Brevet FR2911988A1 — publié le 20080801

Procédé et dispositif pour déterminer une hauteur maximale de stabilisation lors de la phase finale de vol d'un avion La présente invention est relative au domaine de l'aide au pilotage d'un avion. Plus particulièrement, l'invention concerne un procédé et un dispositif permettant d'améliorer la qualité du pilotage et la sécurité de l'avion pendant la phase finale d'un vol en vue d'un atterrissage en apportant aux pilotes des informations propres à leur permettre de décider de poursuivre ou d'interrompre une procédure d'atterrissage dès lors qu'il est prévisible que des conditions particulières ne seront pas respectées avant d'atteindre un point de décision réglementaire. La phase finale du vol d'un avion se décompose généralement en une phase d'approche, une phase d'arrondi se terminant par un impact au sol et une phase de roulage de l'avion sur la piste d'atterrissage. La qualité de la phase d'approche est essentielle pour le déroulement de l'arrondi, l'avion devant entamer celui-ci avec des paramètres précis de 15 position, vitesse et attitude. La phase d'approche est donc une phase importante du vol qui détermine en grande partie la sécurité de l'atterrissage. En approche finale, les pilotes disposent des informations instrumentales classiques d'un avion : les vitesses, la hauteur, la pente de l'avion, les écarts d'alignement par rapport à 20 l'axe de la piste (loc) et au plan de descente (glide), le régime des moteurs, ..., qui leur permettent de gérer le vol de l'avion. A partir de ces informations instrumentales, les pilotes, soit dans un mode de pilotage manuel ou semi automatique, soit dans une fonction de surveillance d'un mode de pilotage automatique, s'efforcent de réduire les 25 écarts des différents paramètres de vol pour que ceux-ci atteignent de manière stable les valeurs définies par la procédure d'approche. Les informations instrumentales sont en outre complétées par les perceptions visuelles de l'environnement qui permettent aux pilotes d'apprécier sa position par rapport au plan d'approche. Une fraction importante des incidents ou accidents des avions se produit lors des phases finales, comme par exemple les touchés de queue, les atterrissages durs et les sorties de piste longitudinale ou latérale. Une des causes principales de ces incidents est liée au fait que des paramètres de vol de l'avion n'ont pas pu être correctement stabilisés lors de la phase d'approche, et en particulier lorsqu'un un avion est trop haut et ou a une vitesse trop élevée lors de son approche. Dans la plupart des cas, si les pilotes de l'avion, qui ont une charge de travail élevée durant cette phase de vol, avaient eu une meilleure conscience que la situation réelle de leur avion ne leur permettait pas de réaliser un atterrissage dans de bonnes conditions, les incidents auraient pu être évités par une remise des gaz et une nouvelle approche dans de bonnes conditions. Le brevet US publié sous le numéro 7068187 propose une méthode pour assister les pilotes d'un avion dans une décision de remise des gaz. De nombreux paramètres, tels que par exemple les conditions de vent sur la piste d'atterrissage, la vitesse de l'avion ou la pente de l'avion, sont contrôlés pendant la phase d'approche, afin de détecter les conditions d'une approche non stabilisée, et un niveau de risque est évalué. Lorsque le risque excède un certain seuil, une alerte est donnée pour avertir les pilotes d'une nécessité d'une remise des gaz. Cependant, la méthode décrite dans ce brevet ne permet pas aux pilotes de connaître le ou les paramètres qui les contraint à effectuer une remise des gaz. Cette méconnaissance des raisons qui contraignent les pilotes à effectuer une remise des gaz peut les conduire à une certaine réticence à exécuter une manoeuvre dont ils ne connaissent pas précisément la motivation, en particulier en raison de possibles autres critères de choix qui pourraient être jugés plus important par les pilotes. Le brevet français publié sous le numéro 2885439 propose un procédé d'aide au pilotage d'un avion lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage. Plus particulièrement, le procédé permet une aide à la gestion de l'énergie en phase d'approche, pour aider les pilotes dans leur prise de décision d'interrompre ou non la phase d'approche par une manoeuvre de remise des gaz. Ce procédé permet aux pilotes de vérifier, avant de commencer la phase d'approche finale, qu'ils pourront atteindre la piste. Toutefois, en phase d'approche finale, l'information de point de contact au plus près avec le sol n'est plus pertinent pour le pilotage. Les pilotes pourraient, en effet, considérer qu'ils sont en mesure d'atteindre la piste et donc de les inciter inconsciemment à poursuivre une approche alors que celle-ci n'est pas stabilisée. Il existe donc un intérêt à informer les pilotes au plus tôt de conditions qui ne leur permettraient pas d'effectuer un atterrissage dans des conditions d'approche stabilisée, et ceci à partir d'une hauteur réglementaire. La présente invention propose un dispositif et un procédé de détermination d'une hauteur maximale de stabilisation hstab lors de la phase finale d'un vol d'un avion, en vue d'un affichage pour aider le pilote à prendre une décision adaptée et ainsi améliorer la qualité du pilotage et la sécurité de l'avion. Suivant l'invention, le procédé de détermination d'une hauteur maximale de stabilisation hstab d'un avion évoluant depuis une position, dite position courante, à une hauteur hav par rapport à un point de référence et avec une vitesse Vav lors d'une phase finale de vol du dit avion, ladite phase finale de vol comportant une trajectoire nominale d'approche sensiblement dans un plan vertical passant par un axe X d'une piste d'atterrissage et déterminée par : - des valeurs de hauteurs nominales en fonction de la position suivant l'axe X dite loi de hauteur hnom(X) par rapport au point de référence; des valeurs de vitesses d'approche nominales en fonction de la position suivant l'axe X dite loi de vitesse Vnom(X) ; comporte : a) une étape de détermination d'une hauteur totale nominale Hrnom en tout point de la trajectoire nominale par la relation HTnom(X)=hnom(X)+(Vn2gX)) dans laquelle g représente le champ de gravité terrestre ; b) une étape de détermination d'une hauteur totale de l'avion Hrav par la relation z HTav=hav+ 2g c) une étape de détermination d'une hauteur totale maximale nominale que l'avion est en mesure d'atteindre à partir de sa position courante correspondant à une hauteur totale nominale en suivant une loi de variation de hauteur totale d~ Tav optimale, et ; d) une étape de détermination de la hauteur nominale hstab correspondant à la hauteur totale maximale nominale que l'avion est en mesure d'atteindre. Dans un mode de mise en oeuvre du procédé, la hauteur totale de l'avion Hrav est supérieure à la hauteur totale nominale Hrnom(X) pour la valeur X courante de l'avion. La loi de variation de hauteur totale dd Tav optimale correspond, dans ce cas, à la loi de variation de hauteur totale de l'avion lorsque des moteurs de propulsion sont réglés pour obtenir une poussée sensiblement égale à la poussée minimale au point de vol considéré. Pendant la phase finale de vol, la vitesse d'approche nominale Vnom(X) peut être considérée comme constante. De même, la loi de variation de hauteur totale optimale dd Tav peut être considérée comme constante dans la phase finale de vol. Ainsi, en tenant compte de ces hypothèses simplificatrices, la hauteur de stabilisation hstab est déterminée par une relation linéaire : 2 2 V av V nom dHTav hstab=hthd+ hav+ 2g thdù dH 2g dX Xav ( tan yw) dHTav (tanygi_( dX avec : yg1 = l'angle de la pente d'approche nominale, hthd = la hauteur nominale de passage de l'avion au niveau du seuil, Xav = la position de l'avion suivant l'axe de piste, La loi de variation de hauteur totale optimale dd Tav est sensiblement égale à (P-D) où D représente une traînée aérodynamique correspondant mg à la traînée aérodynamique de l'avion au cours de la phase de vol considérée et où m représente une masse correspondant à la masse de l'avion au cours de la phase de vol considérée. Dans un exemple de mise en oeuvre du procédé, la poussée P des moteurs est négligée par rapport à la traînée aérodynamique D de l'avion. Avantageusement, dans une étape ultérieure du procédé, la hauteur maximale de stabilisation hstab est comparée à une hauteur minimale de référence href et une alarme est déclenchée lorsque la hauteur maximale de stabilisation hstab est inférieure à ladite hauteur minimale de référence href. L'invention concerne également un dispositif d'aide au pilotage caractérisé en ce qu'il comporte : des moyens d'acquisition de paramètres caractéristiques d'un avion, du vol et d'un environnement d'atterrissage, des moyens de calculs, qui déterminent, notamment à partir des paramètres reçus des moyens d'acquisition, une hauteur maximale de stabilisation hstab, des moyens de présentation d'une information caractérisant la hauteur maximale de stabilisation hstab. Les moyens de calculs comportent au moins un calculateur assurant d'autres fonctions que la détermination de la hauteur maximale de stabilisation hstab. De préférence, les moyens de présentation de l'information comportent des moyens d'affichage d'une information représentative de la hauteur de stabilisation hstab calculée par les moyens de calculs. Par exemple, lesdits moyens d'affichage comportent au moins un écran dans un poste de pilotage de l'avion apte à présenter l'information représentative de la hauteur de stabilisation hstab sous forme graphique et une information caractéristique d'une hauteur minimale de référence href. Les moyens de présentation de l'information comportent en outre des moyens d'alerte aptes à présenter un signal d'alerte lorsque ladite hauteur de stabilisation hstab est inférieure à ladite hauteur minimale de référence href. Dans un mode de réalisation, les moyens d'alerte génèrent un signal sonore ou un signal visuel dans le poste de pilotage de l'avion. De préférence, la valeur de la hauteur de stabilisation hstab issue du dispositif est établie suivant le procédé. La description détaillée de l'invention est faite en référence aux figures qui représentent : Figure 1, deux diagrammes illustrant l'obtention géométrique d'une hauteur maximale de stabilisation suivant l'invention, Figure 2, un schéma de principe du dispositif suivant l'invention, Figure 3, un exemple d'un affichage d'écran comportant la hauteur de stabilisation calculée par la présente invention. Le procédé suivant l'invention consiste à fournir à un équipage de conduite d'un avion les informations lui permettant de déterminer, à tout moment, une hauteur maximale de stabilisation, dite hstab, pour laquelle l'avion est en mesure d'être stabilisé sur une trajectoire d'approche nominale. Une approche stabilisée correspond, d'après les procédures définies par les règles de vol, à une trajectoire dans laquelle l'avion est positionné sur la trajectoire nominale avec une vitesse de l'avion égale à une vitesse nominale d'approche et avec une poussée de l'avion égale à la poussée d'équilibre sur le plan d'approche dans une configuration d'atterrissage de l'avion. Suivant une application du procédé, ladite hauteur maximale de stabilisation hstab est ensuite communiquée à l'équipage de l'avion, et de préférence comparée à une hauteur réglementaire recommandée par des procédures, dite hauteur de référence href, pour laquelle l'approche doit être stabilisée. En phase d'approche sur une piste, l'avion est supposé suivre une trajectoire nominale. Une telle trajectoire nominale s'exprime, par exemple, sous la forme d'une fonction hnom(X), représentant la hauteur nominale en fonction d'un paramètre X, associée à une loi de vitesse d'approche nominale, donnée par une fonction Vnom(X) pouvant être exprimée en vitesse inertielle ou en vitesse aérodynamique. Par convention, la valeur X correspond à une abscisse mesurée sur un axe horizontal correspondant sensiblement à un axe de la piste et ayant une origine arbitrairement fixée par exemple au seuil de piste et orienté positivement dans le sens de l'atterrissage prévu. Suivant ce choix, la valeur X est négative avant le seuil de piste, nulle au niveau du seuil de piste et positive au delà du seuil de piste. Un avion se trouvant sur la trajectoire nominale à la hauteur hnom(X) et à la vitesse Vnom(X), c'est à dire en un point de l'espace situé sur la trajectoire et avec une vitesse nominale, a une énergie totale ETnom(X) définie comme la somme de son énergie cinétique Ec(X)= 2 mVnom(X) et de son énergie potentielle Ep(X)=mghnom(X) , m étant la masse de l'avion au moment de la phase d'approche. g est l'accélération du champ de pesanteur terrestre. Soit : 2 E =m ghnom(X)+(Y nom(X)) Tnom(X) 2 Une expression équivalente, homogène avec une hauteur, est obtenue en divisant l'énergie totale nominale de l'avion par le terme mg pour exprimer 25 un paramètre Hrnom, dit hauteur totale le long de la trajectoire nominale. Soit : HTnom(X)=(ETnom(X))__hnom(X)+(Vnom(X)) mg 2g En pratique, l'avion en approche à une distance Xav possède une hauteur effective hav et une vitesse Vav qui ne correspondent pas obligatoirement avec celles de la trajectoire nominale. L'équipage, lors d'une approche, essaie de corriger les écarts entre sa position réelle et la trajectoire nominale. Une hauteur totale Hrav courante de l'avion s'exprime : z HTav=hav+ 2; . L'avion, dont la hauteur hav et la vitesse Vav peuvent être modifiées par le pilotage dudit avion, est donc en mesure de modifier sa hauteur totale Hrav au cours du vol en suivant des variations limitées par les contraintes opérationnelles et les possibilités physiques de l'avion. Cette capacité à modifier sa hauteur totale Hrav en fonction de la distance X parcourue compte dH tenu de la vitesse de vol Vav, s'exprime par un terme dXav . Dans l'exemple détaillé suivant, le procédé est décrit dans une application correspondant au cas où la hauteur totale Hrav de l'avion est trop élevée, compte tenu de sa position suivant X par rapport à la trajectoire nominale. Ce choix n'est cependant pas limitatif et le procédé peut aussi s'appliquer au cas où l'avion présente une hauteur totale trop basse, bien que présentant dans ce cas un intérêt opérationnel moindre. Lorsque l'avion est, par rapport au seuil de piste, à une abscisse X avec une hauteur totale Hrav différente de la hauteur totale nominale Hrnom(X), le procédé suivant l'invention consiste à calculer une valeur de hauteur maximale de stabilisation hstab pour laquelle la hauteur totale de l'avion Hrav atteindrait une valeur nominale Hrnom stabilisée dans le cas où l'avion modifierait sa hauteur totale en suivant une loi 'Ta, minimale. Dans l'exemple de mise en oeuvre du procédé, une valeur Xstab répondant à la même condition est déterminée dans un premier temps puis la hauteur maximale de stabilisation hstab est déterminée comme la hauteur hnom(X) de la trajectoire nominale pour X=Xstab , comme illustré sur la figure 1. hstab correspond bien à une hauteur maximale sur la trajectoire nominale (descendante : ddXm ) dans la mesure où le terme d~ Ta, minimal utilisé dans le cas d'un excédent de hauteur totale de l'avion conduit à minimiser la valeur Xstab. Dans une première étape du procédé, la valeur Xstab est calculée. Dans une première phase de la première étape du procédé, la fonction nominale hnom(X) est déterminée à partir des conditions particulières du terrain, telles que par exemple l'altitude ou la pente de descente associée (pente glide), et à partir des conditions particulières de l'avion, notamment sa masse m et sa configuration en approche (position des becs et des volets) qui détermine la vitesse d'approche nominale conformément au manuel de vol. Dans une deuxième phase de la première étape, la fonction exprimant la hauteur nominale totale HTnom(X) est déterminée à partir de la relation HTnom(X)=hnom(X)+(Vn2gX)) Dans une troisième phase de la première étape, les capacités maximales de l'avion à faire varier sa hauteur totale, et donc à se rapprocher de la hauteur totale nominale, sont déterminées et exprimées par la fonction dHTav dX en particulier dd T V minimale lorsque, au point considéré, la hauteur totale de l'avion est supérieure à la hauteur totale nominale voulue. Dans une quatrième phase de la première étape, la valeur Xstab est déterminée comme étant la valeur de X pour laquelle la hauteur totale de l'avion qui ferait varier sa hauteur totale en suivant la loi de variation de hauteur totale dd T V depuis sa position courante Xav deviendrait égale à la hauteur totale nominale HTnom(Xstab). Ce qui revient à considérer que la valeur Xstab est obtenue par l'intersection dans un plan (X, hauteur totale) de la courbe hauteur totale minimale avec la courbe hauteur totale de la trajectoire que suivrait l'avion en appliquant des paramètres de conduite de l'avion pour diminuer la hauteur totale de l'avion le plus rapidement possible (lorsque l'avion à une hauteur totale trop importante). Ainsi, en tout point de vol lors de la phase d'approche, la valeur Xstab est définie par une relation (Xs,ab) dHTav HTnom(Xstab)=HTav+f (X,) dX Dans une deuxième étape du procédé, en fonction de cette valeur Xstab, la valeur hstab est déterminée par la hauteur correspondante sur la trajectoire nominale hnom(X), c'est à dire hstab=hnom(Xstab) Avantageusement, les expressions précédentes utilisées pour la 10 détermination de la hauteur maximale de stabilisation hstab sont générales et tiennent compte notamment : - d'une poussée P des moteurs, et de ses variations notamment en fonction de la hauteur, - du vent, 15 - du gradient de vent spatial et temporel, - d'une traînée aérodynamique D et de ses variations. En outre, la variation de l'énergie de l'avion dEav le long de la trajectoire suivant une abscisse curviligne x est fonction de la résultante des forces s'exerçant sur l'avion suivant la trajectoire, c'est à dire la différence entre la 20 poussée P des moteurs et la traînée D de l'avion, et s'exprime : dEav=(PùD)dx la poussée P étant, en vol, positive dans le sens du déplacement de l'avion et la traînée D étant opposée par définition au sens de déplacement mais le terme D étant exprimé ici en valeur absolue. 25 De plus, la projection de la trajectoire de l'avion sur l'axe X conduit à la relation entre X et x : X=xcos(yav) où yav est la pente de la trajectoire de l'avion. En pratique, les pentes de vol des avions civils, surtout dans les phases d'approche, sont faibles, de l'ordre de quelques degrés. Lors d'une approche un avion ne dépasse généralement pas une pente double de la pente ygi du glide , typiquement 3 pour une pente glide standard Avantageusement, ces faibles valeurs permettent, pour les besoins de la présente application, de négliger le terme en cos(yav) et pour la suite de l'exemple de mise en oeuvre du procédé, il sera considéré que cos(yav) 1 et donc que dEav=(PùD)dX Cette variation d'énergie en fonction de l'abscisse X peut également être exprimée sous la forme d'une variation de hauteur totale dEav = dHTav= dX (P ù D ) mg mg car la masse m de l'avion peut être considérée comme constante au cours de l'approche. Ladite masse n'est en effet modifiée que par la consommation de carburant, consommation négligeable par rapport à la masse m de l'avion sur l'intervalle de temps considéré. La loi de variation de hauteur totale de l'avion en fonction de la distance X parcourue s'exprime alors à tout instant par : dHTav (PùD) dX mg Pour déterminer la capacité de l'avion à diminuer sa hauteur totale, la valeur dH Tav doit être minimisée et la différence entre la poussée P et la traînée D doit être minimisée. Avantageusement, pendant la phase d'approche, la poussée P et la traînée D peuvent être approximée chacune par une constante. Suivant le procédé, dans un exemple de mise en oeuvre, la poussée P des moteurs est réduite au minimum possible et, dans une approximation supplémentaire, la valeur de la poussée résiduelle est négligée par rapport à la traînée aérodynamique de l'avion. Dans un autre exemple de mise en oeuvre, lorsque l'avion est en mesure d'augmenter sa traînée, par exemple au moyen d'aérofreins, la traînée 12 D de l'avion est également augmentée au maximum acceptable. Dans l'exemple des illustrations de la figure 1, pendant la phase d'approche, la vitesse d'approche est considérée sensiblement constante. Ainsi, la courbe de hauteur totale HTnom(X) est représentée par une droite, parallèle à la courbe de hauteur nominale hnom(X) et décalée d'une valeur constante De même, la valeur d~ Tav minimale est considérée sensiblement constante pendant la phase d'approche. En appliquant ces hypothèses simplificatrices, légitimes dans de 10 nombreux cas, la hauteur maximale de stabilisation hstab, pour laquelle la phase d'approche est stabilisée, est obtenue par l'application de la formule : 2 V av Vnom dHTav h" 2g ùhthdù 2g ù dX Xav ( tan yg,) dHTav (tanygi_( dX d avec : yg1 = l'angle de la pente d'approche nominale, 15 hthd = la hauteur nominale de passage de l'avion au niveau du seuil, dHTav = la capacité de l'avion à modifier sa hauteur totale en fonction de la distance X parcourue, Vav = la vitesse de l'avion, Xav = la position de l'avion suivant l'axe de piste, 20 Vnom= la vitesse nominale de la phase d'approche, hav = la hauteur de l'avion par rapport au seuil de piste. Certaines valeurs, telles que par exemple celle de 7g1, hthd, Vnom dépendent de la piste (yg,, hthd) et ou de l'avion (Vnom). Typiquement, yg, est de l'ordre de -3 , hthd de l'ordre de 50 pieds (ù15m) et Vnom de l'ordre de 140kt 25 (ù70m/s). Dans une étape ultérieure du procédé, la valeur hstab est comparée à dX une hauteur de référence href, définie par les procédures d'approche. Avantageusement, lorsque la hauteur maximale de stabilisation hstab calculée se situe en dessous de la hauteur minimale de référence href, c'est à dire que les paramètres de vol de l'avion ne pourront pas atteindre les valeurs nominales avant que l'avion ne soit à la hauteur minimale de référence href et que par conséquence les procédures ne peuvent pas être respectées, une alarme visuelle et ou sonore est générée à l'attention de l'équipage. Dans un exemple de mise en oeuvre du procédé, un dispositif 1 d'aide au pilotage comporte, comme illustré sur la figure 2 : des moyens d'acquisition des paramètres 2 conventionnels à bord d'un avion qui, en particulier, élaborent et ou acquièrent les valeurs des paramètres nécessaires au procédé de détermination de la hauteur de stabilisation hstab, des moyens de calculs 3, reliés par une liaison 6 aux moyens d'acquisition des paramètres 2, et qui déterminent, à l'aide des différentes informations reçues desdits moyens d'acquisition des paramètres, la hauteur maximale de stabilisation hstab, correspondant à une estimation de la hauteur de l'avion pour laquelle l'approche est en mesure d'être stabilisée, compte tenu de la position et des paramètres de vol actuels de l'avion, des moyens 4 de présentation de l'information, qui sont reliés par une liaison 7 aux moyens de calculs 3. Les moyens d'acquisition des paramètres 2 comportent au moins : - des moyens 21 comportant des données propres à l'avion, telles qu'une base de données avion, lui permettant de calculer des valeurs propres de l'avion, comme sa masse ou sa traînée. En pratique, les moyens 21 n'ont pas nécessairement une base de données qui leur est propre mais sont en mesure d'interroger une base de données existantes dans d'autres systèmes, par exemple un système de gestion de vol (FMS) qui est en mesure de transmettre des informations brutes ou élaborées à partir de paramètres mesurés. des moyens 22 comportant des données propres aux conditions d'atterrissage comme, par exemple, les caractéristiques de la piste, par exemple altitude et angle du plan de descente glide. Dans ce cas, comme pour les données avion, les moyens 22 sont, le cas échéant, en mesure d'interroger d'autres systèmes de l'avion pour obtenir ces données. des moyens 23 d'acquisition des paramètres de vol de l'avion, tels que par exemple la hauteur, la vitesse, les force et direction du vent, qui sont des informations généralement accessibles à bord d'un avion moderne sur des bus de communication sous la forme de valeurs brutes ou élaborées (filtrées, hybridées,...). Les moyens de calculs 3 comportent au moins un calculateur, avantageusement un calculateur de l'avion assurant d'autres fonctions, aptes à calculer la hauteur de stabilisation hstab en fonction de la capacité de l'avion à modifier sa hauteur totale d~ Ta, déterminée à partir des paramètres obtenus par les moyens d'acquisition des paramètres 2. Les moyens 4 de présentation de l'information comportent par exemple des moyens d'affichage 41, par exemple dans un écran de navigation déjà présent dans le poste de pilotage, qui présentent la hauteur maximale de stabilisation hstab calculée et la hauteur de référence href spécifiée par les procédures. A titre d'exemple, la figure 3 illustre un affichage d'écran qui représente, suivant un plan vertical, la trajectoire de l'avion. Dans ce plan vertical : - une échelle verticale 411 représente la hauteur par rapport au seuil de piste 414, pris comme référence d'ordonnée, - une ligne 412 représente schématiquement la trajectoire nominale hnom(X), - un repère 416 représente la hauteur de stabilisation minimale spécifiée par les procédures href, - un repère 413 représente la hauteur maximale de stabilisation hstab de l'avion élaborée par les moyens de calculs 3, sous la forme, par exemple, d'un segment horizontal. - un symbole 415 représente la position de l'avion dans le plan 5 vertical. Dans un fonctionnement préféré du dispositif, pendant la phase d'approche, ladite hauteur maximale de stabilisation hstab est affichée en permanence en fonction de la position courante de l'avion. Le pilote peut ainsi se situer par rapport aux hauteurs données par les procédures et constater 10 rapidement une évolution de cette hauteur de stabilisation hstab s'il n'applique pas des mesures correctives nécessaires pour faire converger l'avion vers la trajectoire nominale avec les paramètres utilisés pour calculer la valeur de la hauteur de stabilisation hstab. En particulier, si le repère hstab 413 de l'affichage passe en dessous de 15 la hauteur href 416, le pilote est informé que, même s'il est encore en amont sur la trajectoire d'approche, au dessus ou en dessous de la hauteur de référence href, il lui sera impossible de stabiliser les paramètres de vol avant d'atteindre une hauteur égale à href et que, dans ce cas, il devra effectuer une remise des gaz, laquelle peut être en conséquence anticipée et mieux préparée pour la 20 sécurité du vol. En outre, les moyens 4 comportent des moyens d'alerte 42 qui sont aptes à émettre un signal d'alerte dans le poste de pilotage, dans le cas où la hauteur de stabilisation hstab devient inférieure à la hauteur de référence href. Par exemple, un signal d'alerte est déclenché lorsque la hauteur maximale de 25 stabilisation hstab est inférieure à la hauteur de référence href donnée par les procédures ou, si des marges sont souhaitables, inférieure à hNef+Ahref . AhNef est avantageusement déterminé en fonction des incertitudes sur la détermination de la hauteur de stabilisation hstab, incertitudes qui peuvent être intrinsèques au dispositif 1, en raison notamment des hypothèses de 30 simplification des calculs, ou extrinsèques, par exemple en raison de la non connaissance d'un paramètre extérieur pouvant influencer la valeur de la hauteur de stabilisationhstab, tel qu'un gradient de vent avec l'altitude. Les moyens d'alerte 42 émettent par exemple un signal sonore, émis par exemple par un haut parleur dans le poste de pilotage, et ou un signal visuel sur un voyant d'alarme ou sur un écran d'affichage, notamment un message d'alerte, ayant une signification de remise des gaz recommandée ou approche non stabilisée , et ou un changement de couleur ou de forme du symbole 413. Le procédé et le dispositif suivant l'invention permettent ainsi d'anticiper la connaissance d'une situation dans laquelle le pilote ne sera pas en mesure de poursuivre son atterrissage en respectant les procédures et ainsi lui permettre de préparer une remise des gaz, probablement inévitable pour des raisons de sécurité. REVENDICATIONS 1- Procédé de détermination d'une hauteur maximale de stabilisation hstab d'un avion évoluant depuis une position, dite position courante, à une hauteur hav par rapport à un point de référence et avec une vitesse Vav lors d'une phase finale de vol du dit avion, ladite phase finale de vol comportant une trajectoire nominale d'approche sensiblement dans un plan vertical passant par un axe X d'une piste d'atterrissage et déterminée par : des valeurs de hauteurs nominales en fonction de la position suivant l'axe X dite loi de hauteur hnom(X) par rapport au point de référence; des valeurs de vitesses d'approche nominales en fonction de la position suivant l'axe X dite loi de vitesse Vnom(X) ; caractérisé en ce que le procédé comporte : a) une étape de détermination d'une hauteur totale nominale Hrnom en tout point de la trajectoire nominale par la relation HTnom(t~ )=hnom G (t~)+(Y n2 V dans laquelle g représente le champ de gravité terrestre ; b) une étape de détermination d'une hauteur totale de l'avion HTav par la relation z HTav=hav+ 2g c) une étape de détermination d'une hauteur totale maximale nominale 20 que l'avion est en mesure d'atteindre à partir de sa position courante correspondant à une hauteur totale nominale en suivant une loi de variation de hauteur totale d~ Tav optimale, et ; d) une étape de détermination de la hauteur nominale hstab correspondant à la hauteur totale maximale nominale que l'avion est en mesure d'atteindre. 2- Procédé suivant la revendication 1 dans lequel, lorsque la hauteur totale de l'avion Hrav est supérieure à la hauteur totale nominale Hrnom(X) pour la valeur X courante de l'avion, la loi de variation de hauteur totale d~ Tav optimale correspond à la loi de variation de hauteur totale de l'avion lorsque des moteurs de propulsion sont réglés pour obtenir une poussée P sensiblement égale à la poussée minimale au point de vol considéré. 3- Procédé suivant l'une des revendications 1 ou 2 dans lequel la vitesse d'approche nominale Vnom(X) est considérée comme constante dans la phase finale de vol. 4- Procédé suivant la revendication 3 dans lequel la loi de variation de hauteur totale optimale dd a T v est considérée comme constante dans la phase finale de vol. 5- Procédé suivant la revendication 4 dans lequel la hauteur de stabilisation hstab est déterminée par une relation : h v2'-hthd- Vn2om Tav (tan yg~) stab= hthd+ hav+ 2 ùhthdù ù el; dX X ( 2gav dH tan ygi ù Tav dX avec : yg1 = l'angle de la pente d'approche nominale, hthd = la hauteur nominale de passage de l'avion au niveau du seuil, Xav = la position de l'avion suivant l'axe de piste. 6- Procédé suivant l'une des revendications précédentes dans lequel la loi de variation de hauteur totale optimale dd Tav est sensiblement égale à (P-D) mg où D représente une traînée aérodynamique correspondant à la traînée aérodynamique de l'avion au cours de la phase de vol considérée et où m représente une masse correspondant à la masse de l'avion au coursde la phase de vol considérée. 7- Procédé suivant la revendication 6 dans lequel la poussée P des moteurs est négligée par rapport à la traînée aérodynamique D de l'avion. 8- Procédé suivant l'une des revendications précédentes comportant une étape ultérieure dans laquelle la hauteur maximale de stabilisation hstab est comparée à une hauteur minimale de référence href. 9- Procédé suivant la revendication 8 dans lequel une alarme est déclenchée lorsque la hauteur maximale de stabilisation hstab est inférieure à la hauteur minimale de référence href. 10-Dispositif (1) d'aide au pilotage caractérisé en ce qu'il comporte : des moyens d'acquisition de paramètres (2) caractéristiques d'un avion, du vol et d'un environnement d'atterrissage, des moyens de calculs (3), qui déterminent, notamment à partir des paramètres reçus des moyens d'acquisition (2), une hauteur maximale de stabilisation hstab, des moyens (4) de présentation d'une information caractérisant la hauteur maximale de stabilisation hstab. 11-Dispositif suivant la revendication 10 dans lequel les moyens de calculs (3) comportent au moins un calculateur assurant d'autres fonctions que la détermination de la hauteur maximale de stabilisation hstab. 12-Dispositif suivant l'une des revendications 10 et 11 dans lequel les moyens de présentation de l'information (4) comportent des moyens d'affichage (41) d'une information représentative de la hauteur de stabilisation hstab calculée par les moyens de calculs (3). 13-Dispositif suivant la revendication 12 dans lequel les moyens d'affichage (41) comportent au moins un écran dans un poste de pilotage de l'avion apte à présenter l'information représentative de la hauteur de stabilisation hstab sous forme graphique. 14-Dispositif suivant l'une des revendications 12 et 13 dans lequel les moyens d'affichage (41) présentent une information caractéristique d'une hauteur minimale de référence href. 15-Dispositif suivant l'une des revendications 10 à 14 dans lequel les moyens de présentation de l'information (4) comportent des moyens d'alerte (42) aptes à présenter un signal d'alerte lorsque la hauteur de stabilisation hstab est inférieure à la hauteur minimale de référence href. 16-Dispositif suivant la revendication 15 dans lequel les moyens d'alerte (42) génèrent un signal sonore dans le poste de pilotage de l'avion. 17-Dispositif suivant l'une des revendications 15 ou 16 dans lequel les moyens d'alerte (42) génèrent un signal visuel dans le poste de pilotage de l'avion. 18-Dispositif suivant l'une des revendications 10 à 17 dans lequel la valeur de la hauteur de stabilisation hstab est établie suivant le procédé d'une des revendications 1 à 9. 19-Avion comportant un dispositif conforme à l'une des revendications 10 à 18. 20-Avion dans lequel une hauteur de stabilisation maximale hstab est établie suivant le procédé d'une des revendications 1 à 9.15