Brevet FR2904706A1 — publié le 20080208

--> Procédé et dispositif pour déterminer une hauteur de décision lors d'une approche autonome d'un aéronef. La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef, qui sont destinés à aider le pilotage de l'aéronef lors d'une approche autonome d'une piste d'atterrissage en vue d'un atterrissage. Dans le cadre de la présente invention, on considère qu'une approche autonome doit permettre de faire voler l'aéronef, sans utilisation de moyens de navigation situés au sol, en conditions météorologiques de vol aux instruments de type IMC ( Instrument Meteorological Conditions en anglais), jusqu'à une hauteur de décision qui correspond à la hauteur de décision d'une approche de précision usuelle de type ILS ( Instrument Landing System en anglais, à savoir système d'atterrissage aux instruments) de même catégorie que ladite approche autonome. Cette hauteur de décision est par exemple égale à : 200 pieds (environ 60 mètres) pour une approche de catégorie 1 ; à 100 pieds (environ 30 mètres) pour une approche de catégorie 2 ; à 50 pieds (environ 15 mètres) pour une approche de catégorie 3A ; à zéro pour une approche de catégorie 3B. Lors d'une telle approche autonome, les moyens de localisation utilisés par l'aéronef sont donc exclusivement des moyens embarqués, et notamment un système de positionnement par satellites, par exemple de type GPS ( Global Positioning System en anglais), une centrale inertielle, et des capteurs barométriques. L'approche peut également être réalisée sans contrôleur de l'espace aérien. A ladite hauteur de décision, l'équipage de l'aéronef doit visuellement acquérir la piste. Si tel est le cas, il finit l'atterrissage en mode à vue à l'aide d'un guidage manuel. En revanche, si à cette hauteur de décision, l'équipage ne voit pas la piste, il doit effectuer une remise des gaz de manière à faire remonter l'aéronef à une altitude de sécurité prédéterminée. La trajectoire d'approche utilisée pour réaliser une telle approche autonome est créée avant le vol et décrite sur une carte papier qui est à la disposition de l'équipage au cours du vol. Pour ce faire, la configuration du terrain autour de la piste d'atterrissage a été analysée et des marges vis-à-vis des obstacles ont été définies. Cette trajectoire d'approche est également sauvegardée dans une base de données du système de pilotage de l'aéronef. -->Lesdites marges vis à vis des obstacles, définies pour l'approche autonome, sont généralement déterminées de façon analogue à celles d'une approche de précision de type ILS de même catégorie que ladite approche autonome. Par conséquent, les performances de l'aéronef requises pour voler cette approche autonome sont les mêmes que celles requises pour voler ladite approche de précision. Or, pour mettre en œuvre une telle approche de précision aux instruments de type ILS, on utilise de façon usuelle des stations sol qui 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. Une telle approche de précision aux instruments apporte une assistance importante et efficace à l'atterrissage, en particulier par mauvaise visibilité (brouillard, ...) ou en absence de visibilité. Une telle approche de précision aux instruments utilise donc des informations reçues de l'extérieur. Ceci n'est pas le cas dans l'approche autonome considérée dans la présente invention, pour laquelle l'aide au guidage est réalisée exclusivement à l'aide de moyens embarqués, comme indiqué ci-dessus. Les performances de l'aéronef se décomposent principalement en une composante de localisation et une composante de guidage. La composante de guidage permet d'évaluer la capacité de l'aéronef à suivre l'axe d'approche considéré avec une certaine précision. Quant à la composante de localisation, elle permet de garantir la position effective de l'aéronef. Ces performances sont considérées à la fois dans le plan vertical et dans le plan horizontal. Dans le cas d'une approche de précision aux instruments de type ILS, le guidage horizontal et vertical présenté au pilote de l'aéronef correspond à des déviations angulaires par rapport à cet axe d'approche et à ce plan vertical. Pour une déviation angulaire donnée, la distance entre la position réelle de l'aéronef et ledit axe d'approche (respectivement ledit plan vertical) est d'autant plus petite que la distance entre l'aéronef et la piste d'atterrissage est petite. Par conséquent, la précision de la composante de localisation s'accroît au fur et à mesure que l'aéronef s'approche de la piste d'atterrissage. Cela est illustré sur la figure 2 qui est une vue en coupe -->verticale selon un plan vertical contenant un axe d'approche A de l'approche considérée, en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage P. Une zone d'incertitude de position, correspondant à la précision de la composante de localisation, est définie autour de l'axe d'approche A. Cette zone est délimitée verticalement vers le haut par un plan coupant ledit plan vertical selon une droite Z1a et vers le bas par un plan coupant ledit plan vertical selon une droite Z1b. Ces deux droites convergent lorsqu'on se rapproche de la piste d'atterrissage P. Dans le cas de l'approche autonome considérée, la précision de la composante de localisation dépend essentiellement de celle des moyens de localisation embarqués à bord de l'aéronef, notamment du système de positionnement par satellites, par exemple de type GPS. Or, il est connu que la précision de positionnement d'un tel système de positionnement par satellites varie en fonction du temps, pour un emplacement donné. Cette précision est fonction de la configuration des satellites par rapport à l'aéronef : notamment le nombre de satellites dont les signaux sont reçus par ledit système de positionnement de l'aéronef et leur position relativement à cet aéronef. Comme pour l'approche de précision aux instruments précitée, une zone d'incertitude de position, correspondant à la précision de la composante de localisation, est définie autour de l'axe d'approche A. Cette zone est délimitée verticalement vers le haut par un plan coupant ledit plan vertical selon une droite Z2a et vers le bas par un plan coupant ledit plan vertical selon une droite Z2b. A un instant donné, ces deux droites sont sensiblement parallèles. A la différence de la précision de la composante de localisation correspondant à une approche de précision aux instruments de type ILS, la précision de la composante de localisation correspondant à ladite approche autonome ne s'accroît pas au fur et à mesure que l'aéronef s'approche de la piste d'atterrissage. De plus, comme indiqué précédemment, cette précision varie en fonction du temps. Dans un certain nombre de cas, les droites Z1a et Z2a se coupent en un point La et les droites Z1 b et Z2b se coupent en un point Lb. Ces deux points La et Lb sont des points limites au-dessous desquels la précision de la composante de localisation correspondant à l'approche autonome est moins bonne que la précision de la composante de localisation correspondant à l'approche de précision aux instruments. Il est -->estimé que dans le cas d'une approche autonome correspondant à une approche de précision aux instruments de type ILS de catégorie 1 , dont la hauteur de décision est égale à 200 pieds (environ 60 mètres), en utilisant un système de positionnement basé sur l'utilisation d'informations de position de type GPS hybridées avec des informations issues des systèmes inertiels et/ou barométriques de l'aéronef, les performances de l'aéronef requises pour voler cette approche autonome jusqu'à ladite hauteur de décision, ne seraient pas toujours atteintes. Dans les cas où ces performances ne seraient pas atteintes, les pilotes ne pourraient pas voler ladite approche autonome, ce qui serait très pénalisant par rapport à la mission de l'aéronef. La présente invention a pour objet de remédier aux inconvénients précités. Elle concerne un procédé d'aide au pilotage d'un aéronef, qui est destiné à aider au pilotage de l'aéronef lors d'une approche autonome d'une piste d'atterrissage en vue d'un atterrissage, ledit aéronef comportant au moins un moyen de localisation. Ce procédé est remarquable en ce qu'il comporte les étapes suivantes : a) on détermine un instant estimé d'arrivée de l'aéronef sur la piste ; b) on détermine une prédiction des performances dudit moyen de localisation de l'aéronef, au moins à cet instant d'arrivée ; et c) en fonction desdites performances du moyen de localisation et de caractéristiques de ladite approche, on détermine au moins une hauteur de décision minimale correspondant à cet instant d'arrivée, au-dessus de laquelle l'aéronef est protégé des risques de collision avec l'environnement lorsqu'il est guidé automatiquement sur un axe d'approche correspondant à ladite approche. Ainsi, on garantit que les performances de l'aéronef seront suffisantes pour voler l'approche autonome considérée, jusqu'à cette hauteur de décision minimale. De préférence, ce procédé comporte, de plus, une étape d) à laquelle on présente au moins cette hauteur de décision minimale à un pilote de l'aéronef sur un écran de visualisation d'un moyen de visualisation du cockpit de l'aéronef. Dans un mode particulier de réalisation de l'invention : -->- à l'étape a) on détermine en outre une pluralité d'instants compris dans un intervalle de temps entourant ledit instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste ; - à l'étape b) on détermine en outre des performances dudit moyen de localisation de l'aéronef à chacun desdits instants déterminés à l'étape a) ; - à l'étape c), on détermine en outre une hauteur de décision minimale à chacun desdits instants en fonction desdites performances dudit moyen de localisation de l'aéronef à chaque instant considéré et desdites caractéristiques de l'approche. De préférence, à l'étape d) on présente au moins ladite hauteur de décision correspondant à chacun desdits instants à un pilote de l'aéronef sur un écran de visualisation d'un moyen de visualisation du cockpit de l'aéronef. Ce mode particulier de réalisation de l'invention permet au pilote de disposer de valeurs de hauteur de décision minimale à différents instants avant et après l'instant estimé d'arrivé de l'aéronef sur la piste. De cette façon, le pilote est informé de la hauteur de décision qu'il devrait utiliser si l'arrivée de l'aéronef sur la piste était avancée ou retardée par rapport à cet instant estimé d'arrivée. De façon avantageuse, les étapes a), b), c) et d) sont effectuées de façon répétitive pendant le vol de l'aéronef, à partir du moment où l'approche autonome considérée est insérée dans le plan de vol de l'aéronef. Cela permet de réactualiser la valeur prédite de hauteur de décision minimale. Dans un mode préféré de réalisation de l'invention, à l'étape c), lesdites caractéristiques de l'approche comprennent des surfaces de protection de type OAS ( Obstacle Assessment Surfaces en anglais) telles que définies dans le document PANS-OPS (doc 8168) de l'OACI (Organisation de l'Aviation Civile Internationale), ainsi qu'une hauteur de décision publiée. Avantageusement, pour déterminer une hauteur de décision minimale à un instant, l'étape c) comprend les étapes suivantes : d) on détermine une première zone d'incertitude de position de l'aéronef correspondant à la précision de la composante de localisation d'une approche de précision aux instruments qui aurait pour axe d'approche l'axe d'approche de ladite approche autonome ; -->c2) on détermine une seconde zone d'incertitude de position de l'aéronef au moins en fonction des performances du système de positionnement à cet instant ; c3) on détermine la hauteur de décision minimale de façon à ce qu'une marge entre la première zone d'incertitude de position et les surfaces de protection OAS corresponde à une marge entre la seconde zone d'incertitude de position et les surfaces de protection OAS. De cette façon, on garantit qu'à la hauteur de décision minimale, la marge entre la seconde zone d'incertitude de position, correspondant à l'incertitude de position de l'aéronef lors de l'approche autonome considérée, et les surfaces de protection OAS est sensiblement identique à la marge entre la première zone d'incertitude de position, correspondant à l'incertitude de position de l'aéronef lors de ladite approche de précision aux instruments, et les surfaces de protection OAS. Par conséquent, cela permet de garantir que lors de ladite approche autonome, l'aéronef est autant protégé d'un risque de collision avec le terrain que lors d'une approche de précision aux instruments qui aurait le même axe d'approche que cette approche autonome. Dans une première variante du mode préféré de réalisation, à l'étape c3), la hauteur de décision minimale correspond : - à la hauteur d'un point de l'axe d'approche pour lequel la marge entre la première zone d'incertitude de position et les surfaces de protection OAS correspond à la marge entre la seconde zone d'incertitude de position et les surfaces de protection OAS, si ladite hauteur est supérieure ou égale à la hauteur de décision publiée pour cette approche et si ledit point de l'axe d'approche peut être déterminé ; - à la hauteur de décision publiée sinon. Dans une seconde variante du mode préféré de réalisation, pour déterminer une hauteur de décision minimale à un instant, l'étape c3) comprend les étapes suivantes : c3a) on détermine la marge entre la première zone d'incertitude de position et les surfaces de protection OAS au point de l'axe d'approche dont la hauteur est égale à la hauteur de décision publiée ; -->c3b) on détermine un point de l'axe d'approche pour lequel la marge entre la seconde zone d'incertitude de position et les surfaces de protection OAS correspond à la marge déterminée à l'étape c3a) ; c3c) on détermine la hauteur de décision minimale égale à : - la hauteur du point déterminé à l'étape c3b) si celle-ci est supérieure ou égale à la hauteur de décision publiée ; - la hauteur de décision publiée sinon. Dans un autre mode de réalisation de l'invention, à l'étape c), lesdites caractéristiques de l'approche comprennent une table de correspondance prédéterminée permettant de déterminer une hauteur de décision minimale en fonction des performances d'un moyen de localisation de l'aéronef, et on utilise cette table de correspondance pour déterminer la hauteur de décision minimale en fonction de la prédiction, déterminée à l'étape b), des performances du moyen de localisation de l'aéronef à l'instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste. Ce mode de réalisation est avantageux dans la mesure où il permet de déterminer la hauteur de décision minimale de façon simple et rapide, grâce à l'utilisation de ladite table de correspondance. Cette table de correspondance, stockée dans une base de données de l'aéronef, peut par exemple avoir été élaborée en utilisant les principes précités pour le mode préféré de réalisation. De façon préférée, la hauteur de décision publiée pour l'approche autonome est fonction de la catégorie de ladite approche autonome. Comme indiqué précédemment, cette catégorie est la même que celle de l'approche de précision aux instruments correspondante, ayant le même axe d'approche que cette approche autonome. De façon avantageuse, une fois la hauteur de décision minimale déterminée, on guide automatiquement l'aéronef sur l'axe d'approche correspondant à l'approche autonome considérée, jusqu'à atteindre ladite hauteur de décision minimale. Avantageusement encore, lorsque l'aéronef atteint cette hauteur de décision minimale, en l'absence d'action du pilote pour poursuivre manuellement la descente vers la piste d'atterrissage, on émet une alarme dans le cockpit de l'aéronef. Cela permet de prévenir le pilote d'un risque éventuel de collision de l'aéronef avec le terrain. Dans un mode particulier de réalisation de l'invention, en outre, pendant l'approche autonome on surveille la valeur des performances réelles -->dudit moyen de localisation de l'aéronef et on émet une alarme si ladite valeur est inférieure à une valeur de performances prédéterminée. Dans une première variante, cette valeur de performances prédéterminée est choisie égale à la valeur prédite des performances déterminée à l'étape b). Ainsi, on garantit que si les performances réelles du moyen de localisation de l'aéronef sont moins bonnes que les performances prédites, le pilote en sera informé et pourra interrompre l'approche autonome afin d'éviter tout risque de collision avec le terrain. Dans une seconde variante, cette valeur de performances prédéterminée est choisie égale à une valeur correspondant à des performances permettant de voler cette approche autonome jusqu'à une hauteur de décision prédéterminée. Cela permet d'adapter la surveillance des performances dudit moyen de localisation de l'aéronef à un niveau de performances nécessaire pour voler l'approche de précision jusqu'à une hauteur de décision choisie par le pilote. L'invention concerne aussi un aéronef comportant un dispositif susceptible de mettre en œuvre le procédé précité. L'invention est également relative à un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef comportant : - un ensemble de moyens de localisation usuels, comprenant au moins un moyen de localisation par satellites ; - une base de données qui contient au moins des informations relatives à un ensemble d'approches autonomes ; - un système de gestion de vol qui reçoit des informations de ladite base de données et qui comprend : . un moyen de calcul d'un instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste ; . un moyen de prédiction des performances dudit moyen de localisation par satellites audit instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste ; . un moyen de calcul, en fonction desdites performances du moyen de localisation par satellites et de caractéristiques de l'approche autonome considérée issues de ladite base de données, d'une hauteur de décision minimale correspondant à cet instant d'arrivée, au-dessus de laquelle l'aéronef est protégé des risques de collision avec l'environnement -->lorsqu'il est guidé automatiquement sur un axe d'approche correspondant à l'approche autonome considérée. De préférence, la base de données est intégrée dans le système de gestion de vol. Avantageusement, ce dispositif d'aide au pilotage comporte un système de guidage comportant un moyen de comparaison de la valeur des performances réelles dudit moyen de localisation avec une valeur de performances prédéterminée, apte à émettre une alarme lorsque ladite valeur des performances réelles est inférieure à ladite valeur de performances prédéterminées. L'invention concerne aussi un aéronef comportant un tel dispositif d'aide au pilotage. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit et à l'examen des figures annexées. La figure 1 est un schéma synoptique d'un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef lors d'une approche autonome, conforme à l'invention ; La figure 2, déjà décrite, est une vue en coupe verticale, selon un plan contenant un axe d'approche, représentant des zones d'incertitude de position de l'aéronef dans le cas d'une approche de précision aux instruments et dans le cas d'une approche autonome selon cet axe d'approche ; Les figures 3a et 3b représentent des surfaces de protection OAS lors d'une approche d'une piste d'atterrissage, respectivement en vue en perspective et en vue de dessus ; La figure 4 illustre une première variante d'un mode préféré de réalisation de l'invention ; Les figures 5a et 5b illustrent une seconde variante d'un mode préféré de réalisation de l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention est représenté schématiquement sur la figure 1. Il est embarqué à bord d'un aéronef 3, en particulier un avion de transport civil ou un avion de transport militaire, susceptible de voler une approche autonome d'une piste d'atterrissage P, en vue d'un atterrissage. Pour cela, le dispositif 1 conforme à l'invention comporte : -->- un ensemble 10 de moyens de localisation usuels, comprenant au moins un moyen de localisation par satellites 12 (par exemple de type GPS) ; - une base de données 24 qui contient au moins des informations relatives à un ensemble d'approches autonomes ; - un système de gestion de vol 14, par exemple de type FMS ( Flight Management System en anglais) qui reçoit des informations de ladite base de données 24 et qui comprend : . un moyen 36 de calcul d'un instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste ; . un moyen 38 de prédiction des performances dudit moyen de localisation par satellites 12 audit instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste. Ce moyen de prédiction 38 utilise la valeur de la position de la piste d'atterrissage codée dans la base de données 24 et il reçoit la valeur de l'instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste dudit moyen de calcul 36, par une liaison 42 ; . un moyen de calcul 40, qui reçoit une prédiction des performances du moyen de localisation par satellites du moyen de prédiction 38, par une liaison 44, et qui calcule en fonction desdites performances du moyen de localisation par satellites et de caractéristiques de l'approche autonome considérée issues de ladite base de données 24, une hauteur de décision minimale Hmin correspondant à cet instant d'arrivée, au-dessus de laquelle l'aéronef est protégé des risques de collision avec l'environnement lorsqu'il est guidé automatiquement sur un axe d'approche A correspondant à l'approche autonome considérée. De façon préférée, comme représenté sur la figure 1 , la base de données 24 est intégrée dans le système de gestion de vol 14. Avantageusement, le système de gestion de vol 14 transmet la valeur de la hauteur de décision minimale Hmin à un système de visualisation 20 du cockpit de l'aéronef. Ce système de visualisation 20 affiche cette valeur sur un écran de visualisation 21. L'approche autonome considérée est choisie par le(s) pilote(s) préalablement à la mise en œuvre du procédé. Le pilote saisit l'approche choisie à l'aide d'un moyen de saisie 18, par exemple un clavier et/ou une souris, relié au système de gestion de vol 14 par une liaison 32. Dans un mode de réalisation de l'invention, la prédiction des performances du moyen de localisation par satellites 12, par ledit moyen 38, -->peut être réalisée selon un algorithme de type RAI M (Receiver Autonomous Integrity Monitoring en anglais). Un exemple d'algorithme RAIM est décrit dans l'ouvrage understanding GPS : principles and applications (auteurs : Elliott D. KAPLAN et Christopher J. HEGARTY - seconde édition - ARTECH HOUSE - ISBN 1 -58053-894-0). Lesdites caractéristiques de l'approche autonome issues de la base de données 24 comprennent des surfaces de protection OAS et une hauteur de décision publiée Hpub. De telles surfaces de protection OAS, comprenant un ensemble de surfaces planes X1 , X2, W, Y1 , Y2 et Z, sont représentées à titre d'exemple sur les figures 3a et 3b. Elles délimitent un volume de l'espace, comprenant l'axe d'approche A, à l'intérieur duquel l'aéronef peut voler (dans le sens de la flèche F) sans risque de collision avec l'environnement, compte tenu de la précision de la composante de localisation correspondant à une approche de précision aux instruments de type ILS. Pour déterminer une hauteur de décision minimale Hmin à un instant : - on détermine une première zone Z1 d'incertitude de position de l'aéronef correspondant à la précision de la composante de localisation d'une approche de précision aux instruments qui aurait pour axe d'approche l'axe d'approche A de ladite approche autonome ; - on détermine une seconde zone Z2 d'incertitude de position de l'aéronef au moins en fonction des performances du système de positionnement à cet instant ; - on détermine ladite hauteur de décision minimale Hmin de façon à ce qu'une marge entre la première zone d'incertitude de position Z1 et les surfaces de protection OAS corresponde à une marge entre la seconde zone d'incertitude de position Z2 et les surfaces de protection OAS. Selon une première variante illustrée par la figure 4, la hauteur de décision minimale Hmin correspond à la hauteur d'un point de l'axe d'approche A pour lequel la marge m1 entre la première zone d'incertitude de position Z1 et les surfaces de protection OAS correspond à la marge m2 entre la seconde zone d'incertitude de position Z2 et les surfaces de protection OAS, si ladite hauteur est supérieure ou égale à la hauteur de décision publiée Hpub pour cette approche et si ledit point de l'axe -->d'approche peut être déterminé. Sinon, Hmin est choisie égale à la hauteur de décision publiée Hpub. Selon une seconde variante illustrée par les figures 5a et 5b, pour déterminer la hauteur de décision minimale Hmin : - on détermine la marge m1a entre la première zone d'incertitude de position Z1 et les surfaces de protection OAS au point de l'axe d'approche dont la hauteur est égale à la hauteur de décision publiée Hpub (figure 5a) ; - on détermine un point de l'axe d'approche pour lequel la marge m2a entre la seconde zone d'incertitude de position Z2 et les surfaces de protection OAS correspond à la marge m1a déterminée à l'étape précédente (figure 5b) ; - on détermine la hauteur de décision minimale Hmin égale à la hauteur du point déterminé à l'étape précédente si celle-ci est supérieure ou égale à la hauteur de décision publiée Hpub et si ledit point de l'axe d'approche peut être déterminé. Sinon, Hmin est choisie égale à la hauteur de décision publiée Hpub. Les rectangles représentant les zones d'incertitude de position Z1 et Z2 sur les figures 4, 5a et 5b correspondent à des coupes desdites zones d'incertitude de position selon des plans verticaux perpendiculaires à un plan vertical contenant l'axe d'approche A de l'aéronef. Les limites supérieures et inférieures des zones d'incertitude de position Z1 et Z2 représentées sur les figures 4, 5a et 5b correspondent respectivement aux limites représentées par les droites Z1a, Z2a et Z1 b, Z2b sur la figure 2. Dans un mode particulier de réalisation de l'invention, après avoir déterminé la hauteur de décision minimale Hmin, pendant la phase d'approche autonome on guide automatiquement l'aéronef sur l'axe d'approche A correspondant à ladite approche, jusqu'à atteindre ladite hauteur de décision minimale Hmin. Un système de guidage 16 de l'aéronef, par exemple un calculateur de type FG ( Flight Guidance Computer en anglais), reçoit des informations du système de gestion de vol 14, par une liaison 30. Il reçoit aussi des informations de position de l'aéronef de l'ensemble de moyens de localisation 10, par une liaison 26. De façon avantageuse, lorsque l'aéronef atteint la hauteur de décision minimale Hmin, si le pilote n'effectue aucune action pour poursuivre -->manuellement la descente vers la piste d'atterrissage, le système de guidage 16 de l'aéronef émet une alarme. Cela permet de prévenir le pilote d'un risque éventuel de collision de l'aéronef avec le terrain. De préférence, pendant l'approche autonome le système de guidage 16 de l'aéronef surveille la valeur des performances réelles dudit moyen 12 de localisation de l'aéronef. Ce système de guidage comporte un moyen de comparaison de ladite valeur des performances réelles du moyen de localisation de l'aéronef avec une valeur de performances prédéterminée. Dans une première variante, cette valeur de performances prédéterminée est choisie égale à la valeur des performances dudit moyen de localisation prédites par le moyen de prédiction 38 du système de gestion de vol 14, reçue par la liaison 30. Le système de guidage émet une alarme si ladite valeur réelle des performances est inférieure à la valeur prédite. Ainsi, on s'assure que les performances réelles de l'aéronef lors de l'approche autonome sont suffisantes pour permettre de voler cette approche autonome sans risque jusqu'à la hauteur de décision minimale Hmin. Le système de guidage 16 peut notamment transmettre cette alarme à un calculateur d'alarme de l'aéronef, par exemple de type FWC ( Flight Warning Computer en anglais) qui supervise l'affichage de cette alarme sur un moyen de visualisation du cockpit de l'aéronef et/ou supervise l'émission d'un signal sonore. En cas d'alarme, le pilote peut interrompre l'approche autonome de façon à éviter tout risque de collision avec le terrain. Dans une seconde variante, cette valeur de performances prédéterminée est choisie égale à une valeur correspondant à des performances permettant de voler l'approche autonome considérée jusqu'à une hauteur de décision prédéterminée. Cette hauteur de décision prédéterminée peut être choisie par le pilote en fonction de la hauteur de décision minimale Hmin et de la hauteur de décision publiée Hpub : le pilote peut par exemple choisir la plus grande des hauteurs Hpub et Hmin, ou une valeur supérieure à celles-ci s'il souhaite ajouter une marge de sécurité supplémentaire. Une fois cette hauteur de décision prédéterminée choisie par le pilote, on détermine des performances du moyen de localisation 12 nécessaires pour voler l'approche autonome jusqu'à cette hauteur de décision prédéterminée. Pour cela, on peut par exemple utiliser un processus inverse de celui décrit préalablement pour déterminer la hauteur de décision -->minimale Hmin en fonction des performances dudit moyen de localisation^. Ladite valeur de performances prédéterminée est choisie égale à la valeur ainsi déterminée des performances du moyen de localisation 12. Cette seconde variante permet d'adapter la surveillance du niveau de performances aux performances requises pour voler l'approche autonome jusqu'à une hauteur de décision choisie par le pilote. --> REVENDICATIONS 1- Procédé d'aide au pilotage d'un aéronef (3), qui est destiné à aider au pilotage de l'aéronef lors d'une approche autonome d'une piste d'atterrissage (P) en vue d'un atterrissage, ledit aéronef comportant au moins un moyen de localisation (10, 12), caractérisé en ce que : a) on détermine un instant estimé d'arrivée de l'aéronef sur la piste ; b) on détermine une prédiction des performances dudit moyen de localisation de l'aéronef, au moins à cet instant d'arrivée ; et c) en fonction desdites performances du moyen de localisation et de caractéristiques de ladite approche, on détermine au moins une hauteur de décision minimale (Hmin) correspondant à cet instant d'arrivée, au-dessus de laquelle l'aéronef est protégé des risques de collision avec l'environnement lorsqu'il est guidé automatiquement sur un axe d'approche (A) correspondant à ladite approche. 2- Procédé selon la revendication 1 caractérisé en ce que, de plus, à une étape d) on présente au moins cette hauteur de décision minimale (Hmin) à un pilote de l'aéronef sur un écran de visualisation (21) d'un moyen de visualisation (20) du cockpit de l'aéronef. 3- Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce que : - à l'étape a) on détermine en outre une pluralité d'instants compris dans un intervalle de temps entourant ledit instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste ; - à l'étape b) on détermine en outre des performances dudit moyen de localisation de l'aéronef à chacun desdits instants déterminés à l'étape a) ; - à l'étape c), on détermine en outre une hauteur de décision minimale à chacun desdits instants en fonction desdites performances dudit moyen de localisation de l'aéronef à chaque instant considéré et desdites caractéristiques de l'approche. -->4- Procédé selon les revendications 2 et 3 combinées caractérisé en ce que, de plus, à l'étape d) on présente au moins ladite hauteur de décision correspondant à chacun desdits instants à un pilote de l'aéronef sur un écran de visualisation (21) d'un moyen de visualisation (20) du cockpit de l'aéronef. 5- Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce que les étapes a), b), c) et d) sont effectuées de façon répétitive pendant le vol de l'aéronef, à partir du moment où l'approche autonome considérée est insérée dans le plan de vol de l'aéronef. 6- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que, à l'étape c), lesdites caractéristiques de l'approche comprennent des surfaces de protection OAS et une hauteur de décision publiée (Hpub). 7- Procédé selon la revendication 6 caractérisé en ce que, à l'étape c), pour déterminer une hauteur de décision minimale (Hmin) à un instant : d) on détermine une première zone (Z1) d'incertitude de position de l'aéronef correspondant à la précision de la composante de localisation d'une approche de précision aux instruments qui aurait pour axe d'approche l'axe d'approche (A) de ladite approche autonome ; c2) on détermine une seconde zone (Z2) d'incertitude de position de l'aéronef au moins en fonction des performances du système de positionnement à cet instant ; c3) on détermine ladite hauteur de décision minimale (Hmin) de façon à ce qu'une marge (m1 , m1a) entre la première zone d'incertitude de position (Z1) et les surfaces de protection OAS corresponde à une marge (m2, m2a) entre la seconde zone d'incertitude de position (Z2) et les surfaces de protection OAS. 8- Procédé selon la revendication 7 caractérisé en ce que, à l'étape c3), la hauteur de décision minimale (Hmin) correspond à : - la hauteur d'un point de l'axe d'approche (A) pour lequel la marge (m1) entre la première zone d'incertitude de position (Z1) et les surfaces de protection OAS correspond à la marge (m2) entre la seconde zone -->d'incertitude de position (Z2) et les surfaces de protection OAS, si ladite hauteur est supérieure ou égale à la hauteur de décision publiée (Hpub) pour cette approche et si ledit point de l'axe d'approche peut être déterminé ; - la hauteur de décision publiée (Hpub) sinon. 9- Procédé selon la revendication 7 caractérisé en ce que, à l'étape c3) c3a) on détermine la marge (m 1a) entre la première zone d'incertitude de position (Z1) et les surfaces de protection OAS au point de l'axe d'approche dont la hauteur est égale à la hauteur de décision publiée (Hpub) ; c3b) on détermine un point de l'axe d'approche pour lequel la marge (m2a) entre la seconde zone d'incertitude de position (Z2) et les surfaces de protection OAS correspond à la marge (m 1a) déterminée à l'étape c3a) ; c3c) on détermine la hauteur de décision minimale (Hmin) égale à : - la hauteur du point déterminé à l'étape c3b) si celle-ci est supérieure ou égale à la hauteur de décision publiée (Hpub) ; - la hauteur de décision publiée (Hpub) sinon. 10- Procédé selon l'une des revendications 6 à 9 caractérisé en ce que la hauteur de décision publiée (Hpub) est fonction au moins de la catégorie de ladite approche aux instruments. 11- Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 caractérisé en ce que, à l'étape c), lesdites caractéristiques de l'approche comprennent une table de correspondance prédéterminée permettant de déterminer une hauteur de décision minimale en fonction des performances d'un moyen de localisation de l'aéronef, et on utilise cette table de correspondance pour déterminer la hauteur de décision minimale (Hmin) en fonction de la prédiction, déterminée à l'étape b), des performances du moyen de localisation (10, 12) à l'instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste. 12- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que, en outre, on guide automatiquement l'aéronef sur -->l'axe d'approche (A) correspondant à ladite approche, jusqu'à atteindre ladite hauteur de décision minimale (Hmin). 13- Procédé selon la revendication 12 caractérisé en ce que lorsque l'aéronef atteint la hauteur de décision minimale (Hmin), en l'absence d'action du pilote pour poursuivre manuellement la descente vers la piste d'atterrissage, on émet une alarme dans le cockpit de l'aéronef. 14- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que pendant l'approche autonome on surveille la valeur des performances réelles dudit moyen de localisation (10,12) de l'aéronef et on émet une alarme si ladite valeur est inférieure à une valeur de performances prédéterminée. 15- Procédé selon la revendication 14 caractérisé en ce que ladite valeur de performances prédéterminée est choisie égale à la valeur prédite des performances déterminée à l'étape b). 16- Procédé selon la revendication 14 caractérisé en ce que ladite valeur de performances prédéterminée est choisie égale à une valeur correspondant à des performances permettant de voler cette approche autonome jusqu'à une hauteur de décision prédéterminée. 17- Dispositif (1) d'aide au pilotage d'un aéronef comportant : - un ensemble (10) de moyens de localisation usuels, comprenant au moins un moyen de localisation par satellites (12) ; - une base de données (24) qui contient au moins des informations relatives à un ensemble d'approches autonomes ; - un système de gestion de vol (14) qui reçoit des informations de ladite base de données (24) et qui comprend : . un moyen de calcul (36) d'un instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste ; . un moyen de prédiction (38) des performances dudit moyen de localisation par satellites (12) audit instant d'arrivée de l'aéronef sur la piste ; . un moyen de calcul (40), en fonction desdites performances du moyen de localisation par satellites et de caractéristiques de l'approche -->autonome considérée issues de ladite base de données (24), d'une hauteur de décision minimale (Hmin) correspondant à cet instant d'arrivée, au-dessus de laquelle l'aéronef est protégé des risques de collision avec l'environnement lorsqu'il est guidé automatiquement sur un axe d'approche (A) correspondant à l'approche autonome considérée. 18- Dispositif d'aide au pilotage selon la revendication 17, caractérisé en ce que la base de données (24) est intégrée dans le système de gestion de vol (14). 19- Dispositif d'aide au pilotage selon l'une des revendications 17 ou 18 caractérisé en ce qu'il comporte un système de guidage (16) comportant un moyen de comparaison de la valeur des performances réelles dudit moyen de localisation avec une valeur de performances prédéterminée, apte à émettre une alarme lorsque ladite valeur des performances réelles est inférieure à ladite valeur de performances prédéterminées. 20- Aéronef comportant un dispositif susceptible de mettre en œuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 16. 21- Aéronef comportant un dispositif (1) d'aide au pilotage selon l'une quelconque des revendications 17 à 19.