Brevet FR2908220A1 — publié le 20080509

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'aide au pilotage d'un avion, en particulier d'un avion de transport, lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport. On sait qu'une proportion importante d'accidents d'avions sur-viennent lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage. Les principales causes d'accidents sont en général relatives à : des conditions météorologiques non anticipées ; des réactions inadaptées des pilotes ; une configuration aérodynamique non optimale de l'avion ; et une approche non stabilisée de l'avion (qui est trop haut et/ou arrive trop vite). Dans la plupart des cas, si les équipages des avions avaient eu connaissance que la situation réelle de leur avion ne permettait pas de réaliser un atterrissage dans de bonnes conditions de sécurité, ils auraient pu éviter ces incidents en effectuant une remise des gaz ("go-around" en anglais). On sait également qu'une remise des gaz est une manoeuvre généralement délicate qui est souvent réalisée trop tard, car non souhaitée. Une remise des gaz est en effet souvent encore considérée comme un échec pour les pilotes. Aussi, les pilotes vont chercher en général à l'éviter au maximum, si nécessaire en essayant de rattraper une situation difficile. Toutefois, si une telle manoeuvre de remise des gaz était réalisée à bon escient à chaque fois que nécessaire, elle permettrait d'éviter de 2908220 2 nombreux incidents et accidents survenus en phase d'approche (approche d'une piste et atterrissage sur cette piste). La présente invention concerne un procédé d'aide au pilotage d'un avion lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage, et plus préci- 5 sément un procédé d'aide à la gestion de l'énergie en approche, qui a pour objet d'aider le pilote dans sa prise de décision notamment pour interrompre ou non la phase d'approche par une manoeuvre de remise des gaz, en particulier en lui indiquant toutes les marges en énergie pour rejoindre une approche stabilisée. 10 Par le document US-2004/0167685, on connaît un procédé pour déterminer un point de contact d'un aéronef avec le sol. Pour ce faire, ce document connu prévoit notamment : de déterminer les valeurs courantes de paramètres de vol de l'avion ; de déterminer, à l'aide desdites valeurs courantes, une position de 15 contact avec le sol et une distance horizontale ; et de présenter à un pilote de l'avion, sur un écran, un signal d'alerte en cas de problème pour l'atterrissage. Par ailleurs, par le document US-2004/0075586, on connaît un système de surveillance d'une approche, qui permet de fournir des infor- 20 mations sur l'énergie et de prévenir le pilote en cas de risque concernant l'atterrissage. On notera que le calcul prédictif de distance, quand il est résolu à partir d'équations fondamentales de la dynamique, peut se montrer très complexe et coûteux en temps de calcul. De plus, les indications fournies 25 au pilote ne sont pas forcément pertinentes pendant tout le vol. La présente invention concerne un procédé d'aide au pilotage d'un avion lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage, qui permet de remédier aux inconvénients précités. 2908220 3 A cet effet, selon l'invention, ledit procédé selon lequel on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes successives sui-vante : a) on détermine les valeurs courantes de paramètres de vol de l'avion ; 5 b) on détermine, au moins à l'aide desdites valeurs courantes, au moins une distance d'approche qui correspond à une distance dans un plan horizontal entre la position actuelle de l'avion et une position de contact avec le sol ; et c) en fonction de conditions de vol, on présente (ou non) à un pilote de 10 l'avion, sur un écran de visualisation (de préférence un écran de naviga- tion), au moins cette distance d'approche, est remarquable en ce que, à l'étape b) : b1) on détermine un profil de descente qui illustre une évolution en vitesse et en altitude de l'avion entre la position actuelle et une position de 15 contact avec le sol ; b2) on détermine le long dudit profil de descente des points de transition qui sont formés à chaque fois par une vitesse et une hauteur particulières ; b3) pour chacun de ces points de transition, on détermine une hauteur 20 totale qui représente la hauteur où se trouverait l'avion avec la même énergie, mais à vitesse nulle ; et b4) à partir de la position actuelle de l'avion et jusqu'à la position de contact au sol, on calcule une pluralité de distances individuelles AXi, à chaque fois entre deux points de transition successifs Pi + 1 et Pi qui 25 présentent des hauteurs totales respectives HTi + 1 et HTi, et ceci à l'aide de l'expression suivante : AXi - r+'(1~~dHT (HT))].dHT Ti dX dans laquelle HT est une hauteur totale ; et 2908220 4 b5) on fait la somme des différentes distances individuelles calculées à l'étape b4) de manière à obtenir ladite distance d'approche. Ainsi, grâce à l'invention, la distance d'approche (qui correspond à la distance dans un plan horizontal entre la position actuelle de l'avion et 5 une position de contact avec le sol) est calculée de façon particulièrement précise, et la mise en oeuvre du procédé nécessite un temps de calcul ré-duit. De plus, cette distance d'approche est présentée ou non sur l'écran de visualisation, en particulier un écran de navigation, en fonction 10 desdites conditions de vol précisées ci-dessous. Selon l'invention, ledit profil de descente est : soit un profil de descente standard qui correspond à une procédure d'approche standard, conformément à des prescriptions aéronautiques ; soit un profil de descente optimisé qui correspond à une procédure 15 d'approche optimisée permettant d'obtenir une distance d'approche minimale, en fonction notamment des capacités de freinage aérodynamique de l'avion et de paramètres de vol courants. On notera que dans l'expression précédente de AXi, le terme (HT) dépend des pentes totales sol aux limites du segment considéré. 20 Une pente totale illustre la tendance d'évolution de la hauteur totale, et une pente totale sol illustre la pente totale dans le repère sol. Dans un mode de réalisation préféré, on présente, à l'étape c), sur l'écran de visualisation, ladite distance d'approche sous forme d'un arc de cercle qui dépend d'une position relative à l'avion et qui illustre ladite posi- 25 tion de contact avec le sol. En outre, dans un mode de réalisation particulier : ù à l'étape b), on détermine deux distances d'approche, à savoir une dis-tance d'approche minimale et une distance d'approche standard qui dHT dX 2908220 5 sont relatives respectivement à une procédure d'approche optimisée et à une procédure d'approche standard, telles que précitées ; et à l'étape c), on présente (ou non) ces deux distances d'approche sur l'écran de visualisation en fonction desdites conditions de vol. 5 Dans ce cas, de préférence, à l'étape c), on présente, sur ledit écran de visualisation, en particulier un écran de navigation : ladite distance d'approche standard, sous forme d'un premier arc de cercle qui dépend d'une position relative à l'avion et qui illustre la position de contact avec le sol relative à une approche standard ; 10 ladite distance d'approche minimale, sous forme d'un second arc de cercle qui dépend de ladite position relative à l'avion et qui illustre la position de contact avec le sol relative à une approche optimisée ; et un symbole qui illustre la position d'une piste d'atterrissage prévue pour l'atterrissage et qui indique au moins le seuil de cette piste d'atterris- 15 sage, de manière à mettre en évidence l'une des trois situations suivantes : une situation normale, lorsque lesdits premier et second arcs de cercle sont situés en amont dudit seuil de la piste d'atterrissage ; une situation d'alerte, lorsque ledit premier arc de cercle est situé en 20 aval dudit seuil de la piste d'atterrissage et ledit second arc de cercle est situé en amont dudit seuil de la piste d'atterrissage ; et û une situation d'alarme, lorsque lesdits premier et second arcs de cercle sont situés en aval dudit seuil de la piste d'atterrissage. Par conséquent, en situation normale, le pilote sait qu'il peut pour-25 suivre la procédure d'approche en cours, qui lui permettra d'atterrir sur la piste d'atterrissage. En revanche, en situation d'alerte (c'est-à-dire lorsque ledit premier arc de cercle dépasse ledit seuil de la piste d'atterrissage), le pilote sait qu'il lui sera impossible d'atteindre des conditions d'approche stabilisée, 2908220 6 s'il continue à voler suivant la procédure d'approche standard en cours. Toutefois, il lui est possible d'atteindre des conditions d'approche stabilisée s'il vole suivant une procédure d'approche optimisée, puisque ledit second arc de cercle est toujours situé en amont dudit seuil de la piste 5 d'atterrissage. Dans ce cas, les actions que l'on recommande au pilote de réaliser sont : de suivre la procédure d'approche optimisée ; ou s'il compte malgré tout mettre en oeuvre une approche standard, d'utiliser les aérofreins et de sortir les becs et les volets ainsi que le train 10 d'atterrissage plus tôt que prévu, si bien entendu les vitesses le permet-tent ; ou bien de modifier la trajectoire latérale. En outre, dans la situation d'alarme, pour laquelle les deux arcs de cercle sont situés au-delà du seuil de la piste d'atterrissage, le pilote sait 15 qu'en l'état actuel il lui sera impossible d'atteindre des conditions d'approche stabilisée, et ceci quelle que soit la procédure d'approche qu'il utilise. Dans ce cas, les actions qu'on lui recommande de faire sont, soit une modification de la trajectoire latérale si cela reste possible, soit une remise des gaz. 20 Ainsi, grâce auxdits (premier et second) arcs de cercle et audit symbole présentés sur l'écran de navigation, on apporte une aide précieuse au pilote dans sa prise de décision d'interrompre éventuellement une phase d'approche. De plus, dans la situation d'alarme, il n'a plus à hésiter pour réaliser une manoeuvre de remise de gaz. Ceci pourra sans 25 doute permettre d'éviter de nombreux incidents et accidents lors de la phase d'approche, et de mieux gérer l'approche pour réduire le nombre de remises de gaz notamment. Par ailleurs, à l'étape c) : û on détermine une distance à destination ; 2908220 7 ù on compare la distance d'approche déterminée à l'étape b) à cette dis-tance à destination ; et ù en fonction du résultat de cette comparaison et de la phase de vol courante de l'avion (illustrant lesdites conditions de vol précitées), on pré- 5 sente ou non ladite distance d'approche sur l'écran de visualisation. Ainsi, on affiche la distance d'approche sur l'écran de visualisation uniquement si cela est utile et nécessaire au pilote, en fonction de condi- tions de vol particulières précisées davantage ci-dessous. La présente invention concerne également un dispositif d'aide au 10 pilotage d'un avion, en particulier d'un avion de transport, lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport. Selon l'invention, ledit dispositif du type comportant : des premiers moyens pour déterminer les valeurs courantes de paramè- 15 tres de vol de l'avion ; des seconds moyens pour déterminer, au moins à l'aide desdites va-leurs courantes, au moins une distance d'approche qui correspond à une distance dans un plan horizontal entre la position actuelle de l'avion et une position de contact avec le sol ; et 20 des moyens d'affichage pour présenter à un pilote de l'avion, sur un écran de visualisation, au moins cette distance d'approche, et ceci en fonction de conditions de vol, est remarquable en ce que lesdits seconds moyens comportent : des moyens pour déterminer le long d'un profil de descente des points 25 de transition qui sont formés à chaque fois par une vitesse et une hauteur particulières, ledit profil de descente illustrant une évolution en vitesse et en altitude de l'avion entre la position actuelle et la position de contact avec le sol ; 2908220 8 des moyens pour déterminer, pour chacun de ces points de transition, une hauteur totale qui représente la hauteur où se trouverait l'avion avec la même énergie, mais à vitesse nulle ; et des moyens pour calculer, à partir de la position actuelle de l'avion et 5 jusqu'à la position de contact au sol, une pluralité de distances individuelles AXi, à chaque fois entre deux points de transition successifs Pi + 1 et Pi qui présentent des hauteurs totales respectives HTi + 1 et HTi, à l'aide de l'expression suivante : r.+1dHT AXi = fT [1/[ dX (HT) ].dHT 10 dans laquelle HT est une hauteur totale ; et des moyens pour faire la somme des différentes distances individuelles AXi ainsi calculées de manière à obtenir ladite distance d'approche. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif comporte, de plus, des moyens pour commander lesdits moyens d'affichage concer- 15 nant l'affichage de ladite distance d'approche. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif d'aide au pilo- 20 tage conforme à l'invention. La figure 2 est un graphique permettant d'expliquer un profil de descente utilisé par un dispositif conforme à l'invention. La figure 3 illustre schématiquement un profil de descente standard. 25 La figure 4 illustre schématiquement un profil de descente opti- misé. La figure 5 montre des points de transition du profil de la figure 4. 2908220 9 Les figures 6 à 11 représentent une partie d'un écran de navigation, respectivement pour des phases d'approche différentes. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à aider un pilote pour piloter un avion A, 5 notamment un avion de transport gros porteur, lors de l'approche d'une piste d'atterrissage 2. Selon l'invention, ledit dispositif 1 est du type comportant : un ensemble 3 de sources d'informations précisées ci-dessous, qui per-met de déterminer les valeurs courantes de paramètres de vol de l'avion 10 A; des moyens 4 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 5 audit ensemble 3 de sources d'informations et qui sont formés de manière à déterminer, au moins à l'aide desdites valeurs courantes reçues dudit ensemble 3, au moins une distance d'approche DA qui correspond à 15 une distance dans un plan horizontal entre la position actuelle de l'avion A et une position de contact avec le sol ; et des moyens d'affichage 6 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liai-son 7 auxdits moyens 4 et qui sont formés de manière à présenter au pilote de l'avion A, sur un écran de visualisation 8, de préférence un 20 écran de navigation usuel de type ND ("Navigation Display" en anglais), au moins cette distance d'approche DA, et ceci en fonction de conditions de vol précisées ci-dessous. Selon l'invention, lesdits moyens 4 qui sont destinés à déterminer au moins une distance d'approche DA comportent les moyens intégrés 25 suivants, non représentés individuellement : û des moyens pour déterminer le long d'un profil de descente des points de transition Pi (i étant un entier variable) qui sont formés à chaque fois par une vitesse Vi et une hauteur hi (par rapport au sol) particulières. Ce 2908220 10 profil de descente illustre une évolution en vitesse et en altitude de l'avion A entre la position actuelle et la position de contact avec le sol ; des moyens pour déterminer, pour chacun de ces points de transition Pi, une hauteur totale HTi qui représente la hauteur où se trouverait 5 l'avion A s'il avait la même énergie, mais une vitesse nulle ; et des moyens pour calculer, à partir de la position actuelle de l'avion A et ceci jusqu'à la position de contact au sol, une pluralité de distances (horizontales) individuelles AXi, à chaque fois entre deux points de transition successifs Pi + 1 et Pi qui présentent des hauteurs totales respecti- 10 ves HTi + 1 et HTi, et ceci à l'aide de l'équation ( Eq. 0) suivante : d H T (Eq. 0) OXi = I [1/ ri+i dX (HT) ].dHT dans laquelle HT est une hauteur totale et le terme d "T dépend des pentes totales sol aux limites du segment considéré ; et ù des moyens pour faire la somme des différentes distances (horizontales) 15 individuelles ÈXi ainsi calculées de manière à obtenir ladite distance d'approche DA qui vérifie donc la relation suivante : DA = E AXi Ainsi, grâce à l'invention, la distance d'approche (horizontale) DA est calculée de façon particulièrement précise, et ce calcul nécessite un 20 temps de calcul réduit. De plus, cette distance d'approche DA est présentée ou non sur l'écran de visualisation 8 en fonction desdites conditions de vol précisées ci-dessous. Selon l'invention, ledit profil de descente est : 25 ù soit un profil de descente standard qui correspond à une procédure d'approche standard, conformément à des prescriptions aéronautiques usuelles ; 2908220 11 - soit un profil de descente optimisé qui correspond à une procédure d'approche optimisée permettant d'obtenir une distance d'approche minimale. Ce profil de descente optimisé dépend, de façon usuelle, notamment des capacités de freinage aérodynamique de l'avion A et de 5 paramètres de vol courants. Dans le cadre de la présente invention, ledit ensemble 3 de sources d'informations peut comporter notamment : un calculateur de données air 9 de type ADC ("Air Data Computer" en anglais) ; 10 au moins un système de référence inertielle 10 de type IRS ("Inertial Reference System" en anglais) ; et un système de gestion de vol 1 1 de type FMS ("Flight Managment System" en anglais). Dans un mode de réalisation particulier, ledit ensemble 3 de sour- 15 ces d'informations fournit auxdits moyens 4 au moins certaines des va- leurs courantes suivantes (dont la liste suivante comprend entre parenthè- ses le nom de la source d'informations correspondante) : phase de vol (FMS) ; mode latéral (FMS) ; 20 performance de navigation requise ou RNP ["Required Navigation Performance" en anglais] (FMS) ; - vitesse d'approche (FMS) ; configuration d'atterrissage (FMS) ; modèle de vent (FMS) ; 25 masse de l'avion A (FMS) ; plan de vol (FMS - "Navigation Data Base", à savoir base de données de navigation) ; latitude et longitude du seuil 2A de la piste 2 (FMS - Navigation Data Base) ; 2908220 12 - Threshold Crossing Height (TCH), à savoir hauteur de franchissement du seuil 2A de la piste 2 (FMS -Navigation Data Base) ; - pente du dernier segment d'approche (FMS -Navigation Data Base) ; altitude de décélération (FMS - Navigation Data Base) ; 5 altitude du terrain (FMS - Navigation Data Base) ; - position du train d'atterrissage (FG pour "Flight Guidance", à savoir calculateur de guidage de vol) configuration des becs et des volets ou CONF (FG) ; route et cap de l'avion A (IRS) ; 70 - latitude et longitude de l'avion A (IRS) ; - altitude de l'avion A (ADC) û température statique (ADC) û température du terrain (ADC) ; - vitesse air vraie ou TAS ["True Airspeed" en anglais] (ADC) ; 15 - vitesse corrigée ou CAS ["Calibrated Airspeed"] (ADC) ; - nombre de Mach (ADC) ; - état des moteurs de l'avion A (FADEC pour "Full Authority Digital Engine Control", à savoir système numérique de commande de moteur à pleine autorité) ; 20 vitesse caractéristique (FMS - "Performance Data Base" pour base de données de performance) ; et -pente totale ou données permettant de la déterminer (FMS Performance Data Base). On décrit ci-après la méthode de calcul de la hauteur totale HT et 25 de la pente totale yT, utilisée dans le cadre de la présente invention, pour déterminer la distance d'approche DA. De façon usuelle, la hauteur totale HT est obtenue à partir de l'équation (Eq. 1) suivante : 2908220 (Eq.1) HT = mT = h + ~ .V2 mg 2.g dans laquelle, on a : ù ET= l'énergie totale avec : ET = Ep + Ec ET = m.g.h + 2 .m.V2 5 ù Ep : l'énergie potentielle ; - Ec : l'énergie cinétique ; ù h : la hauteur au-dessus du niveau de la piste 2 ; ù V : la vitesse air (ou TAS) ; ù m : la masse de l'avion A ; et 10 ù g : la constante de la gravité. Le profil vertical utilisé peut être défini soit par des points de transition Pi en vitesse et en hauteur, soit en hauteur totale. Si les vitesses et les hauteurs des points de transition ne sont pas prédéfinies, le processus inverse à celui qui sera décrit ci-dessous peut être utilisé (en procédant par 15 pas d'altitude ou de vitesse, ou en considérant une pente totale moyenne). Sur la figure 2, on a représenté un exemple de définition en hauteur totale d'un profil vertical PV qui comporte différents points P1, P2, P3 et P4 présentant des hauteurs Hi et des vitesses Vi différentes. 20 A partir de l'équation (Eq. 1) précitée, les hauteurs totales HTi qui définissent ce profil vertical auxdits points P1 à P4, sont les suivantes : 13 2908220 14 Point de Hauteur : hi Vitesse : Vi Hauteur totale : transition : Pi HTi P1 h0 VO HTO = h0 + ~ .V02 2.g P2 hl VO HT1 = hl + 1 .VO2 2.g P3 hl V1 HT2 = h1 + - .V12 2.g P4 h2 V1 HT3 = h2 + 1 .V12 2.g On notera que les moyens 4 calculent la distance parcourue entre deux points en énergies totales (de manière à calculer la distance entre 5 l'énergie totale courante de l'avion A et le point de transition en énergie totale d'un profil de descente donné ou entre deux points de transition en énergies totales d'un profil de descente donné). On rappelle que la pente 'y vérifie la relation : dh sin(y) Y = V V 10 Par analogie, on définit la pente totale yT (qui correspond à l'évolution de la hauteur totale, en fonction d'une distance horizontale) de la manière suivante : dHt sin(yT) yT = dt V dHT _ d h + TAS2 _ dh + TAS dTAS _ dh +TAS. A dt dt 2.g dt g dt dt g 15 yT= z V + A De même, par analogie (cas de pente faible), on obtient : 2908220 15 dh = arcsin(y) y dX et également l'équation (Eq. 2) dXT = aresin (yT) yT = Vz + A g Pour une descente à vitesse air constante : yT = Vz + A devient yT 9 Vz v _V 5 Pour simplifier l'écriture, on remplace par la suite yTly par yT. Cela revient à dire que les pentes totales disponibles pour les calculs sont défi-nies à vitesse constante. Elles sont mises à la disposition des moyens 4 par des moyens 13 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 12 aux-dits moyens 4. 10 Dans un repère sol, l'équation (Eq. 2) devient : (Eq.3) dHT = Vz + Asol dX Vsol g En considérant un vent selon X, son gradient et une accélération longitudinale, nous avons : Vsol = .JVz2 + (Vair. cos(yT) + Vent)2 15 Or, on a cos(yT) 1 et yT = aresinl Vz Vz , soit Vz = yT.Vair Vair Vair L'équation (Eq. 3) devient alors : (Eq.4) dHT û Vair.yT + Asol dX .J(Vair.yT)2 + (Vair + Vent)2 g dVent dVair dVent dVair (dVent dVair dh Asol = + .cos(A) + _ ù + Ldt dt dt dt dt dt dh _ dVent dVair dh C dh + dh dt 20 Asol d dhnt + ddhlr).Vz = (dVen dh t + ddhlr) Vair.yT C 2908220 16 Au final, on aura les équations (Eq. 5) et (Eq. 6) suivantes : * (Eq. 5) dX (yT) = Vair.yT + 1 dVair (Vair. yT)2 + (Vair + Vent)2 g dt équation qui sera utilisée pour des décélérations en palier ; et dX (yT) 5 * (Eq.6) = Vair.yT +~dVent + dVairl Vair.yT \j(Vair.yT)2 + (Vair + Vent)2 dh dh J g équation qui sera utilisée pour des descentes à vitesse conventionnelle constante. A partir de la pente totale à accélération nulle, on peut reconstruire la pente total sol : dHT = dHT (yT) dX dX 1 o La pente totale sol représente la pente totale dans le repère sol. La pente totale à accélération nulle dépend de la vitesse et de la hauteur. La pente totale sol dépend donc de la hauteur totale dHT = dHT (HT) dX dX Pour calculer la distance théorique qui sera parcourue entre deux 15 énergies totales, on intègre la relation suivante : dHT = dHT (HT) dX dX dX = dHT dHT dX (HT) ce qui permet d'obtenir l'équation (Eq. 0) précitée : HTi+1 (Eq.0) AX = f dHT dHT HTi dX (HT) 20 A partir de cette équation (Eq. 0), en supposant yl la pente totale sol à une hauteur totale HT1 et y2 la pente totale sol à une hauteur totale 2908220 17 HT2, on peut supposer dans ce domaine une évolution analytique simple de la pente totale sol en fonction de la hauteur totale. Par exemple, pour une évolution linéaire, on obtient : dHT (HT) = y2 ù y1 .HT + HT1. y2 ù HT2.yl dX HT2 ù HT1 HT1ù HT2 5 La distance obtenue dans cet exemple est alors : AX=_(HT1ùHT2)in( y1ù y2 En reprenant l'exemple précédent, pour un avion A présentant une hauteur totale HTC comprise entre HT3 et HT2, la distance d'approche parcourue DA sera estimée à partir de l'équation (Eq. 0) précitée, à sa- 10 voir : HTC HT2 HT1 DA= J dHT dHT + J dHT dHT + 1 dHT dHT HT2 dX3 (HT) HT1 dX2 (HT) HTO dXl (HT) avec dX; (HT) fonction des pentes totales sol aux limites du segment volé. Cette méthode de calcul sera appliquée ci-dessous à la prédiction 15 de la distance de rejointe du sol pour un avion A en phase d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste 2, pour deux exemples différents relatifs respectivement à : une procédure d'approche standard, comme représenté sur la figure 3 ; et 20 une procédure d'approche optimisée, comme représenté sur la figure 4. Sur la figure 3, on a représenté, à titre d'illustration, un profil de descente standard représentatif d'une procédure d'approche standard. Sur cette figure 3 : un segment (du profil de descente) en pointillés correspond à un seg- 25 ment à nombre de Mach constant ; y1 y2 2908220 18 û un segment en trait continu correspond à un segment à vitesse corrigée CAS constante ; un segment en tirets correspond à un segment à vitesse corrigée CAS décélérée ; 5 PHA représente une phase de descente à nombre de Mach constant en poussée ralentie (pilotage de la vitesse par la pente : mode "PA Open Descent") ; PHB représente une phase de descente à vitesse corrigée CAS cons-tante en poussée ralentie (pilotage de la vitesse par la pente : mode "PA 10 Open Descent"). Dans les phases PHA et PHB, l'avion A se trouve en configuration lisse ; PHC représente une phase de descente à un angle FPA ("Flight Path Angle" en anglais) ; les indications de la partie droite représentent des niveaux de vol (alti- 15 tude standard en pieds) [FL290, FL100, ...] ou de hauteurs [1500, ...]. De plus, cette figure 3 comporte deux profils PR1 et PR2 différents selon que la vitesse VO est respectivement supérieure ou bien inférieure ou égale à une valeur prédéterminée, de préférence 250 noeuds. Dans cet exemple, on obtient les hauteurs totales suivantes : 2908220 19 Si VO > 250 Si VO recommandées ici sont une modification de la trajectoire latérale si possible et si le temps le permet, ou une remise des gaz. Ainsi, grâce à l'invention, l'affichage mis en oeuvre par le dispositif 5 1 est tel que l'indication de la dégradation d'une situation est progressive et autorise des corrections de trajectoire et/ou de vitesse de la part du pi-lote de l'avion A. REVENDICATIONS 1. Procédé d'aide au pilotage d'un avion (A) lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage, procédé selon lequel on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes successives suivante : a) on détermine les valeurs courantes de paramètres de vol de l'avion (A) ; b) on détermine, au moins à l'aide desdites valeurs courantes, au moins une distance d'approche qui correspond à une distance dans un plan horizontal entre la position actuelle de l'avion (A) et une position de contact avec le sol ; et c) en fonction de conditions de vol, on présente à un pilote de l'avion (A), sur un écran de visualisation (8), au moins cette distance d'approche, caractérisé en ce que, à l'étape b) : b1) on détermine un profil de descente qui illustre une évolution en vitesse et en altitude de l'avion (A) entre la position actuelle et une position de contact avec le sol ; b2) on détermine le long dudit profil de descente des points de transition qui sont formés à chaque fois par une vitesse et une hauteur particulières ; b3) pour chacun de ces points de transition, on détermine une hauteur totale qui représente la hauteur où se trouverait l'avion avec la même énergie, mais à vitesse nulle ; et b4) à partir de la position actuelle de l'avion (A) et jusqu'à la position de contact au sol, on calcule une pluralité de distances individuelles OXi, à chaque fois entre deux points de transition successifs Pi + 1 et Pi qui présentent des hauteurs totales respectives HTi + 1 et HTi, à l'aide de l'expression suivante : r'+IdHT ÊXi = Ti [1/( dX (HT) ].dHT dans laquelle HT est une hauteur totale ; et 2908220 b5) on fait la somme des différentes distances individuelles calculées à l'étape b4) de manière à obtenir ladite distance d'approche. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit profil de descente est un profil de descente 5 standard qui correspond à une procédure d'approche standard. 3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit profil de descente est un profil de descente optimisé qui correspond à une procédure d'approche optimisée permettant d'obtenir une distance d'approche minimale. 10 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on présente, à l'étape c), sur l'écran de visualisation (8), ladite distance d'approche sous forme d'un arc de cercle (Cl, C2) qui dépend d'une position (19) relative à l'avion (A) et qui illustre ladite position de contact avec le sol. 15 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que : à l'étape b), on détermine deux distances d'approche, à savoir une dis-tance d'approche minimale et une distance d'approche standard qui sont relatives respectivement à une procédure d'approche optimisée et 20 à une procédure d'approche standard ; et à l'étape c), on présente ces deux distances d'approche sur l'écran de visualisation (8) en fonction desdites conditions de vol. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que qu'à l'étape c), on présente, sur ledit écran de vi- 25 sualisation (8) : ladite distance d'approche standard, sous forme d'un premier arc de cercle (Cl) qui dépend d'une position (19) relative à l'avion (A) et qui illustre la position de contact avec le sol relative à une approche standard ; 2908220 31 ladite distance d'approche minimale, sous forme d'un second arc de cercle (C2) qui dépend de ladite position (19) relative à l'avion et qui il-lustre la position de contact avec le sol relative à une approche optimisée ; et 5 ù un symbole (23) qui illustre la position d'une piste d'atterrissage (2) prévue pour l'atterrissage et qui indique au moins (24) le seuil de cette piste d'atterrissage (2), de manière à mettre en évidence l'une des trois situations suivantes : une situation normale, lorsque lesdits premier et second arcs de cercle 10 (Cl, C2) sont situés en amont dudit seuil (24) de la piste d'atterrissage ; une situation d'alerte, lorsque ledit premier arc de cercle (Cl) est situé en aval dudit seuil (24) de la piste d'atterrissage et ledit second arc de cercle (C2) est situé en amont dudit seuil (24) de la piste d'atterris- 15 sage ; et une situation d'alarme, lorsque lesdits premier et second arcs de cercle (Cl, C2) sont situés en aval dudit seuil (24) de la piste d'atterrissage. 7. Procédé selon l'une quelconque de revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape c) : 20 ù on détermine une distance à destination ; ù on compare la distance d'approche déterminée à l'étape b) à cette dis-tance à destination ; et ù en fonction du résultat de cette comparaison et de la phase de vol courante de l'avion, illustrant lesdites conditions de vol, on présente ou non 25 ladite distance d'approche sur l'écran de visualisation (8). 8. Dispositif d'aide au pilotage d'un avion (A) lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage, ledit dispositif comportant : ù des premiers moyens (3) pour déterminer les valeurs courantes de paramètres de vol de l'avion (A) ; 2908220 32 des seconds moyens (4) pour déterminer, au moins à l'aide desdites va-leurs courantes, au moins une distance d'approche qui correspond à une distance dans un plan horizontal entre la position actuelle de l'avion (A) et une position de contact avec le sol ; et 5 des moyens d'affichage (6) pour présenter à un pilote de l'avion (A), sur un écran de visualisation (8), au moins cette distance d'approche, et ceci en fonction de conditions de vol, caractérisé en ce que lesdits seconds moyens (4) comportent : des moyens pour déterminer le long d'un profil de descente des points 10 de transition qui sont formés à chaque fois par une vitesse et une hauteur particulières, ledit profil de descente illustrant une évolution en vitesse et en altitude de l'avion entre la position actuelle et la position de contact avec le sol ; des moyens pour déterminer, pour chacun de ces points de transition, 15 une hauteur totale qui représente la hauteur où se trouverait l'avion avec la même énergie, mais à vitesse nulle ; et des moyens pour calculer, à partir de la position actuelle de l'avion (A) et jusqu'à la position de contact au sol, une pluralité de distances individuelles AXi, à chaque fois entre deux points de transition successifs 20 Pi + 1 et Pi qui présentent des hauteurs totales respectives HTi + 1 et HTi, à l'aide de l'expression suivante : Ti+, dHT AXi = H (1/ dX (HT) ].dHT Ti dans laquelle HT est une hauteur totale ; et des moyens pour faire la somme des différentes distances individuelles 25 AXi ainsi calculées de manière à obtenir ladite distance d'approche. 2908220 33 9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens (14) pour commander lesdits moyens d'affichage (6) concernant l'affichage de ladite dis-tance d'approche. 5 10. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) susceptible de mettre en oeuvre le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 7. 1 1 . Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous ~o l'une des revendications 8 et 9.