Brevet FR2907951A1 — publié le 20080502

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'aide au guidage d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. On sait que les avions de transport sont amenés à réaliser des opérations aériennes au décollage et à l'atterrissage d'un aéroport, parfois dans des conditions météorologiques très dégradées, par exemple avec des nuages très bas et de mauvaises conditions de visibilité. Pour permettre la mise en oeuvre de ces opérations, des instruments de bord sont généralement utilisés pour capter des signaux extérieurs provenant de balises sol ou de satellites, qui permettent de posi- tionner et de guider l'avion le long d'une trajectoire particulière. Plus la précision et l'intégrité du couple instrument de bord/signal extérieur sont importantes, plus l'avion peut opérer avec des minima faibles, c'est-à-dire sans visibilité à des hauteurs faibles par rapport à l'aéroport. La réduction de ces minima permet notamment lors d'atterris- sages de limiter le nombre de remises de gaz pour cause de mauvais temps, et ainsi d'obtenir une baisse des émissions sonores, une réduction de la pollution, et une baisse des coûts pour les compagnies aériennes. Les couples instrument de bord/signal extérieur qui permettent d'obtenir les plus bas minima sont relatifs actuellement à des approches de précision de type ILS (pour "Instrument Landing System" en anglais), qui utilisent des systèmes d'atterrissage aux instruments. Les systèmes de bord permettent dans ce cas de guider l'avion suivant une trajectoire rectiligne définie par un signal radio provenant d'une balise sol, qui amène l'avion jusqu'à un point d'atterrissage sur la piste. La présente invention a notamment pour objet de permettre à un avion de pouvoir voler dans des zones près des aéroports avec le même 2907951 2 niveau de performance que pour une approche de type ILS précité, mais ceci sans avoir recours à des installations sol. Ces installations sont en effet coûteuses et difficiles à entretenir et, de plus, elles ne sont pas pré-sentes sur tous les aéroports. En outre, les approches de type ILS 5 n'autorisent qu'une approche rectiligne suivant une trajectoire qui est pré-définie par construction de la balise. L'intégrité d'un ensemble de gestion automatique du vol qui est utilisé pour guider automatiquement un avion, et la sécurité qui en dé-coule, sont assurées par celles de ses différents sous-systèmes, à savoir 10 notamment : un système de gestion de vol qui construit la trajectoire de référence que devra suivre l'avion ; un calculateur de vol qui guide l'avion le long de cette trajectoire de référence ; 15 des moyens d'affichage qui informent le pilote sur le déroulement du vol ; et les liaisons entre chacun de ces sous-systèmes. La performance (précision, intégrité, ...) d'un système de navigation, désignant ici une fonction de localisation et une fonction de construction de trajectoire, repose principalement sur deux éléments, à savoir, premièrement, la performance du calcul de la position de l'avion, et deuxièmement, l'intégrité de la trajectoire construite à partir de données issues d'une base de données de navigation. Le niveau d'intégrité requis pour la construction de la trajectoire dépend du type d'opération envisagé. 25 Celui-ci est maximal pour des approches usuelles de type RNAV (pour "aRea NAVigation" en anglais) au cours desquelles l'avion est guidé automatiquement selon une trajectoire latérale et verticale définie par le système de gestion de vol. Dans ce type d'approche, il est nécessaire, si on veut atteindre les hauteurs de décision en service pour les approches de 2907951 3 précision type ILS, de prévoir un dispositif garantissant l'intégrité de la trajectoire qui est fournie au calculateur de vol. En effet, l'intégrité et la précision très élevée des systèmes de radionavigation, tels que des systèmes ILS, GLS (pour "Gps Landing Sys- 5 tem" en anglais) ou MILS (pour "Microwave Landing System" en anglais), utilisant des balises sol implantées aux abords des aéroports, sont aujourd'hui inégalées, et ces systèmes permettent des opérations avec des minima très faibles et un risque d'accident inférieur à 10-' par procédure volée. Ils permettent des approches de précision à l'arrivée pour 91% des 10 vols dans le monde et dans les meilleurs cas, de repousser les hauteurs de décision ou minima entre 0 et 20C) ft (environ 65 mètres). Pour arriver à de tels niveaux de performances, ces systèmes complexes fournissent à l'avion, sous diverses formes de signaux électromagnétiques, sa position par rapport à une trajectoire de référence préétablie permettant, avec les 15 moyens de guidage de l'avion, d'atteindre en toute sécurité ladite hauteur de décision ou une altitude de sécurité. Par ailleurs, pour d'autres types de procédure, la trajectoire d'arrivée, de départ ou de remise de gaz est construite par le système de gestion de vol, comme l'ensemble des trajectoires du reste du vol, avant 20 le décollage ou en vol. Ce dernier envoie au calculateur de vol les trajectoires à suivre par l'avion. Mais ces trajectoires construites par le système de gestion de vol ne permettent pas d'évoluer près du sol et cela, notamment en raison de leur faible intégrité. Une erreur de trajectoire à basse altitude, non détectée par le pilote, peut conduire l'avion à sortir de son domaine 25 de vol et à percuter le relief ou des obstacles situés au sol. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé d'aide au guidage d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, qui permet de construire une trajectoire de vol particulièrement intègre de manière à pouvoir mettre en oeuvre un gui-2907951 4 dage de l'aéronef avec une forte intégrité le long d'une trajectoire de vol qui comporte une pluralité de segments successifs adjacents. A cet effet, selon l'invention : on construit ladite trajectoire de vol, en tenant compte des critères de 5 construction suivants : a) chacun desdits segments est : • soit une ligne droite définie par les coordonnées d'un point de sortie et une pente ; • soit un arc de cercle défini par un centre de virage, un rayon 1 o de virage, un sens de virage, un cap et une pente ; b) les segments successifs adjacents sont continus ; c) pour tout couple formé d'un arc de cercle et d'une ligne droite adjacents, ledit arc de cercle et ladite ligne droite sont tangents à une marge d'erreur près ; 15 d) latéralement, deux lignes droites successives adjacentes présentent une différence de cap qui est inférieure à une valeur prédéterminée ; e) latéralement, chaque arc de cercle est compatible avec un angle d'inclinaison maximal ; 20 f) latéralement, le rayon de virage de chaque arc de cercle est compatible avec une vitesse de l'aéronef ; g) chaque transition latérale entre deux segments successifs adja- cents est compatible avec un angle d'inclinaison maximal ; h) verticalement, les pentes des segments sont compatibles avec 25 une vitesse de l'aéronef ; i) chaque transition verticale entre deux segments successifs adjacents est compatible avec des capacités de l'aéronef ; et j) les taux de montée et de descente des pentes des segments sont compatibles avec des limites certifiées ; et 2907951 5 une fois la trajectoire de vol construite, on vérifie que lesdits critères de construction a) à j) sont bien tous respectés sur ladite trajectoire de vol. Ainsi, grâce à ladite construction de la trajectoire de vol prenant en 5 compte les critères de construction restrictifs précités et à ladite vérification du respect de ces critères, on obtient une trajectoire de vol présentant une intégrité très élevée. Comme précisé ci-dessous, cette construction et cette vérification de la trajectoire de vol peuvent être mises en oeuvre sur un aéronef par un 10 système de gestion de vol usuel, de type FMS ("Flight Managment System" en anglais), et ceci en utilisant des informations provenant d'une base de données de navigation, qui est embarquée sur l'aéronef. On per-met ainsi à un aéronef, en mettant en oeuvre le procédé conforme à l'invention, d'effectuer une approche, un décollage ou une remise des gaz 15 sur des aéroports ou des pistes ne disposant pas de moyens au sol destinés au guidage, tels que précités. Ainsi, l'aéronef ne reçoit plus de trajectoire de vol (ou trajectoire de référence), ni d'écart de sa position par rapport à cette trajectoire de référence, de l'extérieur, et doit, par ses propres moyens de navigation, reproduire un niveau d'intégrité très élevé tel que 20 celui existant pour une approche de précision de type ILS précité. En outre, la trajectoire de vol construite conformément à la pré-sente invention comporte une pluralité de segments qui sont soit courbes, soit droits. Ceci présente des avantages par rapport à une approche de type ILS qui n'autorise qu'une approche rectiligne selon une trajectoire 25 droite (qui est prédéfinie par construction de la balise sol utilisée). Grâce à cette dernière caractéristique de la présente invention, l'autonomie du système de navigation et de guidage (qui met en oeuvre le guidage) dans des évolutions proches du sol permet, même avec de mauvaises conditions météorologiques, d'avoir des avions qui opèrent sur des aéroports avec 2907951 6 des environnements très contraints, et ne disposant pas de possibilités d'approches rectilignes par exemple, ou bien sur des aéroports non équipés d'installations au sol. Afin d'augmenter davantage encore l'intégrité de la trajectoire de 5 vol, de façon avantageuse, pendant le guidage de l'aéronef le long de la-dite trajectoire de vol, on vérifie, de façon répétitive, si ladite trajectoire de vol, peut être volée par l'aéronef, en fonction au moins de performances actuelles dudit aéronef. Dans ce cas, de préférence : 10 - on détermine les paramètres suivants : la vitesse, la masse, le centrage et les performances de l'aéronef, le vent, ainsi qu'une éventuelle panne d'un système de l'aéronef ; et on tient compte de ces paramètres pour vérifier si ladite trajectoire de vol peut être volée par l'aéronef. 15 Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ladite trajectoire de vol peut être transmise à l'environnement de l'aéronef, c'est-à-dire à des aéronefs environnants et/ou à un poste de contrôle situé au sol. Dans ce dernier cas, le poste de contrôle peut vérifier que la trajectoire de vol reçue est conforme aux instructions qu'un contrôleur a préalablement 20 transmises. En outre, avantageusement, on compare ladite trajectoire de vol à la trajectoire de vol d'au moins un aéronef environnant de manière à pou-voir détecter un risque de collision entre les deux aéronefs. Par ailleurs, avantageusement : 25 on compare ladite trajectoire de vol au terrain survolé de manière à pouvoir détecter un risque de collision de l'aéronef avec ledit terrain survolé ; et/ou on code, à l'aide d'un moyen de codage, toute trajectoire de vol destinée à une procédure de vol à proximité du sol. 2907951 7 La présente invention concerne également un dispositif d'aide au guidage d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport (civil ou militaire). Selon l'invention, ledit dispositif du type comportant des premiers 5 moyens pour réaliser la construction d'une trajectoire de vol dudit aéronef, ladite trajectoire de vol présentant une pluralité de segments successifs adjacents, est remarquable en ce que : lesdits premiers moyens construisent ladite trajectoire de vol, en tenant compte de critères de construction particuliers et au moins du 10 fait que chacun desdits segments est : • soit une ligne droite définie par un point de sortie et une pente ; • soit un arc de cercle défini par un centre de virage, un rayon de virage, un sens de virage, un cap et une pente ; et ledit dispositif comporte, de plus, des seconds moyens pour vérifier, 15 une fois la trajectoire de vol construite, que lesdits critères de construction sont bien tous respectés sur ladite trajectoire de vol. En outre, dans un mode de réalisation particulier, le dispositif conforme à l'invention comporte de plus : des moyens pour guider l'aéronef le long de ladite trajectoire de 20 vol ; et des moyens pour vérifier, pendant ce guidage, que ladite trajectoire de vol peut être volée par l'aéronef, en tenant compte au moins de performances actuelles dudit aéronef. L'unique figure du dessin annexé fera bien comprendre comment 25 l'invention peut être réalisée. Cette figure unique est le schéma synoptique d'un dispositif d'aide au guidage conforme à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure est destiné à aider à guider un aéronef (non représenté), par exemple un avion de transport, et ceci en particulier (mais non exclu-2907951 8 sivement) lors de phases de vol pour lesquelles l'aéronef se trouve à proximité du sol. Ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l'aéronef, est du type comportant des moyens 2 destinés à réaliser la construction d'une trajectoire 5 de vol dudit aéronef. Cette trajectoire de vol présente, selon l'invention, une pluralité de segments successifs adjacents qui se rencontrent à des points de route ("waypoints" en anglais). De façon usuelle, les points de route sont définis par : leurs coordonnées géographiques (latitude et longitude) ; 10 - un identifiant ; - un type (FAF, IAF ...) ; et - éventuellement une altitude assortie d'une contrainte, lorsque la phase de vol concerne une phase de remise de gaz ou une phase de décollage. 15 Selon l'invention, pour construire une trajectoire de vol particuliè- rement intègre : lesdits moyens 2 construisent ladite trajectoire de vol, en tenant compte des critères de construction suivants : a) chacun desdits segments est : 20 • soit une ligne droite définie par les coordonnées d'un point de sortie et une pente ; • soit un arc de cercle défini par un centre de virage, un rayon de virage, un sens de virage, un cap et une pente ; b) les segments successifs adjacents sont continus ; 25 c) pour tout couple formé d'un arc de cercle et d'une ligne droite adjacents, ledit arc de cercle et ladite ligne droite sont tangents à une marge d'erreur près, par exemple 30 ; 2907951 9 d) latéralement, deux lignes droites successives adjacentes présentent une différence de cap qui est inférieure à une valeur prédéterminée, par exemple 3 ; e) latéralement, chaque arc de cercle est compatible avec un angle 5 d'inclinaison maximal qui dépend de la vitesse d'approche associée au type d'aéronef ; f) latéralement, le rayon de virage de chaque arc de cercle est compatible avec une vitesse de l'aéronef, en l'occurrence une vitesse d'approche, et les vents limites de la procédure (qui sont par t o exemple codés dans une base de données de navigation) ; g) chaque transition latérale entre deux segments successifs adjacents est compatible avec un angle d'inclinaison maximal qui dé-pend de la vitesse d'approche associée au type d'aéronef ; h) verticalement, les pentes des segments sont compatibles avec 15 une vitesse de l'aéronef, en l'occurrence une vitesse d'approche, et les vents limites de la procédure (qui sont par exemple codés dans une base de données de navigation) ; i) chaque transition verticale entre deux segments successifs adjacents est compatible avec des capacités certifiées de piqué et de 20 ressource de l'aéronef ; et j) les taux de montée et de descente des pentes des segments sont compatibles avec des limites certifiées du type d'aéronef ; et - ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 3 pour vérifier que lesdits critères de construction a) à j) sont bien tous respectés sur 25 une trajectoire de vol construite par lesdits moyens 2. On notera que les critères a) à c) sont d'ordre général, les critères d) à g) concernent le plan latéral (ou horizontal), et les critères h) à j) concernent le plan vertical. 2907951 t0 Ainsi, grâce à ladite construction de la trajectoire de vol (mise en oeuvre par lesdits moyens 2) qui prend en compte les critères de construction restrictifs précités, et à ladite vérification (mise en oeuvre par lesdits moyens 3) du respect de ces critères, le dispositif 1 permet d'obtenir une 5 trajectoire de vol présentant une intégrité très élevée. Cette construction et cette vérification de la trajectoire de vol peu-vent être mises en oeuvre sur un aéronef par des moyens 2 et 3 faisant partie d'un système de gestion de vol usuel (non représenté), par exemple de type FMS ("Flight Managment System" en anglais), et ceci en utilisant to des informations provenant d'une base de données de navigation (égale-ment non représentée), qui est ernbarquée sur l'aéronef. Le dispositif 1 conforme à l'invention permet ainsi à un aéronef d'effectuer une approche, un décollage ou une remise des gaz sur des aéroports (ou des pistes) ne disposant pas de moyens au sol destinés au guidage. Ainsi, l'aéronef 15 ne reçoit plus de trajectoire de vol (ou trajectoire de référence), ni d'écart de sa position par rapport à cette trajectoire de référence, de l'extérieur, et doit, par ses propres moyens de navigation, reproduire un niveau d'intégrité très élevé tel que celui existant pour une approche de précision par exemple de type ILS. 20 La trajectoire de vol construite conformément à la présente invention comporte donc une pluralité de segments qui sont soit courbes, soit droits. Ceci présente des avantages par rapport à une approche de type ILS qui n'autorise qu'une approche rectiligne selon une trajectoire droite (qui est prédéfinie par construction d'une balise sol utilisée). Grâce à cette 25 dernière caractéristique de la présente invention, l'autonomie d'un système de navigation et de guidage (qui met en oeuvre le guidage) dans des évolutions proches du sol permet, même avec de mauvaises conditions météorologiques, d'avoir des avions qui opèrent sur des aéroports avec des environnements très contraints, et ne disposant pas de possibilités 2907951 11 d'approches rectilignes par exemple, ou bien sur des aéroports non équipés d'installations au sol. Dans un mode de réalisation particulier, permettant d'augmenter davantage encore l'intégrité du dispositif 1, ce dernier comporte de plus : 5 des moyens usuels 4 pour guider l'aéronef le long de la trajectoire de vol, construite par les moyens 2 et vérifiée par les moyens 3 ; et - des moyens 5 pour vérifier, pendant ce guidage de l'aéronef, que ladite trajectoire de vol peut être volée par l'aéronef, en tenant compte au moins des performances actuelles dudit aéronef. Pour ce 10 faire, lesdits moyens de vérification 5 prennent en compte des paramètres qui sont déterminés, de façon usuelle, par des moyens 6 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaison 7 auxdits moyens 5. Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 5 tiennent notamment compte des paramètres suivants : la vitesse, la masse, le 15 centrage et les performances de l'aéronef, le vent, ainsi qu'une éventuelle panne d'un système de l'aéronef. Ainsi, le dispositif 1 permet de garantir en temps réel, c'est-à-dire pendant l'exécution du plan de vol et du guidage, que les performances de l'aéronef sont toujours compatibles avec la trajectoire de vol construite, 20 c'est-à-dire que l'aéronef peut effectivement voler cette trajectoire de vol. Les moyens 5 vérifient les capacités de montée, de descente ou du virage de l'aéronef à l'aide des paramètres précédents, qui sont régulièrement mis à jour. Dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 comporte, 25 de plus, des moyens d'émission 8 qui sont susceptibles d'émettre à l'extérieur dudit dispositif 1, par exemple sous forme d'ondes électromagnétiques OE, ladite trajectoire de vol de l'aéronef. Lesdits moyens 8 per-mettent notamment de communiquer cette trajectoire de vol à des aéronefs environnants, à l'aide par exemple d'une liaison ADS-B. Il est ainsi 2907951 12 possible en cas de croisement de routes de plusieurs aéronefs, dans un intervalle de temps réduit, de prévenir à l'avance tout risque de collision. On limite ainsi significativement le risque de collision de l'aéronef en vol avec un autre aéronef. Pour ce faire, le dispositif 1 comporte, de plus, des 5 moyens de réception de données 9 qui peuvent recevoir des données de l'extérieur, par exemple sous formes d'ondes électromagnétiques 0E, et des moyens de comparaison 10 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 1 1 auxdits moyens de réception 9 et qui sont formés de manière à comparer la trajectoire de vol déterminée par lesdits moyens 2 à la trajec- 10 toire de vol d'au moins un aéronef environnant, reçu à l'aide desdits moyens de réception 9, de manière à pouvoir détecter directement tout risque de collision entre ces deux aéronefs. Lesdits moyens d'émission 8 et lesdits moyens de réception 9 peuvent faire partie d'un système de transmission de données 12 usuel de l'aéronef. 15 Les moyens d'émission 8 peuvent également transmettre la trajectoire de vol au sol, par exemple par l'intermédiaire d'une liaison de don-nées usuelle notamment de type ADS-C. Grâce à cette information, un contrôleur situé au sol peut vérifier que le pilote de l'aéronef suit bien la trajectoire qu'il lui a demandé précédemment de suivre. Cette trajectoire 20 peut également être utilisée par des instruments situés au sol, qui peuvent par exemple vérifier automatiquement s'il n'existe pas de conflit entre les trajectoires des différents aéronefs dans une zone située par exemple au-tour d'un aéroport. Ceci permet de supprimer presque complètement tout risque d'incompréhension entre des pilotes et un contrôleur aérien, qui 25 aurait pu être à l'origine de conflits entre les trajectoires de plusieurs aéro- nefs. En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 13 pour comparer la trajectoire de vol dé-terminée par les moyens 2 à des données, telles qu'un tracé par exemple, 2907951 13 qui illustrent les caractéristiques du terrain survolé de manière à pouvoir détecter un risque de collision de l'aéronef avec ce terrain survolé. Par ailleurs, ledit dispositif 1 comporte également des moyens de codage 14 qui permettent de coder une trajectoire de vol. De préférence, 5 ce moyen de codage 14 code uniquement une trajectoire de vol qui est destinée à une procédure de vol à proximité du sol. Ce moyen de codage 14 utilise, de préférence, un code cyclique de type CRC ("Cyclic Redundancy Check" en anglais). Par ce codage, on est en mesure de s'assurer que les éléments définissant la procédure utilisée pour le guidage sont 10 strictement semblables à ceux qui ont été publiés par les fournisseurs de la procédure. Ceci assure que la base de données de navigation peut être garantie avec un très haut niveau d'intégrité lors de son cheminement du fournisseur de données à l'utilisateur, et qu'elle ne pourra pas être modifiée sans une détection par un systèrne de l'avionique. 15 La trajectoire de vol est conçue par des moyens de type ANSP ("Air Navigation Services Provider" en anglais), et elle subit au cours de son cycle de vie plusieurs transports et formatages, du concepteur de la procédure jusqu'au système de guidage. Des corruptions ou des erreurs peuvent se glisser lors de chacune de ces phases. Or, grâce à l'invention, 20 la vérification de la cohérence de la trajectoire de vol par rapport à des critères de construction très restrictifs, mise en oeuvre par lesdits moyens 3, et la vérification de la volatilité de la trajectoire envisagée, mise en oeuvre par les moyens 4, ainsi qu'éventuellement la communication de la trajectoire de l'aéronef vers son environnement, sont intégrées dans un pro- 25 cessus global de génération et de vérification de la trajectoire de vol (mis en oeuvre par le dispositif 1 conforrne à l'invention), qui est particulière-ment efficace et intègre. REVENDICATIONS 1. Procédé d'aide au guidage d'un aéronef, procédé selon lequel on réalise au moins la construction d'une trajectoire de vol dudit aéronef, ladite trajectoire de vol présentant une pluralité de segments successifs adjacents, caractérisé en ce que : on construit ladite trajectoire de vol, en tenant compte des critères de construction suivants : a) chacun desdits segments est : • soit une ligne droite définie par les coordonnées d'un point de sortie et une pente ; • soit un arc de cercle défini par un centre de virage, un rayon de virage, un sens de virage, un cap et une pente ; b) les segments successifs adjacents sont continus ; c) pour tout couple formé d'un arc de cercle et d'une ligne droite adjacents, ledit arc de cercle et ladite ligne droite sont tangents à une marge d'erreur près ; d) latéralement, deux lignes droites successives adjacentes présentent une différence de cap qui est inférieure à une valeur prédéterminée ; e) latéralement, chaque arc de cercle est compatible avec un angle d'inclinaison maximal ; f) latéralement, le rayon de virage de chaque arc de cercle est compatible avec une vitesse de l'aéronef ; g) chaque transition latérale entre deux segments successifs adjacents est compatible avec un angle d'inclinaison maximal ; h) verticalement, les pentes des segments sont compatibles avec une vitesse de l'aéronef ; i) chaque transition verticale entre deux segments successifs adjacents est compatible avec des capacités de l'aéronef ; et 2907951 15 h) les taux de montée et de descente des pentes des segments sont compatibles avec des limites certifiées ; ù une fois la trajectoire de vol construite, on vérifie que lesdits critères de construction a) à j) sont bien tous respectés sur ladite trajectoire de 5 vol ; et on guide l'aéronef le long de ladite trajectoire de vol et, pendant ce guidage, on vérifie de façon répétitive, si ladite trajectoire de vol peut être volée par l'aéronef, en fonction au moins de performances actuelles du-dit aéronef. 10 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que : on détermine les paramètres suivants : la vitesse, la masse, le centrage et les performances de l'aéronef, le vent, ainsi qu'une éventuelle panne d'un système de l'aéronef ; et 15 on tient compte de ces paramètres pour vérifier si ladite trajectoire de vol peut être volée par l'aéronef. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que l'on transmet ladite trajectoire de vol à des aéronefs environnants. 20 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on compare ladite trajectoire de vol à la trajectoire de vol d'au moins un aéronef environnant de manière à pouvoir détecter un risque de collision entre les deux aéronefs. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, 25 caractérisé en ce que l'on transmet ladite trajectoire de vol à un poste de contrôle situé au sol. 2907951 16 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce l'on compare ladite trajectoire de vol au terrain survolé de manière à pouvoir détecter un risque de collision de l'aéronef avec ledit terrain survolé. 5 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on code, à l'aide d'un moyen de codage, toute trajectoire de vol destinée à une procédure de vol à proximité du sol. 8. Dispositif d'aide au guidage d'un aéronef, ledit dispositif (1) comportant des premiers moyens (2) pour réaliser la construction d'une 1 o trajectoire de vol dudit aéronef, ladite trajectoire de vol présentant une pluralité de segments successifs adjacents, caractérisé en ce que : lesdits premiers moyens (2) construisent ladite trajectoire de vol, en tenant compte de critères de construction particuliers et au moins du 15 fait que chacun desdits segments est : • soit une ligne droite définie par un point de sortie et une pente ; • soit un arc de cercle défini par un centre de virage, un rayon de virage, un sens de virage, un cap et une pente ; et ledit dispositif (1) comporte, de plus, des seconds moyens (3) pour véri- 20 fier, une fois la trajectoire de vol construite, que lesdits critères de construction sont bien tous respectés sur ladite trajectoire de vol. 9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comporte de plus : des moyens (4) pour guider l'aéronef le long de ladite trajectoire de vol ; 25 et des moyens (5) pour vérifier, pendant ce guidage, que ladite trajectoire de vol peut être volée par l'aéronef, en tenant compte au moins de performances actuelles dudit aéronef. 2907951 17 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 8 et 9.