Brevet FR2916530A1 — publié le 20081128

La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour surveiller une indication de position d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. Dans le cadre de la présente invention, une indication de position représente une position courante de l'aéronef, qui est déterminée de façon usuelle, à l'aide d'informations issues de moyens de positionnement embarqués qui coopérent avec un système de positionnement par satellites, par exemple de type GNSS ("Global Navigation Satellite System" en anglais), et d'informations inertielles engendrées par un système inertiel 1 o usuel embarqué. Pour guider un aéronef de la manière la plus précise possible, il est nécessaire d'avoir à disposition, en temps réel, une indication de position qui soit très fiable. Ceci sera en particulier nécessaire pour les futures opérations aériennes de précision de type RNP AR ("Required Navigation Per- 15 formance with Approbation Required" en anglais), en approche et au dé-collage, qui requièrent de faire naviguer l'aéronef à l'intérieur d'un couloir prédéterminé et de ne pas en sortir. A l'extérieur de ce couloir se trouve en effet potentiellement, du relief ou d'autres aéronefs. La demande de brevet FR2 887 329 décrit un dispositif d'affichage particulier qui est 20 adapté à une opération ou procédure de type RNP. Selon une telle procédure, l'aéronef est généralement guidé suivant un plan de vol prédéterminé, en devant respecter des contraintes de performance strictes. De plus, on sait qu'en général les opérations de type RNP sont des opérations qui sont réalisées essentiellement à l'aide de récepteurs usuels 25 associés à un système de navigation global par satellites de type GNSS qui englobe l'ensemble des systèmes de navigation par satellites (GPS, Galiléo, ...) existants, à l'aide d'un système inertiel, et à l'aide d'au moins un système de gestion de vol par exemple de type FMS ("Flight Manage-ment System" en anglais). Pour des raisons de sécurité, on prévoit généralement une ou plu- sieurs alarmes qui garantissent le respect des performances précitées pendant toute l'opération RNP. Lorsqu'une telle alarme est émise, la capa-cité de respect des performances RNP est perdue et est annoncée au pi-lote. En fonction de l'origine de l'alarme, le pilote doit interrompre l'opération ou sélectionner d'autres systèmes embarqués. La suite de l'opération aérienne est alors mise en oeuvre avec les systèmes de naviga- tion restant à disposition et leurs performances résiduelles. Toutefois, ces systèmes de navigation restant à disposition utilisent pour ce faire les positions courantes qui sont à l'origine de l'alarme (suivant des critères de performance). Aussi, la précision et l'intégrité as-sociées à l'indication de position courante utilisée pour la suite de l'opération aérienne ne sont pas maîtrisées et ne permettent pas de garantir que le pilote puisse, en toute sécurité, interrompre l'opération RNP en cours et effectuer une opération alternative permettant de s'extraire de la situation de manière parfaitement fiable. Par conséquent, il apparaît nécessaire de pouvoir surveiller une indication de position courante, afin de pouvoir prévenir le pilote ou des systèmes embarqués, en cas de problème de fiabilité. Cette surveillance semble particulièrement adaptée, bien que non exclusivement, à des opérations RNP de type précité. La présente invention concerne un procédé qui permet de surveiller, de façon particulièrement efficace, une indication de position d'un aéronef, qui représente la position courante de l'aéronef et qui est déterminée de façon répétitive à l'aide d'informations issues de moyens de positionnement embarqués coopérant avec un système de positionnement par satellites et d'informations inertielles engendrées par un système inertiel embarqué. A cet effet, selon l'invention, on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'opérations successives suivante : a) on détermine au moins une première erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de ladite indication de position de l'aéronef, que l'on surveille ; b) on détermine au moins une seconde erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de la position de l'aéronef lors d'une durée 1 o future particulière, et qui dépend d'un problème de détermination de la- dite indication de position ; c) on fait au moins la somme desdites première et seconde erreurs de position de manière à obtenir une erreur globale ; d) on compare cette erreur globale à au moins une valeur de seuil qui dé- 15 pend de contraintes de vol de l'aéronef qui doit voler à l'intérieur d'un couloir de vol prédéterminé ; et e) si ladite erreur globale est supérieure à ladite valeur de seuil, on émet un signal d'alarme. Ainsi, grâce à l'invention, on est à mesure de surveiller une posi- 20 tion courante de l'aéronef (qui est déterminée à l'aide de premières informations relatives à un système de positionnement par satellites par exemple de type GNSS et de secondes informations de type inertiel) et de détecter toute situation pour laquelle cette position courante ne permet pas de garantir à l'aéronef qu'il puisse respecter des contraintes de vol parti- 25 culières, en cas de problème de détermination de ladite indication de position (notamment en cas de perte desdites premières informations). De préférence, lesdites contraintes de vol sont relatives à des performances de navigation et de guidage requises, par exemple de type RNP. La présente invention s'applique à toutes les phases de vol pour lesquelles une indication de position qui est déterminée de la manière pré-citée est disponible. Elle trouve toutefois son application la plus intéressante dans les opérations d'approche de non précision et dans les opéra- tions de décollage, en particulier dans un contexte de type RNP tel que précité. Dans un mode de réalisation particulier, ledit système inertiel com- porte plusieurs centrales inertielles. Chacune desdites centrales inertielles permet de déterminer une position courante de l'aéronef. Dans ce cas : à l'étape a), on détermine une pluralité de premières erreurs de position, chacune de ces premières erreurs de position étant relative à l'une de ces positions courantes et étant associée à la centrale inertielle qui a déterminé la position courante correspondante ; à l'étape b), on détermine une pluralité de secondes erreurs de position associées respectivement auxdites centrales inertielles ; et à l'étape c), on fait la somme de première et seconde erreurs de position qui sont associées à la même centrale inertielle de manière à obtenir une pluralité de sommes, et on détermine, à partir de cette pluralité de sommes, ladite erreur globale. Dans un mode de réalisation particulier, à l'étape b), on détermine une seconde erreur de position, en supposant une perte totale des informations issues desdits moyens de positionnement embarqués qui coopèrent avec un système de positionnement par satellites par exemple de type GNSS. En outre, avantageusement, à l'étape b), on détermine ladite se- conde erreur de position, en tenant compte de la dynamique de vol (varia- tion de vitesse ou d'attitude) concernant le vol futur de l'aéronef pendant ladite durée future. Par ailleurs, afin de pouvoir obtenir une indication plus précise quant à un éventuel problème de fiabilité dû à une erreur de position : à l'étape d), on prévoit une pluralité de valeurs de seuil, dont chacune est associée à des contraintes de vol particulières, et on compare l'erreur globale à chacune de ces valeurs de seuil ; et à l'étape e), en cas d'émission d'un signal d'alarme, on indique les va-leurs de seuil qui sont dépassées par ladite erreur globale et celles qui ne le sont pas. Ainsi, comme chaque valeur de seuil est définie de manière à per- 1 o mettre à l'aéronef de respecter des contraintes de vol particulières, on sait quelles contraintes de vol peuvent être respectées (c'est-à-dire celles où l'erreur globale ne dépasse les valeurs de seuil correspondantes) et quelles contraintes de vol ne peuvent pas être respectées (c'est-à-dire celles où la valeur globale ne dépasse pas les valeurs de seuil correspondantes). 15 Par ailleurs, de façon avantageuse, lors de l'émission d'un signal d'alarme à l'étape e), on réalise une étape f) supplémentaire, dans laquelle le système inertiel calcule, de façon automatique et répétitive, une position courante à l'aide d'un mode en inertie pure (ou mode "coasting"), pour lequel les informations issues d'au moins un récepteur de type GNSS 20 desdits moyens de positionnement embarqués sont écartées du calcul de la position hybride inertielle depuis l'émission du signal d'alarme (qui signale un problème concernant ces informations). Ainsi, même si l'indication de position n'est pas fiable, en raison d'un problème concernant les informations issues des moyens de positionnement embarqués, 25 on dispose toujours d'une position courante qui est déterminée par le système inertiel. Pour ce faire, ce dernier utilise les informations inertielles qui ne sont pas affectées par le problème de fiabilité et qui sont donc toujours valides et les dernières informations valides issues desdits moyens de positionnement. De plus, afin d'augmenter dans ce cas la précision de la position courante, de façon avantageuse, ledit système inertiel comporte une pluralité de centrales inertielles, dont chacune calcule une position courante, et à l'étape f), on détermine à partir de ces différentes positions couran- tes, une position courante consolidée de l'aéronef. En outre, avantageusement, lors de l'émission d'un signal d'alarme à l'étape e), on continue à réaliser de façon automatique et répétitive les étapes a) à e), et dès que l'erreur globale redevient inférieure à la valeur de seuil, on arrête la mise en oeuvre de l'étape f), c'est-à-dire le système 1 o inertiel cesse le calcul de la position courante à l'aide du mode en inertie pure, tel que prévu à l'étape f), ce qui permet de revenir à un fonctionne-ment normal du système inertiel et à un mode de détermination habituel de ladite indication de position, tel que précité, lorsque les conditions d'alarme ne sont plus remplies. 15 La présente invention concerne également un dispositif pour sur-veiller une indication de position d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, ladite indication de position étant déterminée à l'aide d'informations issues de moyens de positionnement embarqués coopérant avec un système de positionnement par satellites et d'informations iner- 20 tielles engendrées par un système inertiel embarqué. A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte : des moyens pour déterminer au moins une première erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de ladite indication de position de l'aéronef ; des moyens pour déterminer au moins une seconde erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de la position de l'aéronef lors d'une durée future particulière, et qui dépend d'un problème de détermination de ladite indication de position ; des moyens pour faire au moins la somme desdites première et seconde erreurs de position de manière à obtenir une erreur globale ; des moyens pour comparer cette erreur globale à au moins une valeur de seuil qui dépend de contraintes de vol de l'aéronef qui doit voler à l'intérieur d'un couloir de vol prédéterminé; et des moyens pour émettre un signal d'alarme si ladite erreur globale est supérieure à ladite valeur de seuil. La présente invention concerne également un système embarqué de génération d'une indication de position d'un aéronef qui fait, par exem- pie, partie d'un système de navigation et qui comporte : des moyens de positionnement embarqués qui coopèrent avec un système de positionnement par satellites, par exemple de type GNSS ; un système inertiel qui est couplé au(x) récepteur(s) GNSS embarqués et qui engendre des informations inertielles et hybrides relatives à l'aéronef ; des moyens de calcul qui déterminent une indication de position représentant une position courante de l'aéronef, à l'aide d'informations issues desdits moyens de positionnement et des informations inertielles engendrées par ledit système inertiel ; et un dispositif de surveillance tel que celui précité, pour surveiller l'indication de position calculée par lesdits moyens de calcul et pour émettre un signal d'alarme lorsque cette indication de position ne permet pas à l'aéronef de respecter des contraintes de vol particulières. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un système de génération d'une indication de position d'un aéronef, qui comporte un dispositif de surveillance conforrne à l'invention. La figure 2 est le schéma synoptique d'un dispositif de surveillance d'une indication de position d'un aéronef, conforme à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention fait partie d'un système 2 (embarqué) de génération d'une indication de position courante d'un aéro- nef (non représenté), et il est destiné à surveiller les indications de position courantes engendrées par ce système 2 qui est représenté sur la figure 1. De façon usuelle, ledit système 2 comporte : des moyens de positionnement 3 embarqués, qui comprennent un récepteur qui coopère avec un système usuel de positionnement par sa- 1 o tellites, par exemple du type GNSS ("Global Navigation Satellite System" en anglais), et qui fournissent (de façon répétitive) des premières informations relatives à une position courante de l'aéronef ; un système inertiel 4 qui comporte, par exemple, plusieurs centrales inertielles et qui engendre de façon répétitive des informations inertiel- 15 les (et hybrides) permettant de déterminer ou d'affiner une position courante de l'aéronef. On sait qu'une centrale inertielle est un ensemble mécanique et électronique de précision qui comporte des capteurs (accéléromètres, gyromètres), ainsi que des moyens de calcul, et qui est capable de fournir de façon répétitive les coordonnées de position et les 20 composantes de vitesse et d'accélération de l'aéronef à bord duquel il est installé ; et des moyens de calcul 5 qui sur la figure 1 sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 6 et 7 respectivement auxdits moyens de positionnement 3 et audit système inertiel 4 et qui sont formés de manière à déterminer, 25 de façon usuelle, une indication de position à partir des informations issues desdits moyens de positionnement 3 et des informations inertielles engendrées par ledit système inertiel 4. Cette indication de position représente une position courante hybride de l'aéronef, et elle peut être transmise par l'intermédiaire d'une liaison L à des systèmes utilisateurs, en particulier à des systèmes destinés au guidage et à la navigation de l'aéronef. Cette indication de position courante est engendrée de façon répétitive, par exemple toutes les secondes. Lesdits moyens de calcul 5 peuvent être indépendants ou être in- tégrés dans un système de l'aéronef tel que le système inertiel 4 par exemple. Quant au système 2, il peut faire partie d'un système de navigation usuel de l'aéronef. Selon l'invention, ledit dispositif 1 qui est destiné à surveiller toute indication de position engendrée par lesdits moyens de calcul 5 comporte, comme représenté sur la figure 2 : des moyens 8 pour déterminer au moins une première erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de ladite indication de position surveillée ; des moyens 9 pour déterminer au moins une seconde erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de la position de l'aéronef lors d'une durée future particulière (à partir de l'instant courant), et qui dépend d'un problème de détermination de ladite indication de position, comme précisé ci-dessous ; des moyens 10 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 11 et 12 respectivement auxdits moyens 8 et 9 et qui sont formés de manière à faire au moins la somme desdites première et seconde erreurs de position (déterminées par lesdits moyens 8 et 9) de manière à obtenir une erreur globale ; des moyens 13 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 14 aux-dits moyens 10 et qui sont destinés à comparer cette erreur globale reçue desdits moyens 10 à au moins une valeur de seuil qui dépend de contraintes de vol de l'aéronef (qui doit, dans le cadre de la présente invention, voler à l'intérieur d'un couloir de vol prédéterminé) ; et des moyens 15 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 16 aux- dits moyens 13 et qui sont formés de manière à émettre un signal d'alarme, si ladite erreur globale est supérieure à ladite valeur de seuil, de manière à pouvoir prévenir le pilote ou éventuellement divers systè- mes embarqués d'une erreur concernant l'indication de position engen- drée par le système 1, en particulier pour que cette indication de posi- tion ne soit pas utilisée par ce pilote ou ces systèmes embarqués. Lesdits moyens 15 peuvent comporter des éléments pour émettre une alarme sonore et/ou des éléments pour afficher un symbole caractéristique sur au moins un écran de visualisation particulier du poste de pilotage. Ainsi, le dispositif 1 conforme à l'invention est en mesure de sur-veiller une position courante de l'aéronef (qui est déterminée à l'aide de premières informations relatives à un système de positionnement par sa- 15 tellites par exemple de type GNSS et de secondes informations de type inertiel) et de détecter toute situation pour laquelle cette position courante ne permet pas de garantir à l'aéronef qu'il puisse respecter des contraintes de vol particulières, en cas de problème de détermination de ladite indication de position (notamment en cas de perte desdites premières informa- 20 tions déterminées par les moyens de positionnement 3). De préférence, lesdites contraintes de vol sont relatives à des performances de navigation et de guidage requises, par exemple de type RNP ("Required Navigation Performance" en anglais). Le dispositif 1 conforme à l'invention s'applique à toutes les pha- 25 ses de vol pour lesquelles une indication de position qui est déterminée de la manière précitée, est disponible. Il trouve toutefois son application la plus intéressante dans les opérations d'approche de non précision et dans les opérations de décollage, en particulier dans un contexte de type RNP. Dans un mode de réalisation particulier, ledit système inertiel 4 comporte plusieurs centrales inertielles. Chacune desdites centrales inertielles détermine une position (hybride) courante de l'aéronef, par exemple en utilisant un filtre de Kalman. Dans ce cas : les moyens 8 déterminent une pluralité de premières erreurs de position. Chacune de ces premières erreurs de position est relative à l'une de ces positions courantes et est associée à la centrale inertielle qui a déterminé la position courante correspondante ; les moyens 9 déterminent une pluralité de secondes erreurs de position associées respectivement auxdites centrales inertielles ; et les moyens 10 font la somme de première et seconde erreurs de position qui sont associées à la même centrale inertielle de manière à obtenir une pluralité de sommes, et ils déterminent, à partir de cette pluralité de sommes, ladite erreur globale, en particulier en utilisant une méthode de consolidation de type usuel. Ceci permet d'optimiser l'erreur globale et d'ainsi optimiser la surveillance mise en oeuvre par le dispositif 1. Lesdits moyens 3 réalisent une estimation usuelle de ladite première erreur de position. Cette estimation est une variable statistique avec un ordre de grandeur de 10-' par heure de vol à 10-9 par heure de vol. Ceci permet de définir un cercle autour de la position effective courante de l'aéronef, dans laquelle on est certain de trouver la position estimée par le système 2. Par ailleurs, afin de pouvoir obtenir une indication plus précise quant à un éventuel problème de fiabilité dû à une erreur de position : ù les moyens 13 prévoient une pluralité de valeurs de seuil, dont chacune est associée à des contraintes de vol particulières, et ils comparent l'erreur globale à chacune de ces valeurs de seuil ; et en cas d'émission d'un signal d'alarme, les moyens 15 indiquent les valeurs de seuil qui sont dépassées par ladite erreur globale et celles qui ne le sont pas. Ainsi, comme chaque valeur de seuil est définie de manière à per- mettre à l'aéronef de respecter des contraintes de vol particulières, on sait quelles contraintes de vol peuvent être respectées (c'est-à-dire celles où l'erreur globale ne dépasse les valeurs de seuil correspondantes) et quelles contraintes de vol ne peuvent pas être respectées (c'est-à-dire celles où la valeur globale ne dépasse pas les valeurs de seuil correspondantes). Dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 17 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 18 auxdits moyens 15 et qui font partie, de préférence, du système inertiel 4 (ou éventuellement des moyens de calcul 5). Ces moyens 17 sont déclenchés lors de l'émission d'un signal d'alarme par lesdits moyens 15 et sont formés de manière à calculer, de façon automatique et répétitive, une position courante de l'aéronef, et ceci à l'aide d'un mode usuel en inertie pure, pour lequel les informations issues du ou des récepteurs desdits moyens de positionnement 3 sont écartées du calcul de position hybride inertielle depuis l'émission du signal d'alarme (qui signale un problème concernant ces informations). Ainsi, même si l'indication de position n'est pas fiable, en raison d'un problème concernant les informations issues des moyens de positionnement 3, le système 2 dispose toujours d'une position courante qui est déterminée par les moyens 17. Pour ce faire, ces derniers utilisent : û les informations inertielles qui ne sont pas affectées par le problème de fiabilité et qui sont donc toujours valides, ces informations inertielles étant engendrées de façon répétitive ; ainsi que û les dernières informations valides issues desdits moyens de positionne-ment 3, ces dernières informations étant gelées. Dans ce dernier cas, on tient compte du pire cas envisageable, à savoir celui où le système 2 ne fait plus confiance aux informations four-nies par le système de positionnement 3. Les raisons pour cela peuvent être très diverses : plusieurs pannes de satellites, brouillage partiel des signaux dû à un environnement local radiofréquence particulier, ... De plus, afin d'augmenter dans ce cas la précision de la position courante, ledit système inertiel 4 comporte une pluralité de centrales inertielles, dont chacune calcule une position courante, et les moyens 17 dé-terminent à partir de ces différentes positions courantes, une position cou- 0 rante consolidée de l'aéronef (en utilisant une méthode de consolidation usuelle). En outre, avantageusement, lors de l'émission d'un signal d'alarme par les moyens 15, le dispositif 1 continue à réaliser la surveillance précitée, et dès que l'erreur globale redevient inférieure à la valeur de seuil, les 15 moyens 17 cessent le calcul de la position courante à l'aide du mode en inertie pure, ce qui permet de revenir à un fonctionnement normal du système inertiel et à un mode de détermination habituel de ladite indication de position (par le système 1), tel que précité, lorsque les conditions d'alarme ne sont plus remplies. 20 En outre, dans un mode de réalisation particulier, les moyens 9 dé-terminent ladite seconde erreur de position en tenant compte de la dynamique de vol (variation de vitesse ou d'altitude) concernant le vol futur de l'aéronef pendant ladite durée future. Lesdits moyens 9 déterminent une estimation de l'erreur maximale 25 de position de l'aéronef pendant ladite durée future. Cette estimation de l'erreur maximale est une variable statistique avec un ordre de grandeur de 10-' par heure de vol à 10-9 par heure de vol. Concernant la détermination de cette seconde erreur de position par les moyens 9, différentes variantes de réalisation sont envisageables, 14 qui portent sur les pires cas à considérer relatifs au problème de détermination de l'indication de position. Premièrement, on tient compte des informations de position. Un pire cas est de considérer la perte totale des signaux issus des moyens de positionnement 3, comme indiqué précédemment, ou une nette dégradation de performance. D'autres cas, très improbables, mais moins pessimistes, peuvent être considérés, comme par exemple la perte de trois satellites du système de positionnement par satellites ou la perte d'une fréquence GNSS. II est alors possible de calculer la performance GNSS dégradée résultante. On notera que le mode en inertie pure permet de considérer la perte totale des signaux GNSS ou une nette dégradation de performance. D'un point de vue fonctionnel, les moyens 17 qui font partie de préférence du système inertiel 4 calculent, en temps réel, une position instantanée et une estima- tion de l'erreur maximale de position à un horizon de temps (ou durée future) donné, par exemple 6 minutes, en utilisant leurs erreurs actuelles inertielles et en propageant dans le futur l'effet qu'elles produisent sur la position inertielle. Pour cela, les moyens 17 utilisent les modèles d'erreur gyrométriques et accélérométriques du système inertiel 4, éventuellement recalibrés par les moyens 3, lorsqu'ils sont disponibles et fiables. Deuxièmement, on tient compte de ladite durée future. Dans un premier mode de réalisation (qui est facile à réaliser), la-dite durée future est une durée fixe. Dans un second mode de réalisation, cette valeur est envoyée par un calculateur externe, en particulier par un système de gestion de vol de type FMS ("Flight Management System" en anglais). Dans ce cas, le système FMS réactualise cette valeur en fonction du temps restant, qui évolue au fur et à mesure de l'avancement de l'aéronef, en utilisant des in-formations d'estimation au point d'arrivée de type ETA ("Estimated Time of Arrivai" en anglais). Pour ce faire, le système FMS doit déterminer le point de la trajectoire qui constitue la fin de l'opération à considérer. Ce point est, par exemple, le dernier point de la procédure codée d'une approche interrompue ou le dernier point contraint d'une procédure de dé-collage. Ledit système FMS peut également exploiter des informations d'une base de données de navigation pour identifier la sous-partie de la trajectoire qui requiert la performance désirée, pour en déduire la valeur de ladite durée future. En effet, les bases de données FMS précisent les portions de trajectoire contraintes par le critère RNP, et en particulier, celles fortement contraintes, par exemple par RNP 0.1 ou RNP 0.3. Troisièmement, on tient compte de la trajectoire de l'aéronef, considérée d'un point de vue dynamique. Le calcul de prédiction doit être optimisé pour ne pas être trop pessimiste. En effet, la dégradation de l'erreur de position en inertie pure dépend également de la dynamique de l'aéronef, en particulier de la dynamique à basse fréquence due à l'opération (accélération, mise en virage). L'un des problèmes qui se pose est la façon de majorer l'erreur de position, sans toutefois la majorer de façon trop importante. Lesdits moyens 9 comportent, de préférence, un système de réfé- rence inertiel à données air de type ADIRS ("Air Data Inertial Reference System" en anglais) et un système de gestion de vol de type FMS ("Flight Management System" en anglais). Dans ce cas, plusieurs variantesde réalisation, plus au moins complexes et coûteuses en calcul, sont envisageables : le système ADIRS considère dans le calcul de la seconde erreur de position une trajectoire typique qui est déterminée une fois pour toute lors de la conception du système. Cette solution (particulièrement simple à réaliser) est uniquement applicable en approche et au décollage (durée limitée) ; le système FMS envoie la trajectoire réelle (début à fin d'opération considérée) au système ADIRS suivant un protocole avionique standardisé (type ARINC 702A) et le calcul est réalisé dans le système ADIRS ; le système ADIRS envoie son modèle d'erreur suivant un protocole avionique à définir et le calcul est réalisé dans le système FMS ; le système FMS identifie la dynamique requise par la trajectoire et élabore une synthèse simplifiée qui est envoyée au système ADIRS. Le modèle simplifié synthétique élaboré par le système FMS est représentatif du nombre et de l'amplitude des variations dynamiques en taux de 1 o virage et en accélération. Dans ce cas, un exemple de réalisation porte sur la dynamique des virages. Dans cet exemple, le système FMS identifie pour la trajectoire considérée des portions de trajectoire suivant lesquelles le roulis de l'aéronef varie et déduit un majorant du temps total de ces portions et le nombre de portions dynamiques. Comme le 15 taux de virage en mode managé est fixe dans le système de guidage (généralement de l'ordre de 3 degrés par seconde ou de 5 degrés par seconde suivant le type de l'aéronef), le système ADIRS peut également faire cette hypothèse. Le système FMS envoie les paramètres précités. Le système ADIRS réalise un calcul d'estimation de prédiction de per- 20 formance avec une fréquence faible (par exemple 30 secondes), en considérant le taux de roulis égal à 5 degrés par secondes sur ce temps, et ce nombre de changements de dynamique. On notera que les variantes précédentes relatives au taux de roulis peuvent également s'appliquer à l'accélération. On entend par accélération, celle subie en 25 virage (centrifuge) et celle due à la poussée des moteurs (non nulle au décollage). On notera que, dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 10 (qui font la somme de deux erreurs de position) sont intégrés dans le système ADIRS. REVENDICATIONS 1. Procédé pour surveiller une indication de position d'un aéronef, ladite indication de position représentant une position courante de l'aéronef, qui est déterminée à l'aide d'informations issues de moyens de positionnement (3) embarqués coopérant avec un système de positionne-ment par satellites et d'informations inertielles engendrées par un système inertiel (4) embarqué, caractérisé en ce que l'on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'opérations successives suivante : 1 o a) on détermine au moins une première erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de ladite indication de position de l'aéronef ; b) on détermine au moins une seconde erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de la position de l'aéronef lors d'une durée 15 future particulière, et qui dépend d'un problème de détermination de la- dite indication de position ; c) on fait au moins la somme desdites première et seconde erreurs de position de manière à obtenir une erreur globale ; d) on compare cette erreur globale à au moins une valeur de seuil qui dé- 20 pend de contraintes de vol de l'aéronef qui doit voler à l'intérieur d'un couloir de vol prédéterminé ; et e) si ladite erreur globale est supérieure à ladite valeur de seuil, on émet un signal d'alarme. 2. Procédé selon la revendication 1, 25 caractérisé en ce que ledit système inertiel (4) comporte plusieurs centra-les inertielles, chacune desdites centrales inertielles permettant de déterminer une position courante de l'aéronef, en ce qu'à l'étape a) on détermine une pluralité de premières erreurs de position, chacune de ces premières erreurs de position étant relative à l'une de ces positions courantes et étant associée à la centrale inertielle qui a déterminé la position courante correspondante, en ce qu'à l'étape b) on détermine une pluralité de secondes erreurs de position associées respectivement auxdites centrales inertielles, et en ce qu'à l'étape c) on fait la somme de première et se-conde erreurs de position qui sont associées à la même centrale inertielle de manière à obtenir une pluralité de sommes, et on détermine, à partir de cette pluralité de sommes, ladite erreur globale. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on détermine ladite seconde erreur de position en supposant une perte totale des informations issues desdits moyens de positionnement (3) embarqués qui coopèrent avec un système de positionnement par satellites. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on détermine ladite seconde erreur de position en tenant compte de la dynamique de vol concernant le vol futur de l'aéronef pendant ladite durée future. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape d), on prévoit une pluralité de valeurs de seuil et on compare l'erreur globale à chacune de ces valeurs de seuil, et en ce qu'à l'étape e), en cas d'émission d'un signal d'alarme, on indique les valeurs de seuil qui sont dépassées par ladite erreur globale. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, lors de l'émission d'un signal d'alarme à l'étape e), on réalise une étape f) supplémentaire, dans laquelle le système inertiel (4) calcule, de façon automatique et répétitive une position courante à l'aide d'un mode en inertie pure, pour lequel les informations issues d'au moins un récepteur desdits moyens de positionnement (3) embarqués sont écartées du calcul de position depuis l'émission du signal d'alarme. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que ledit système inertiel (4) comporte une pluralité de centrales inertielles, dont chacune calcule une position courante, et en ce que l'on détermine à l'étape f), à partir de ces différentes positions cou- rantes, une position courante consolidée de l'aéronef. 8. Procédé selon l'une des revendications 6 et 7, caractérisé en ce que, lors de l'émission d'un signal d'alarme à l'étape e), on continue à réaliser de façon automatique et répétitive les étapes a) à e), et dès que l'erreur globale redevient inférieure à la valeur de seuil, le 1 o système inertiel (4) cesse le calcul de la position courante à l'aide du mode en inertie pure, tel que prévu à l'étape f). 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdites contraintes de vol sont relatives à des performances de navigation et de guidage requises. 15 10. Dispositif pour surveiller une indication de position d'un aéronef, ladite indication de position représentant une position courante de l'aéronef et étant déterminée à l'aide d'informations issues de moyens de positionnement (3) embarqués coopérant avec un système de positionne-ment par satellites et d'informations inertielles engendrées par un système 20 inertiel (4) embarqué, caractérisé en ce qu'il comporte : des moyens (8) pour déterminer au moins une première erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de ladite indication de position de l'aéronef ; 25 des moyens (9) pour déterminer au moins une seconde erreur de position qui représente une erreur maximale estimée de la position de l'aéronef lors d'une durée future particulière, et qui dépend d'un problème de détermination de ladite indication de position ; des moyens (10) pour faire au moins la somme desdites première et seconde erreurs de position de manière à obtenir une erreur globale ; des moyens (13) pour comparer cette erreur globale à au moins une valeur de seuil qui dépend de contraintes de vol de l'aéronef qui doit voler à l'intérieur d'un couloir de vol prédéterminé; et des moyens (15) pour émettre un signal d'alarme si ladite erreur globale est supérieure à ladite valeur de seuil.