Brevet FR3042047A1 — publié le 20170407

DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'affichage sur un aéronef d'une image synthétique de l'environnement externe de l'aéronef, au moins lors d'une approche de précision en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport. Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à l'affichage d'une image synthétique sur une unité d'affichage de type CDS (« Cockpit Display System » en anglais), de préférence tête basse, d'un poste de pilotage d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. ÉTAT DE LA TECHNIQUE On sait qu'une représentation synthétique de type SVS (« Synthetic Vision System » en anglais) sur un afficheur primaire de vol, de type PFD (« Primary Flight Display » en anglais), doit satisfaire différentes obligations. L'une d'entre elles est la précision de la position de la piste dans la scène SVS lors d'approches de précision (ILS/GLS). On sait également qu'une fonction ILS (« Instrument Landing System » en anglais) est un élément d'un système d'approche de précision et d'atterrissage, qui est basé sur la mesure de signaux de modulation reçus de postes au sol de type « Localizer » (VHF) et « Glide » (UHF) précisés ci-dessous. La fonction ILS permet à l'aéronef de réaliser des opérations jusqu'à des minima de catégorie IIIB, durant des procédures à conditions de visibilité réduites, de type LVP (« Low Visibility Procedures » en anglais). On sait en outre qu'une fonction GLS (pour « GBAS Landing System » en anglais) permet des approches de précision utilisant une interface homme/machine unique, aussi proche que possible du système ILS pour l'affichage, le guidage et les alarmes. 3042047 2 Ce système comporte une station GBAS sol et une unité embarquée qui reçoit et utilise les signaux GBAS sol, en plus d'informations de position GNSS, pour guider l'aéronef. On sait en outre qu'une fonction SLS (« Satellite Landing System » en 5 anglais) permet des approches dite RNAV avec minima LPV (« Localizer Performance with Vertical Guidance » en anglais) qui peuvent aller jusqu'au minimum de catégorie I (200 pieds d'altitude de décision et 550 m de RVR (« Runway Visual Range » en anglais) utilisant une interface homme/machine unique, aussi proche que possible du système ILS pour l'affichage, le guidage 10 et les alarmes. Ce système comporte une constellation dite SBAS (« Satellite Based Augmentation System » en anglais) standardisée à l'OACI (Organisation de l'Aviation Civile Internationale) et une unité embarquée qui reçoit et utilise les signaux SBAS d'un ou de plusieurs satellites géostationnaires, en plus 15 d'informations de position GNSS (« Global Navigation Satellite System » en anglais comme GPS, Galileo, Glonass ou Beidou) pour guider l'aéronef. Durant les approches de précision, les déviations affichées sur l'écran PFD sont indépendantes de la position de l'aéronef, calculée par la navigation (basée sur un système GPS usuel ou un système GPS à 20 performance augmentée si disponible) et utilisée pour générer la scène synthétique dans un dispositif d'affichage de type SVS usuel. Lorsque l'aéroport n'est pas localisé dans une zone offrant une performance GPS augmentée (avec un système SBAS standardisé à l'OACI, par exemple en Amérique du Nord avec le système WAAS ou en Europe avec 25 le système EGNOS), la précision d'un système GPS de base n'est généralement pas suffisante pour garantir une parfaite cohérence entre la scène SVS et les déviations d'approches de précision, EXPOSÉ DE L'INVENTION 30 La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un procédé d'affichage sur un aéronef d'une image synthétique 3042047 3 de l'environnement externe de l'aéronef au moins lors d'une approche de précision, ledit procédé comprenant : - une étape de réception automatique, en temps réel, de données d'état de l'aéronef lors de l'approche ; 5 - une étape d'extraction automatique, en temps réel, d'une base de données de terrain, d'informations géographiques relatives à un terrain survolé par l'aéronef ; - une étape de génération automatique, en temps réel, d'une image synthétique, à partir de données d'état reçues et d'informations 10 géographiques extraites, en utilisant au moins une position courante de l'aéronef ; et - une étape d'affichage automatique, en temps réel, de ladite image synthétique sur au moins un écran de l'aéronef. Selon l'invention, l'étape de génération consiste à générer l'image 15 synthétique, à partir d'une position courante dépendant au moins d'une position de l'aéronef issue au moins d'un système de positionnement par satellites et, si disponibles, de déviations issues d'un système d'aide à une approche de précision. Ainsi, grâce à l'invention, on génère une image synthétique de type 20 SVS (comprenant une piste destinée à un atterrissage) à partir d'une position mélangeant des données GPS (« Global Positioning System » en anglais) et des déviations d'approche de précision, ainsi qu'éventuellement des données inertielles IRS (« Inertial Reference System » en anglais) comme précisé ci-dessous. Ce procédé permet de garantir une cohérence entre la 25 représentation de la piste et les déviations affichées, et ceci même avec un GPS de base uniquement, et ainsi d'éviter des remises de gaz non justifiées. Dans un premier mode de réalisation, l'étape de génération utilise, pour générer l'image synthétique, une position courante de l'aéronef, comprenant comme coordonnées longitudinale, latérale et verticale, 30 respectivement : - lorsque l'aéronef est situé en dehors d'une couverture du système d'aide à une approche de précision, dit système ILS, des premières positions 3042047 4 longitudinale, latérale et verticale issues au moins du système de positionnement par satellites ; et - lorsque l'aéronef est situé dans la couverture du système ILS, une première position longitudinale issue du système de positionnement par satellites et des 5 secondes positions latérale et verticale dérivées de déviations issues du système ILS. En outre, dans un second mode de réalisation, l'étape de génération utilise, pour générer l'image synthétique, une position courante de l'aéronef, comprenant comme coordonnées longitudinale, latérale et verticale, 10 respectivement : - lorsque l'aéronef est situé dans la couverture du système ILS : - une première position longitudinale issue au moins du système de positionnement par satellites ; - une position latérale définie à partir d'une première position latérale, ladite 15 première position latérale étant issue au moins du système de positionnement par satellites et étant corrigée par un filtre passe-bas de la différence entre cette première position latérale et une seconde position latérale dérivée de déviations issues du système ILS ; et - une position verticale définie à partir d'une première position verticale, 20 ladite première position verticale étant issue au moins du système de positionnement par satellites et étant corrigée par un filtre passe-bas de la différence entre cette première position verticale et une seconde position verticale dérivée de déviations issues du système ILS ; et - lorsque l'aéronef est situé en dehors de la couverture du système ILS, des 25 premières positions longitudinale, latérale et verticale issues au moins du système de positionnement par satellites. Par ailleurs, avantageusement, les premières positions longitudinale, latérale et verticale correspondent à l'un des ensembles de positions suivantes : 30 - des positions longitudinale, latérale et verticale issues uniquement du système de positionnement par satellites ; 3042047 5 - des positions longitudinale, latérale et verticale déterminées par la combinaison de données issues du système de positionnement par satellites et de données issues d'un système de références inertielles de l'aéronef. Par ailleurs, de façon avantageuse, l'étape de génération comprend 5 une sous-étape de calcul consistant à calculer la seconde position latérale Yms, à l'aide de l'expression suivante : Ylls = tan(-LOCdevdeg)x (-X1-F(LRWY- L1) + Dl) dans laquelle : - tan représente la tangente ; 10 - LOCdevdeg représente une valeur de déviation angulaire latérale ; - x1 est la première position longitudinale issue du système de positionnement par satellites (distance au seuil de piste qui est, par convention, inférieure à 0 avant le seuil de piste) ; - LRWY représente la longueur d'une piste d'atterrissage, vers laquelle est 15 mise en oeuvre l'approche de l'aéronef ; - L1 représente la distance entre le seuil de la piste et une extrémité amont de la piste ; - Dl est une distance longitudinale entre une position d'une antenne d'un système de guidage horizontal du système ILS et l'extrémité amont de la 20 piste. Dans ce cas, avantageusement, la valeur de déviation latérale LOCdevdeg vérifie l'expression suivante : -1 LOCdevdeg = LOCdevxarctan( D2/2 )x LRWY +D1 D3 dans laquelle : 25 - LOCdev est une déviation latérale issue du système ILS ; - arctan est l'arc tangente ; - D2 est une distance latérale, au niveau d'une extrémité aval de la piste, d'un angle d'ouverture maximal de ladite antenne ; et - D3 illustre une marge possible sur ledit angle d'ouverture, exprimée en 30 différence de taux de modulation. 3042047 6 En outre, de façon avantageuse, l'étape de génération comprend une sous-étape de calcul consistant à calculer la seconde position verticale Z ils à l'aide de l'expression suivante : Z ILS tan(ST) x (-X 1) 5 dans laquelle : - tan représente la tangente ; - ST représente une valeur de site ; et - x1 est la première position longitudinale issue du système de positionnement par satellites. 10 Dans ce cas, avantageusement, la valeur de site ST vérifie l'expression suivante : ST = F x(1+ Gdevx-1) 0.7 dans laquelle : - F est une valeur d'angle de pente d'une approche finale ; et 15 - Gdev est une déviation angulaire verticale issue du système ILS. La présente invention concerne également un dispositif d'affichage sur un aéronef d'une image synthétique de l'environnement externe de l'aéronef au moins lors d'une approche de précision, ledit dispositif comportant : 20 - une unité de réception configurée pour recevoir automatiquement, en temps réel, des données d'état de l'aéronef lors de l'approche ; - une base de données de terrain contenant des informations géographiques relatives à au moins un terrain ; - une unité d'extraction configurée pour extraire automatiquement, en temps 25 réel, de la base de données de terrain des informations géographiques relatives à un terrain survolé par l'aéronef ; - une unité de génération configurée pour générer automatiquement, en temps réel, une image synthétique, à partir de données d'état reçues et d'informations géographiques extraites, en utilisant au moins une position 30 courante de l'aéronef ; et 3042047 7 - une unité d'affichage configurée pour afficher automatiquement, en temps réel, l'image synthétique sur au moins un écran de l'aéronef. Selon l'invention, l'unité de génération est configurée pour générer l'image synthétique, à partir d'une position courante dépendant au moins 5 d'une position de l'aéronef issue au moins d'un système de positionnement par satellites et, si disponibles, de déviations issues d'un système d'aide à une approche de précision. Dans un mode de réalisation préféré, le dispositif d'affichage comporte un ensemble de génération de données comprenant au moins un 10 récepteur associé au système de positionnement par satellites et au moins un récepteur associé au système d'aide à l'approche de précision. En outre, dans un mode de réalisation particulier, l'ensemble de génération de données comprend un système de références inertielles de l'aéronef. 15 La présente invention concerne en outre un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est pourvu d'un dispositif d'affichage tel que celui spécifié ci-dessus. BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES 20 Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. Plus particulièrement : - la figure 1 est le schéma synoptique d'un mode de réalisation particulier d'un 25 dispositif d'affichage selon l'invention ; - la figure 2 montre schématiquement une piste d'atterrissage, sur laquelle un aéronef équipé du dispositif d'affichage envisage d'atterrir ; - la figure 3 est une vue schématique d'un plan horizontal contenant une piste d'atterrissage utilisée pour l'atterrissage, permettant d'expliquer le calcul d'une 30 position latérale de l'aéronef ; 3042047 8 - la figure 4 est une vue schématique d'un plan vertical contenant une piste d'atterrissage utilisée pour l'atterrissage, permettant d'expliquer le calcul d'une position verticale de l'aéronef ; et - la figure 5 montre un exemple d'affichage susceptible d'être réalisé par le 5 dispositif d'affichage. DESCRIPTION DÉTAILLÉE Le dispositif 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et 10 permettant d'illustrer l'invention, est un dispositif d'affichage pour afficher, automatiquement et en temps réel, sur un aéronef AC (figure 4), une image synthétique de l'environnement externe de l'aéronef AC à l'avant de ce dernier, au moins lors d'une approche de précision. Ce dispositif 1 est utilisé lors de l'approche et de l'atterrissage de 15 l'aéronef AC, en particulier un avion de transport, sur une piste 2 (figures 2 et 3) d'un aéroport. Le dispositif 1 qui est embarqué sur l'aéronef, comporte notamment, comme représenté sur la figure 1 : - un ensemble 3 de systèmes de génération de données relatives à l'aéronef, 20 précisé ci-dessous ; - une base de données de terrain 4 (« TERRAIN DATA BASE » en anglais) contenant des informations géographiques relatives à au moins un terrain destiné à être survolé par l'aéronef ; - une unité centrale 5 comprenant : 25 - une unité de réception 6 (« RECEPTION UNIT » en anglais) configurée pour recevoir automatiquement, en temps réel, des données d'état de l'aéronef de l'ensemble 3 via une liaison 7, lors d'une approche, notamment de précision ; - une unité d'extraction 8 (« EXTRACTION UNIT » en anglais) 30 configurée pour extraire automatiquement, en temps réel, de la base de données de terrain 4 (via une liaison 9), des informations géographiques relatives au terrain survolé par l'aéronef ; et 3042047 9 - une unité de génération 10 (« SVS GENERATION UNIT » en anglais) configurée pour générer automatiquement, en temps réel, une image synthétique, à partir de données d'état reçues de l'unité de réception 6 par l'intermédiaire d'une liaison 11 et d'informations géographiques 5 extraites, reçues de l'unité d'extraction 8 par l'intermédiaire d'une liaison 12, en utilisant pour cela au moins une position courante de l'aéronef ; et - une unité d'affichage 13 comprenant au moins un écran 14 (« SCREEN » en anglais), par exemple un écran de visualisation de paramètres primaires de 10 vol de type PFD (« Primary Flight Display » en anglais), l'unité d'affichage 13 étant configurée pour afficher automatiquement, en temps réel, l'image synthétique (reçue via une liaison 15) sur l'écran 13, en la mélangeant éventuellement avec d'autres couches. L'unité d'affichage 13, par exemple de type CDS (« Cockpit Display 15 System » en anglais), est donc configurée pour afficher sur l'écran 14 une couche de terrain contenant l'image synthétique, ainsi qu'éventuellement une ou plusieurs couches supplémentaires, telles qu'une symbologie. Dans un mode de réalisation préféré, l'ensemble 3 de génération de données comporte les moyens embarqués suivants : 20 - au moins un récepteur 16 usuel associé à un système de positionnement par satellites, de préférence de type GPS (« Global Positioning System » en anglais). On utilisera ci-après l'expression « système GPS » pour le système de positionnement par satellites, même s'il peut être d'un autre type tel que Galileo ou Glonass ou Beidou par exemple ; 25 - un ensemble 17 de récepteurs 18 et 19 associés à un système d'aide à l'approche de précision de type ILS (« Instrument Landing System » en anglais), à savoir au moins un récepteur 18 associé à un système de guidage horizontal de type LOCALIZER et au moins un récepteur 19 associé à un système de guidage vertical de type GLIDE du système d'aide à l'approche de 30 précision. On utilisera ci-après l'expression « système ILS » pour le système d'aide à l'approche de précision, même s'il peut être d'un autre type tel que GLS ou SLS par exemple ; et 3042047 10 - un système 20 de références inertielles et de données air de l'aéronef, par exemple de type ADIRS (« Air Data and Inertial Reference System » en anglais). Le système ILS est donc un système automatique d'aide à 5 l'atterrissage qui permet une approche de précision compatible avec des conditions météorologiques dégradées, en offrant un guidage dans les plans vertical et horizontal. Le système ILS comprend : - un système de guidage horizontal (ou radioalignement de piste) de type 10 LOCALIZER (ci-après « système LOC ») ; et - un système de guidage vertical (ou radioalignement de descente) de type GLIDE (ci-après « système glide »). Le système LOC fournit les informations de guidage dans le plan horizontal. Ce dernier émet, grâce à un réseau d'antennes directrices 21 15 situées dans le prolongement de la piste 2, un faisceau radioélectrique 22 permettant de fournir une indication d'écart horizontal par rapport à l'axe 2A de la piste 2, comme représenté sur la figure 3. Plus précisément, le système LOC comprend deux antennes directives, présentant des faisceaux très étroits, situées de part et d'autre de 20 la piste et qui émettent, dans le prolongement de son axe, des signaux modulés en amplitude à des fréquences différentes. L'antenne située sur un côté de la piste rayonne une porteuse modulée par un signal de 150 Hz, et l'antenne située sur l'autre côté émet une autre porteuse, modulée par un signal de 90 Hz. Le récepteur 18 (figure 1) reçoit ainsi de l'énergie des deux 25 antennes, et le champ électromagnétique combiné par l'aéronef possède les deux amplitudes de modulation du signal de 150Hz et du signal de 90Hz. On utilise un paramètre DDM qui représente la différence du taux de modulation (entre les signaux à 90Hz et 150Hz) par rapport à l'amplitude de la porteuse. En outre, le système glide fournit au pilote une information d'écart par 30 rapport à un plan de descente. Il émet des faisceaux radioélectriques dans le prolongement de l'axe de piste permettant de fournir une indication d'écart vertical par rapport à une pente de descente nominale. 3042047 11 Selon l'invention, l'unité de génération 10 comporte, comme représenté sur la figure 1, au moins une unité de calcul 21A, 21B (« COMPUTATION UNIT » en anglais) qui détermine une position courante dépendant au moins d'une position de l'aéronef issue au moins du système 5 GPS et, si disponibles, de déviations issues du système ILS, cette position courante étant utilisée de façon usuelle par l'unité de génération 10 pour générer l'image synthétique. Ainsi, l'unité de génération 10 (qui est pourvue d'un générateur graphique) génère une image synthétique de type SVS (comprenant une piste 10 destinée à un atterrissage) à partir d'une position tenant compte de données GPS (« Global Positioning System » en anglais) et de déviations d'approche de précision, et éventuellement de données inertielles IRS (« Inertial Reference System » en anglais) comme précisé ci-dessous. Ceci permet de garantir une cohérence entre la représentation de la piste sur l'écran 14 et les 15 déviations affichées sur l'écran 14, et ceci même avec un système GPS de base uniquement. L'unité de génération 10 génère donc, de façon usuelle, l'image synthétique en prenant en compte une position courante de l'aéronef. Dans un premier mode de réalisation, l'unité de génération 10 utilise, 20 pour générer l'image synthétique, une position de l'aéronef, déterminée par l'unité de calcul 21A. Dans ce premier mode de réalisation, l'unité de calcul 21A détermine comme coordonnées longitudinale, latérale et verticale de la position courante de l'aéronef, respectivement : 25 - des premières positions longitudinale xi, latérale Y1 et verticale z1 issues au moins du système GPS lorsque l'aéronef est situé en dehors d'une couverture du système ILS ; et - une première position longitudinale issue x1 du système GPS et des secondes positions latérale Y1 et verticale Z ms dérivées de déviations 30 issues du système ILS, comme précisé ci-après, lorsque l'aéronef est situé dans la couverture du système ILS (c'est-à-dire qu'il reçoit les signaux du système ILS). 3042047 12 En outre, dans un second mode de réalisation, l'unité de génération 10 utilise, pour générer l'image synthétique, une position de l'aéronef, déterminée par l'unité de calcul 21 B. Dans ce second mode de réalisation, l'unité de calcul 21 B détermine 5 comme coordonnées longitudinale, latérale et verticale, respectivement : - lorsque l'aéronef est situé dans la couverture du système ILS : - une première position longitudinale x1 issue au moins du système GPS ; - une position latérale définie à partir d'une première position latérale Y1, ladite première position latérale Y1 étant issue au moins du système GPS et 10 étant corrigée par un filtre passe-bas de la différence entre cette première position latérale Y1 et une seconde position latérale Y ILS dérivée de déviations issues du système ILS ; et - une position verticale définie à partir d'une première position verticale z1, ladite première position verticale z1 étant issue au moins du système GPS 15 et étant corrigée par un filtre passe-bas de la différence entre cette première position verticale z1 et une seconde position verticale Z ils dérivée de déviations issues du système ILS ; et - lorsque l'aéronef est situé en dehors de la couverture du système ILS, des premières positions longitudinale x1, latérale y1 et verticale z1 issues au 20 moins du système GPS. Dans ce dernier cas (en dehors de la couverture du système ILS), la correction précitée est annulée (éventuellement mémorisée durant une courte durée avant d'être annulée progressivement) pour éviter une discontinuité dans la position générée et utilisée pour former l'image. 25 L'unité de calcul 21A, 21B calcule la position courante de l'aéronef dans un référentiel R lié à la piste 2, comme représenté sur la figure 2. Ce référentiel R comprend un point O et deux axes Ox et Oy correspondant respectivement à un axe longitudinal (suivant l'axe central longitudinal) et un axe latéral de la piste 2, ainsi qu'un axe vertical Oz (figure 30 4). Le point O est situé au milieu de la piste 2 sur la ligne (ou axe) centrale 2A 3042047 13 à un seuil 3. Ce seuil 3 est situé à une distance L1 de l'extrémité amont 4 de la piste 2 et à une distance L2 de l'extrémité aval 5 de la piste 2. La piste 2 présente : - une longueur LRWY (avec LRWY = L1+L2) ; et 5 - une largeur WRWY. Dans un premier mode de réalisation simplifié, l'unité de calcul 21A, 21 B utilise simplement comme premières positions longitudinale x1, latérale yi et verticale z1, respectivement : - une position longitudinale XGPS, 10 - une position latérale Y Gps , et - une position verticale Z Gps , issues uniquement du système GPS (et déterminées à l'aide du récepteur 16). En outre, dans un second mode de réalisation, l'unité de calcul 21A, 21B calcule comme premières positions longitudinale xi, latérale Y1 et 15 verticale z1, respectivement : - une position longitudinale XGPS I IRS 5 - une position latérale Y GPS I IRS 5 et - une position verticale ZGPS I IRS 5 déterminées par la combinaison de données issues du système GPS et de 20 données issues du système de références inertielles et de données air 20. Cette combinaison peut être réalisée de différentes manières usuelles, par exemple en faisant une moyenne ou en corrigeant une donnée d'un système par une donnée correspondante de l'autre système. La première position courante ( xi , Y1, z1) est donc déterminée à 25 partir d'une position GPS (XGPS, Y Gp s , Z Gp s ) ou une position GPS/IRS X GPS I IRS ' Y GPS I IRS , Z GPSIIRS ) , relativement à la position de la piste 2 issue d'une base de données de piste 23. Cette base de données de piste 23 (« RUNWAY DATA BASE » en anglais) est, par exemple, intégrée dans la base de données de terrain 4, comme représenté sur la figure 1. 3042047 14 Par ailleurs, l'unité de calcul 21A, 21B calcule la seconde position latérale Yms, précitée à l'aide de l'expression suivante : VILS = tan(-LOCdevdeg)x (-X i-F(LRWY - LI) + Dl) dans laquelle : 5 - tan représente la tangente ; - LOCdevdeg représente une valeur de déviation angulaire latérale ; - x1 est donc la première position longitudinale issue du système GPS. x1 correspond à X GPS ou à X GPS I IRS selon le mode de réalisation considéré ; et - LRWY représente donc la longueur de la piste 2, vers laquelle est mise en 10 oeuvre l'approche de l'aéronef. De plus, la valeur de déviation latérale LOCdevdeg vérifie l'expression suivante : / LOCdevdeg = LOCdevxarctan( D2 2 1 ) x - LRWY + D1 D3 dans laquelle : 15 - LOCdev est une déviation latérale angulaire issue du système LOC et déterminée à l'aide du récepteur 18 ; et - arctan est l'arc tangente. De plus, comme représenté sur la figure 3 : - Dl est une distance longitudinale entre la position P1 d'une antenne 21 du 20 système LOC et l'extrémité amont 4 de la piste 2 ; - D2 est une distance latérale, au niveau de l'extrémité aval 5 de la piste 2, d'un angle d'ouverture maximal 22 de ladite antenne 21 ; et - D3 illustre une marge possible sur ledit angle d'ouverture, exprimée en différence de taux de modulation (DDM) entre les signaux de 90Hz et de 25 150Hz. Si on considère que le système LOC présente les caractéristiques suivantes : a) D1 = 300 m, b) D2 = 210 m, et 30 c) D3 = 0.155 DDM, 3042047 15 l'unité de calcul 21A, 21 B calcule la valeur de déviation latérale LOCdevdeg à l'aide de l'expression suivante : LOCdevdeg = LOCdevx arctan( 105 ) x 1 LRWY +300 0.155 En outre, l'unité de calcul 21A, 21B calcule la seconde position 5 verticale Z ms précitée à l'aide de l'expression suivante : Z ILS = tan(ST) x (-X 1) dans laquelle : - ST représente une valeur de site ; et - x1 est donc la première position longitudinale issue du système GPS, x1 10 correspondant à X GPS ou à X GPS/ IRS selon le mode de réalisation considéré. Dans ce cas, l'unité de calcul 21A, 21B calcule préalablement la valeur de site ST à l'aide de l'expression suivante : ST = F x(1+ Gdevx-1) 0.7 dans laquelle : 15 - F est une valeur nominale d'angle de pente d'une approche finale ; et - Gdev est une déviation verticale issue du système glide et déterminée à l'aide du récepteur 19. Xsvs, Ysvs Zsvs sont les coordonnées utilisées pour générer l'image SVS. On a : 20 - sans filtrage : Xsvs = X/LS YSVS = Y/LS ZSVS= Z GPS/IRS - avec filtrage : 25 Xsvs = XGPS/IRS + Filtre (XiLs - XGPS/IRS) YSVS = YGPS/IRS + Filtre (YiLs- YGPS/IRS) ZSVS= ZGPS/IRS L'unité de calcul 21A, 21B détermine donc la seconde position verticale Z ils à partir d'une position GPS, d'une déviation du système glide et 3042047 16 d'informations issues de la base de données de piste 23, à savoir la valeur F de l'angle de la pente de l'approche finale. L'image synthétique déterminée par l'unité de génération 10, utilisant Xsvs, Ysvs, et Zsvs, est ensuite affichée par l'unité d'affichage 13. 5 A titre d'illustration, l'unité d'affichage 13 peut afficher sur l'écran 14 l'image synthétique 24 (représentation SVS) montrée sur la figure 5, qui comprend une image (synthétique) de l'environnement externe à l'avant de l'aéronef. Cette représentation SVS est réalisée sur un écran de type PFD qui 10 comprend, de façon usuelle, notamment : - une échelle d'altitude 25 ; - une échelle de vitesse 26 ; - une échelle de pente 27 ; et - un symbole 28 illustrant le vecteur vitesse de l'aéronef. 15 De plus, l'unité d'affichage 13 affiche sur l'écran 14 un symbole 29 illustrant la piste et un tracé 30 illustrant le prolongement de la piste, ainsi qu'une échelle 31 illustrant un écart horizontal et une échelle 32 illustrant un écart vertical. Dans cet exemple, le symbole 28 du vecteur vitesse de l'aéronef est 20 superposé au symbole 29 illustrant la piste, et le tracé 30 passe au milieu de l'échelle 31. L'aéronef est donc bien aligné sur l'axe de la piste dans cet exemple, et cet alignement est représenté fidèlement sur l'écran. REVENDICATIONS1. Procédé d'affichage sur un aéronef d'une image synthétique de l'environnement externe de l'aéronef (AC) au moins lors d'une approche de précision, ledit procédé comprenant : - une étape de réception automatique par une unité de réception (6), en temps réel, de données d'état de l'aéronef (A) lors de l'approche ; - une étape d'extraction automatique par une unité d'extraction (8), en temps réel, d'une base de données de terrain (4), d'informations géographiques relatives à un terrain survolé par l'aéronef (AC) ; - une étape de génération automatique par une unité de génération (10), en temps réel, d'une image synthétique (24), à partir de données d'état reçues et d'informations géographiques extraites, en utilisant au moins une position courante de l'aéronef (AC) ; et - une étape d'affichage automatique par une unité d'affichage (13), en temps réel, de ladite image synthétique (24) sur au moins un écran (14) de l'aéronef (AC), caractérisé en ce que l'étape de génération consiste à générer l'image synthétique (24), à partir d'une position courante dépendant au moins d'une position de l'aéronef (AC) issue au moins d'un système de positionnement par satellites et, si disponibles, de 20 déviations issues d'un système d'aide à une approche de précision. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape de génération utilise, pour générer l'image synthétique (24), une position courante de l'aéronef (AC), comprenant comme coordonnées longitudinale, latérale et verticale, respectivement : 25 - lorsque l'aéronef (AC) est situé en dehors d'une couverture du système d'aide à une approche de précision, dit système ILS, des premières positions longitudinale, latérale et verticale issues au moins du système de positionnement par satellites ; et - lorsque l'aéronef (AC) est situé dans la couverture du système ILS, une première position longitudinale issue au moins du système de positionnement par satellites et des 30 secondes positions latérale et verticale dérivées de déviations issues du système ILS. 3. Procédé selon la revendication 1, 3042047 18 caractérisé en ce que l'étape de génération utilise, pour générer l'image synthétique (24), une position courante de l'aéronef (AC), comprenant comme coordonnées longitudinale, latérale et verticale, respectivement : - lorsque l'aéronef (AC) est situé dans la couverture du système d'aide à une approche 5 de précision, dit système ILS, : - une première position longitudinale issue au moins du système de positionnement par satellites ; - une position latérale définie à partir d'une première position latérale, ladite première position latérale étant issue au moins du système de positionnement par satellites et 10 étant corrigée par un filtre passe-bas de la différence entre cette première position latérale et une seconde position latérale dérivée de déviations issues du système ILS ; et - une position verticale définie à partir d'une première position verticale, ladite première position verticale étant issue au moins du système de positionnement par 15 satellites et étant corrigée par un filtre passe-bas de la différence entre cette première position verticale et une seconde position verticale dérivée de déviations issues du système ILS ; et lorsque l'aéronef (AC) est situé en dehors de la couverture du système ILS, des premières positions longitudinale, latérale et verticale issues au moins du système de positionnement par satellites. 4. Procédé selon l'une des revendications 2 et 3, caractérisé en ce que les premières positions longitudinale, latérale et verticale correspondent à l'un des ensembles de positions suivantes : - des positions longitudinale, latérale et verticale issues uniquement du système de positionnement par satellites ; - des positions longitudinale, latérale et verticale déterminées par la combinaison de données issues du système de positionnement par satellites et de données issues d'un système de références inertielles (20) de l'aéronef (AC). 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, 30 caractérisé en ce que l'étape de génération comprend une sous-étape de calcul consistant à calculer la seconde position latérale à l'aide de l'expression suivante : 3042047 19 Yms = tan(-LOCdevdeg)x (-X i-F(LRWY - L1) + Dl) dans laquelle : - tan représente la tangente ; - LOCdevdeg représente une valeur de déviation latérale-; 5 - X, est la première position longitudinale issue du système de positionnement par satellites ; - LRWY représente la longueur d'une piste (2) d'atterrissage, vers laquelle est mise en oeuvre l'approche de l'aéronef (AC) ; - L1 représente la distance entre le seuil (3) de la piste (2) et une extrémité amont (4) de 10 la piste (2) ; et - Dl est une distance longitudinale entre une position (P1) d'une antenne (21) d'un système de guidage horizontal du système ILS et l'extrémité amont (4) de la piste (2). 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que la valeur de déviation latérale LOCdevdeg vérifie l'expression 15 suivante : LOCalevdeg= LOCdevx aretan D2 / 2 LRWY + Dl D3 dans laquelle : - LOCdev est une déviation latérale issue du système ILS ; - arctan est l'arc tangente ; 20 - D2 est une distance latérale, au niveau d'une extrémité aval (5) de la piste (2), d'un angle d'ouverture maximal (22) de ladite antenne (21) ; et - D3 illustre une marge possible sur ledit angle d'ouverture, exprimée en différence de taux de modulation. 7. Procédé selon l'une des quelconque des revendications 2 à 6, caractérisé en 25 ce que l'étape de génération comprend une sous-étape de calcul consistant à calculer la seconde position verticale Zus à l'aide de l'expression suivante : Zlls = tan(ST) x (-X) dans laquelle : - tan représente la tangente ; 3042047 20 - ST représente une valeur de site ; et - X, est la première position longitudinale issue du système de positionnement par satellites. 8. Procédé selon la revendication 7, 5 caractérisé en ce que la valeur de site ST vérifie l'expression suivante : ST = F x (1+ Gdevx -1) 0.7 dans laquelle : - F est une valeur d'angle de pente d'une approche finale ; et - Gdev est une déviation verticale issue du système ILS. 10 9. Dispositif d'affichage sur un aéronef d'une image synthétique de l'environnement externe de l'aéronef (AC) au moins lors d'une approche de précision, ledit dispositif (1) comportant : - une unité de réception (6) configurée pour recevoir automatiquement, en temps réel, des données d'état de l'aéronef (AC) lors de l'approche ; 15 - une base de données de terrain (4) contenant des informations géographiques relatives à au moins un terrain ; - une unité d'extraction (8) configurée pour extraire automatiquement, en temps réel, de la base de données de terrain (4) des informations géographiques relatives à un terrain survolé par l'aéronef (AC) ; 20 - une unité de génération (10) configurée pour générer automatiquement, en temps réel, une image synthétique (24), à partir de données d'état reçues et d'informations géographiques extraites, en utilisant au moins une position courante de l'aéronef (AC) ; et - une unité d'affichage (13) configurée pour afficher automatiquement, en temps réel, 25 l'image synthétique (24) sur au moins un écran (14) de l'aéronef (AC), caractérisé en ce que l'unité de génération (10) est configurée pour générer l'image synthétique (24), à partir d'une position courante dépendant au moins d'une position de l'aéronef (AC) issue au moins d'un système de positionnement par satellites et, si disponibles, de déviations issues d'un système d'aide à une approche de précision. 10. Dispositif selon la revendication 9, 3042 04 7 21 caractérisé en ce qu'il comporte un ensemble de génération de données (3) comprenant au moins un récepteur (16) associé au système de positionnement par satellites et au moins un récepteur (18, 19) associé au système d'aide à l'approche de précision. 11. Dispositif selon la revendication 10, 5 caractérisé en ce que l'ensemble de génération de données (3) comprend un système de références inertielles (20) de l'aéronef (AC). 12. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif d'affichage (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 9.à 11.