide de l'expression suivante: DLOC = B2 + RWYL TS2 D2(t) dans laquelle: B2 représente ladite distance entre l'extrémité aval de la piste et la position dudit radioémetteur émettant ledit faisceau d'alignement latéral; RWYL représente ladite longueur de la piste; TS2 représente la distance entre l'extrémité amont de la piste et une position prédéterminée, qui correspond au seuil de la piste; et D2(t) correspond à l'intégrale par rapport au temps de la vitesse sol de l'avion entre le moment où l'avion passe au seuil de la piste et le moment actuel. Le moment où l'avion passe au seuil de la piste est déterminé par le passage de l'avion à une hauteur de 50 pieds (environ 15 mètres), lors de la présence d'un faisceau d'alignement de descente. En outre, dans un second mode de réalisation, en particulier lorsqu'aucun faisceau d'alignement de descente n'est disponible, on calcule ladite première distance DLOC lors d'une phase d'atterrissage à l'aide des latitudes et longitudes de l'avion et dudit radioémetteur. Dans un mode de réalisation particulier, on détermine et on pré-sente sur ledit écran de visualisation sous forme d'un signe caractéristique, un point d'assistance qui est tel que ladite ligne passe par ce signe caractéristique sur ledit écran de visualisation, lorsque l'avion est aligné sur l'axe central de la piste. La position de ladite ligne par rapport audit signe caractéristique (illustrant ledit point d'assistance) permet donc d'indiquer au pilote de quel côté (droite ou gauche) se trouve l'avion par rapport à l'axe central de la piste, lorsqu'il n'est pas exactement aligné sur cet axe central. La présente invention concerne également un système d'aide au 15 contrôle latéral d'un avion roulant au sol sur une piste, en vue d'un décol- lage ou d'un atterrissage. Selon l'invention, ledit système est remarquable en ce qu'il comporte: un détecteur pour mesurer un écart latéral de l'avion relatif à un faisceau d'alignement latéral, qui est émis par un radioémetteur agencé au sol en aval de l'extrémité aval de ladite piste, ledit écart latéral représentant un écart angulaire défini dans un plan horizontal entre, d'une part, une droite passant par ledit radioémetteur et ledit détecteur et, d'autre part, l'axe central de ladite piste; un moyen de calcul pour calculer une première distance qui est définie dans le plan horizontal, le long de ladite piste, entre la position du pilote dans le poste de pilotage de l'avion et ledit radioémetteur; une unité centrale pour déterminer, au moins à partir dudit écart latéral mesuré et de ladite première distance calculée, une ligne destinée à correspondre à l'axe central de la piste; et un dispositif de visualisation tête haute pour présenter cette ligne sur un écran de visualisation, en superposition de l'environnement existant à l'avant de l'avion, cette ligne étant présentée selon une représentation conforme de manière à être montrée en superposition dudit axe central de la piste. 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 système d'aide conforme à l'invention. Les figures 2 à 4 sont des illustrations permettant d'expliquer le mode de calcul d'une ligne conforme présentée. La figure 5 est une illustration permettant d'expliquer le mode de calcul d'une distance particulière. La figure 6 représente schématiquement un écran de visualisation montrant notamment les informations présentées conformément à la pré-sente invention. Le système 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à aider un pilote d'un avion A au contrôle latéral dudit avion A lors d'un roulage au sol sur une piste 2, notamment pendant une phase d'atterrissage ou une phase de décollage dudit avion A. Selon l'invention, ledit système 1 qui est embarqué comporte: un détecteur 3 usuel qui est monté sur l'avion A, comme représenté schématiquement sur la figure 3, et qui mesure un écart latéral LOCDEV de l'avion A relatif à un faisceau d'alignement latéral usuel, qui est émis par un radioémetteur 4 agencé sur le sol en aval de l'extrémité aval 2A de ladite piste 2. Ledit écart latéral LOCDEV représente un écart angulaire défini dans un plan horizontal (montré par la figure 3) entre, d'une part, une droite 5 passant par ledit radioémetteur 4 et ledit détecteur 3 et, d'autre part, l'axe central 6 de ladite piste 2; un moyen de calcul 7 pour calculer une distance DLOC qui est définie dans le plan horizontal, le long de ladite piste 2, entre la position Pp du pilote dans le poste de pilotage 8 de l'avion A et ledit radioémetteur 4, comme montré également sur la figure 3; une unité centrale 9 pour déterminer, au moins à partir dudit écart latéral LOCDEV mesuré par ledit détecteur 3 (et reçu par une liaison 10) et de ladite distance DLOC calculée par ledit moyen de calcul 7, une ligne 12 destinée à correspondre à l'axe central 6 de la piste 2, comme précisé ci-après; et un dispositif de visualisation 13 tête haute, de type HUD ("Head Up Display" en anglais), qui est relié par une liaison 14 à ladite unité centrale 9 et qui présente cette ligne 12 sur un écran de visualisation 15 tête haute, en superposition de l'environnement existant à l'avant de l'avion A. Cette ligne 12 est présentée selon une représentation conforme de manière à être montrée au pilote directement en superposition dudit axe central 6 de la piste 2 lorsque le pilote regarde ledit écran de visualisation 15. Ainsi, le système d'aide 1 conforme à l'invention présente au pi-lote sur l'écran de visualisation 15 d'un dispositif tête haute 13, une ligne 12 qui est montrée en perspective et en superposition de l'axe central 6 de la piste 2, comme représenté sur la figure 4. Par conséquent, même par très mauvaise visibilité, le pilote de l'avion A sait toujours où se trouve ledit axe central 6, et il peut ainsi piloter l'avion A pour qu'il soit toujours centré sur cet axe central 6 et se trouve donc toujours au milieu de la piste 2 ou vérifier le cas échéant le comportement d'un système de guidage latéral automatique. Ledit système 1 apporte donc au pilote une aide efficace au contrôle latéral de l'avion A, lors de toute phase de roulage sur une piste 2 à laquelle est associée un radioémetteur 4. Ledit radioémetteur 4 est un radiophare usuel d'alignement latéral de piste, connu sous le terme anglais de "localiser" qui émet un faisceau d'alignement latéral de type "LOC". Plus précisément, ledit radioémetteur 4 est un radioémetteur hyperfréquences directionnel, qui est placé sur l'axe central 6 de la piste 2 à l'extrémité 2A opposée au seuil d'approche (figure 5) et qui assure le guidage en azimut le long du prolongement de l'axe central 6 de la piste 2, d'après un profil d'alignement latéral idéal en approche aux instruments, en utilisant un système de type ILS ("Instrument Landing System" en anglais, à savoir système d'atterrissage aux ins- truments). De façon usuelle, ce radioémetteur 4 émet deux signaux à modulations différentes, qui se chevauchent dans l'axe central 6 de la piste 2 où les deux signaux sont reçus à égale intensité. De plus, ledit détecteur 3 est un détecteur usuel d'un tel faisceau d'alignement latéral. Pour déterminer ladite ligne 12, l'unité centrale 9: détermine une valeur de site Vsite et une valeur de déviation latérale DEVL entre ledit radioémetteur 4 et la position Pp du pilote dans le poste de pilotage 8 de l'avion A, puisque la ligne 12 doit être vue par le pilote regardant l'écran de visualisation 15 à partir de cette position Pp; et détermine sur ledit écran de visualisation 15, comme représenté sur la figure 4: 2884022 io un point P2 qui représente l'orientation au sol du faisceau d'alignement latéral et qui est placé sur une ligne d'horizon 17 munie d'une échelle de cap 26, relativement au cap 18 de l'avion A; et É un point P1 qui est positionné horizontalement selon une valeur de déviation latérale DEVL et verticalement selon une valeur de site Vsite. Le dispositif de visualisation 13 présente ladite ligne 12 sur l'écran de visualisation 15 de manière à ce qu'elle passe par ledit point P1 et par ledit point P2. Ladite unité centrale 9 détermine ladite valeur de site Vsite, à par- tir de l'expression suivante: Vsite = arctg (H/DLOC) dans laquelle: arctg représente l'inverse de la tangente; H est une hauteur prédéterminée entre le sol (piste 2) et les yeux du pilote de l'avion A dans le poste de pilotage 8, comme représenté sur la figure 2; et DLOC est ladite distance précitée calculée par ledit moyen de calcul 7. En outre, ladite unité centrale 9 détermine ladite valeur de dévia-tion latérale DEVL à l'aide dudit écart latéral LOCDEV mesuré par le détecteur 3 et de ladite distance DLOC calculée par le moyen de calcul 7. Plus précisément, ladite unité centrale 9 détermine ladite valeur de déviation latérale DEVL, à l'aide des expressions suivantes: DEVL=LOCDEVc+ A1 LOCDEVc=arctg [tg(LOCDEV)+(OX.sinBl +AY.cosBl) / DLOC] dans lesquelles, de plus: Al représente un écart angulaire dans un plan horizontal entre le cap de l'avion A et l'orientation dudit faisceau d'alignement latéral; OX et AY illustrent respectivement des distances longitudinale et latérale prédéterminées (relativement à l'avion A) entre, d'une part, la position Pp du pilote dans le poste de pilotage 8 de l'avion A et, d'autre part, la position Pd sur ledit avion A dudit détecteur 3 (plus précisément de son antenne) destiné à mesurer ledit faisceau d'alignement latéral, comme illustré sur la figure 3; et B1 représente un angle qui est déterminé par la différence entre le cap de l'avion A et l'écart latéral LOCDEV. Les expressions précédentes permettent d'effectuer une correc-tion sur l'écart latéral LOCDEV (qui est mesuré par le détecteur 3), pour tenir compte du fait que l'antenne qui est utilisée par ce détecteur 3 pour mesurer cet écart latéral LOCDEV se trouve notamment sur une parallèle 21 (par rapport à l'axe longitudinal de l'avion A) qui est différente de la parallèle 22 passant par les yeux du pilote (se trouvant à ladite position Pp). En d'autres termes, la droite 11 passant par le radioémetteur 4 et par la position Pp présente un angle LOCDEVc qui est différent dudit écart angulaire LOCDEV mesuré. Par ailleurs, ledit moyen de calcul 7 qui a pour objet de calculer ladite distance DLOC peut être indépendant de l'unité centrale 9, ou être intégré dans cette dernière, comme représenté dans l'exemple de la figure 1. Les modes de calcul mis en oeuvre par ce moyen de calcul 7 va-rient en fonction de la phase (de décollage ou d'atterrissage) considérée, ainsi qu'en fonction de données disponibles. Toutefois, de préférence, ledit moyen de calcul 7 utilise une ex-pression du type général suivant, pour calculer la distance DLOC actuelle: DLOC = B2 + RWYL TSi Di dans laquelle: B2 représente la distance entre l'extrémité aval 2A de la piste 2 et la position Pr dudit radioémetteur 4 émettant ledit faisceau d'alignement latéral, comme représenté sur la figure 5; RWYL représente la longueur de la piste 2; TSi représente la distance entre l'extrémité amont 2B de la piste 2 et une position prédéterminée; et Di représente la distance entre cette position prédéterminée et la position actuelle de l'avion A (plus précisément du poste de pilotage 8) sur la piste 2. Lors d'une phase de décollage, dans un premier mode de réalisation préféré, ledit moyen de calcul 7 calcule la distance DLOC à l'aide de l'expression suivante: DLOC = B2 + RWYL TS1 Dl (t) dans laquelle: TS1 représente la distance entre l'extrémité amont 2B de la piste 2 et une position prédéterminée qui correspond à la position où le pilote est sensé mettre les gaz lors de la phase de décollage. Cette valeur TS1 connue sous l'expression anglaise de "take-off shift" peut être entrée par le pilote dans le système 1, à l'aide d'un moyen d'entrée 23 usuel (clavier, touches, ...) qui est relié par une liaison 24 à l'unité centrale 9; et Dl (t) correspond à l'intégrale par rapport au temps de la vitesse sol de l'avion A, entre le moment où le pilote met les gaz lors de la phase de décollage et le moment actuel (pour lequel on calcule ladite distance DLOC). Cette vitesse sol est déterminée, de façon usuelle, par un moyen qui fait partie de l'ensemble 20. En outre, dans un second mode de réalisation, en particulier lors-que ladite distance TS1 n'est pas disponible, ledit moyen de calcul 7 calcule ladite distance DLOC lors d'une phase de décollage à l'aide des Iatitudes et longitudes de l'avion A et dudit radioémetteur 4 émettant le faisceau d'alignement latéral. Par ailleurs, lors d'une phase d'atterrissage, dans un premier mode de réalisation préféré, ledit moyen de calcul 7 calcule ladite distance DLOC, à l'aide de l'expression suivante: DLOC = B2 + RWYL TS2 D2(t) dans laquelle: TS2 représente la distance entre l'extrémité amont 2B de la piste 2 et une position prédéterminée, qui correspond au seuil de la piste 2; et D2(t) correspond à l'intégrale par rapport au temps de la vitesse sol de l'avion A entre le moment où l'avion A passe au seuil de la piste 2 et le moment actuel. Le moment où l'avion A passe au seuil de la piste 2 est déterminé par le passage de l'avion A à une hauteur de 50 pieds (environ 15 mè-tres), lors de la présence d'un faisceau d'alignement de descente. On sait qu'un tel faisceau d'alignement de descente ou faisceau d'atterrissage ("glide path beam" en anglais) est un faisceau incliné, émis par un radiophare 25, dans un système d'atterrissage aux instruments, permettant le guidage de l'avion A en descente. Ce faisceau d'alignement de descente peut être mesuré par un détecteur approprié qui est monté sur l'avion A et en particulier par le détecteur 3 s'il est adapté à une telle détection. Un système d'atterrissage aux instruments, de type "ILS" ("Instrument Landing System" en anglais), est un système de radionavigation composé de balises automatiques 4, 25 situées en bordure de piste 2 et d'un détecteur radio 3 spécialisé monté à bord de l'avion A, qui fournit un guidage horizontal et vertical avant et pendant l'atterrissage en présentant au pilote l'écart latéral par rapport à l'axe 6 de la piste 2 et l'écart vertical par rapport à un plan de descente. En outre, dans un second mode de réalisation, en particulier lorsqu'aucun faisceau d'alignement de descente n'est disponible, ledit moyen de calcul 7 calcule ladite distance DLOC lors d'une phase d'atterrissage, également à l'aide des latitudes et longitudes de l'avion A et dudit ra-s dioémetteur émettant le faisceau d'alignement latéral. Le dispositif de visualisation 13 peut présenter la ligne 12 en même temps que des indications d'affichage usuelles, en particulier une échelle de cap 26, une échelle de pente 27, une échelle de vitesse 28 et une échelle d'altitude 29, comme représenté sur la figure 6. En outre, dans un mode de réalisation particulier, l'unité centrale 9 détermine un point d'assistance et le dispositif de visualisation 13 présente ce point d'assistance sur ledit écran de visualisation 15 sous forme d'un signe caractéristique 30 (représenté sur les figures 4 et 6). Ledit point d'assistance est tel que ladite ligne 12 passe par ledit signe caracté- ristique 30 sur ledit écran de visualisation 15, lorsque l'avion A est aligné sur l'axe central 6 de la piste 2. La position de ladite ligne 12 par rapport audit signe caractéristique 30 (illustrant donc ledit point d'assistance) permet ainsi d'indiquer au pilote de quel côté (droite ou gauche) se trouve, le cas échéant, l'avion A par rapport à l'axe central 6 de la piste 2. REVENDICATIONS 1. Procédé d'aide au contrôle latéral d'un avion (A) roulant au sol sur une piste (2), caractérisé en ce que: on mesure un écart latéral (LOCDEV) de l'avion (A) relatif à un faisceau d'alignement latéral, qui est émis par un radioémetteur (4) agencé sur le sol en aval de l'extrémité aval (2A) de ladite piste (2), ledit écart latéral (LOCDEV) représentant un écart angulaire défini dans un plan horizontal entre, d'une part, une droite (5) passant par ledit radioémetteur (4) et par un détecteur (3) qui est agencé sur l'avion et qui est susceptible de détecter ledit faisceau d'alignement latéral et, d'autre part, l'axe central (6) de la piste (2) ; on calcule une première distance (DLOC) qui est définie dans le plan horizontal, le long de la piste (2), entre la position (Pp) du pilote dans le poste de pilotage (8) de l'avion (A) et ledit radioémetteur (4) ; on détermine, au moins à partir dudit écart latéral (LOCDEV) ainsi mesuré et de ladite première distance (DLOC) ainsi calculée, une ligne (12) destinée à correspondre à l'axe central (6) de la piste (2) ; et on présente cette ligne (12) sur un écran de visualisation (15) d'un dispositif de visualisation tête haute (13) de l'avion (A), en superposition de l'environnement existant à l'avant de l'avion (A), cette ligne (12) étant présentée selon une représentation conforme de manière à être montrée en superposition dudit axe central (6) de la piste (2). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, pour déterminer ladite ligne (12), on détermine un premier point (P1) et un deuxième point (P2), ledit premier point (P1) correspondant à la position dudit radioémetteur (4), vue par le pilote de l'avion (A) et étant positionné horizontalement selon une valeur de déviation latérale DEVL et verticalement selon une valeur de site Vsite, ledit deuxième point (P2) illustrant l'orientation au sol dudit faisceau d'alignement latéral et étant placé sur une ligne d'horizon (17) munie d'une échelle de cap (26) relativement au cap (18) de l'avion (A), et en ce que ladite ligne (12) est présentée sur ledit écran de visualisation (15) de ma- nière à passer par lesdits premier et deuxième points (Pl, P2). 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'on détermine ladite valeur de site Vsite à partir de l'expression suivante: Vsite = arctg (H/DLOC) dans laquelle: arctg représente l'inverse de la tangente; H est une hauteur prédéterminée entre le sol et les yeux du pilote de l'avion (A) dans le poste de pilotage (8) ; et DLOC est ladite première distance. 4. Procédé selon l'une des revendications 2 et 3, caractérisé en ce que l'on détermine ladite valeur de déviation latérale DEVL à l'aide dudit écart latéral LOCDEV mesuré et de ladite première distance DLOC calculée. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'on détermine ladite valeur de déviation latérale DEVL à l'aide des expressions suivantes: DEVL= LOCDEVc+Al LOCDEVc = arctg [tg(LOCDEV) + (AX. sinBl +DY. cosBl) / DLOC] dans lesquelles, de plus: Al représente un écart angulaire dans un plan horizontal entre le cap de l'avion (A) et l'orientation dudit faisceau d'alignement latéral; arctg représente l'inverse de la tangente tg; AX et AY illustrent respectivement des distances longitudinale et latérale prédéterminées entre, d'une part, la position (Pp) du pilote dans le poste de pilotage (8) de l'avion (A) et, d'autre part, la position (Pd) sur ledit avion (A) dudit détecteur (3) destiné à mesurer ledit faisceau d'alignement latéral; et B1 représente un angle qui est déterminé par la différence entre le cap de l'avion (A) et l'écart latéral LOCDEV. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que, lors d'une phase de décollage, on calcule ladite première distance DLOC à l'aide de l'expression suivante: DLOC = B2 + RWYL TS1 Dl (t) 1 o dans laquelle: B2 représente la distance entre l'extrémité aval (2A) de la piste (2) et la position (Pr) dudit radioémetteur (4) émettant ledit faisceau d'alignement latéral; RWYL représente la longueur de la piste (2) ; TS1 représente la distance entre l'extrémité amont (2B) de la piste (2) et une position prédéterminée; et D1 (t) correspond à l'intégrale par rapport au temps de la vitesse sol de l'avion (A), entre le moment où le pilote met les gaz lors de la phase de décollage et le moment actuel. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que, lors d'une phase d'atterrissage, on calcule ladite première distance DLOC à l'aide de l'expression suivante: DLOC = B2 + RWYL - TS2 D2(t) dans laquelle: - B2 représente la distance entre l'extrémité aval (2A) de la piste (2) et la position (Pr) dudit radioémetteur (4) émettant ledit faisceau d'alignement latéral; RWYL représente la longueur de la piste (2) ; TS2 représente la distance entre l'extrémité amont (2B) de la piste (2) et une position prédéterminée; et - D2(t) correspond à l'intégrale par rapport au temps de la vitesse sol de l'avion (A) entre le moment où l'avion (A) passe au seuil de la piste (2) et le moment actuel. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que, lors d'une phase de décollage, on calcule ladite première distance DLOC à l'aide des latitudes et longitudes de l'avion (A) et du radioémetteur (4). 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que, lors d'une phase d'atterrissage, on calcule ladite première distance DLOC à l'aide des latitudes et longitudes de l'avion (A) et du radioémetteur (4). 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précéden-tes, caractérisé en ce que l'on détermine et on présente sur ledit écran de visualisation (15) sous forme d'un signe caractéristique (30), un point d'assistance qui est tel que ladite ligne (12) passe par ce signe caractéristique (30) sur ledit écran de visualisation (15), lorsque l'avion (A) est aligné sur l'axe central (6) de la piste (2). 11. Système d'aide au contrôle latéral d'un avion (A) roulant au sol sur une piste (2), caractérisé en ce qu'il comporte: un détecteur (3) pour mesurer un écart latéral (LOCDEV) de l'avion (A) relatif à un faisceau d'alignement latéral, qui est émis par un radioémet- teur (4) agencé au sol en aval de l'extrémité aval (2A) de ladite piste (2), ledit écart latéral (LOCDEV) représentant un écart angulaire défini dans un plan horizontal entre, d'une part, une droite (5) passant par le- dit radioémetteur (4) et ledit détecteur (3) et, d'autre part, l'axe central (6) de ladite piste (2) ; un moyen de calcul (7) pour calculer une première distance (DLOC) qui est définie dans le plan horizontal, le long de ladite piste (2), entre la position (Pp) du pilote dans le poste de pilotage (8) de l'avion (A) et le-dit radioémetteur (4) ; une unité centrale (9) pour déterminer, au moins à partir dudit écart latéral (LOCDEV) mesuré et de ladite première distance (DLOC) cal-culée, une ligne (12) destinée à correspondre à l'axe central (6) de la piste (2) ; et un dispositif de visualisation (13) tête haute pour présenter cette ligne (12) sur un écran de visualisation (15), en superposition de l'environnement existant à l'avant de l'avion (A), cette ligne (12) étant présentée selon une représentation conforme de manière à être montrée en superposition dudit axe central (6) de la piste (2). 12. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un système (1) qui est susceptible de mettre en oeuvre le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 10. 13. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un système (1) tel que celui spécifié sous la revendication 11.