Brevet FR3111710A1 — publié le 20211224

- Procédé et système d’estimation d’une déviation angulaire d’un axe de guidage de référence, d’une position et d’une vitesse d’un aéronef. - Le système (1) comprend un module de collecte d’écart (2) mesuré par un module de mesure (21), un module de collecte de vecteur position (3) mesuré par un module de mesure de vecteur position (31), un module de collecte de vecteur vitesse (4), un module d’estimation de la déviation angulaire d’un axe de guidage de référence par rapport à l’axe d’approche de la piste d’atterrissage, d’estimation de la position de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage et d’estimation de la vitesse de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage. Figure pour l'abrégé : Fig. 1 Procédé et système d’estimation d’une déviation angulaire d’un axe de guidage de référence, d’une position et d’une vitesse d’un aéronef. La présente invention concerne un procédé et système d’estimation d’une déviation angulaire d’un axe de guidage de référence, d’une position et d’une vitesse d’un aéronef lors d’une procédure d’approche en vue d’un atterrissage sur une piste d’atterrissage (autrement appelée « piste »). ÉTAT DE LA TECHNIQUE Pour chaque piste d’atterrissage d’un aéroport, il existe généralement une ou plusieurs approches prédéfinies, publiées sur des cartes aéronautiques. A chaque approche prédéfinie correspond une trajectoire d’approche de référence qui est notamment caractérisée par un axe d’approche de la piste d’atterrissage considérée. Cet axe d’approche peut être défini par une composante latérale et par une composante verticale. La composante latérale est généralement alignée avec un axe longitudinal de la piste d’atterrissage. La composante verticale de l’axe d’approche fait généralement un angle de 3° avec la piste. Lors d’une procédure d’approche vers une piste d’un aéroport, selon une approche prédéfinie de ladite piste, un aéronef peut être guidé pour son atterrissage sur la piste par un système de radionavigation. Ce système de radionavigation peut correspondre à un système d’atterrissage aux instruments ILS (ILS pour « Instrument Landing System »). Le système ILS comprend au moins une station émettrice située au sol, configurée pour émettre des signaux de guidage permettant à l’aéronef de se rapprocher de l’axe d’approche correspondant à l’approche prédéfinie. Parmi ces signaux, autrement appelés signaux d’alignement de descente, il existe notamment un signal de guidage latéral permettant à l’aéronef de connaître l’écart latéral qu’il possède avec la trajectoire d’approche de référence (écart avec la composante latérale de l’axe d’approche). Ce signal de guidage latéral est généralement nommé « signal Localizer ». Il existe également un signal de guidage vertical permettant à l’aéronef de connaître l’écart vertical qu’il possède avec la trajectoire d’approche de référence (écart avec la composante verticale de l’axe d’approche). Ce signal de guidage vertical est généralement nommé « signal Glide » ou « signal Glide Slope ». Lesdites stations émettrices de ces signaux sont régulièrement contrôlées par des autorités locales. L’objectif de ces contrôles est de garantir que la précision des signaux transmis par les stations émettrices du sol au système ILS est conforme aux normes de l’Organisation de l’aviation civile internationale ICAO (ICAO pour « International Civil Aviation Organization » en anglais). Toutefois, il peut exister une déviation angulaire entre, d’une part, l’axe de guidage de référence déterminé par le système ILS embarqué à bord de l’aéronef à partir des signaux de guidage (latéral et vertical) reçus d’une station émettrice et, d’autre part, l’axe d‘approche correspondant à l’approche prédéfinie de la piste d’atterrissage. De même, il peut exister un biais sur les mesures de position et de vitesse de l’aéronef qui ont été mesurées respectivement par un module de mesure de géo-positionnement et par un module de mesures inertielles. La présente invention a pour objet de pallier ces inconvénients en proposant un système et un procédé permettant d’estimer ladite déviation angulaire ainsi que la position et la vitesse d’un aéronef. À cet effet, l’invention concerne un procédé d’estimation, lors d’une procédure d’approche d’un aéronef en vue d’un atterrissage sur une piste d’atterrissage selon une approche prédéfinie de ladite piste d’atterrissage, d’une déviation angulaire d’un axe de guidage de référence par rapport à un axe d’approche correspondant à ladite approche prédéfinie de la piste d’atterrissage, ainsi que d’une position et d’une vitesse de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage, la procédure d’approche étant réalisée à l’aide d’un dispositif d’aide à l’atterrissage, le dispositif d’aide à l’atterrissage comprenant au moins une station émettrice configurée pour émettre un signal de guidage de référence définissant l’axe de guidage de référence, la piste d’atterrissage présentant un seuil, la procédure d’approche comprenant une phase de capture consistant à faire converger l’aéronef vers l’axe de guidage de référence et une phase de suivi consistant à guider l’aéronef selon l’axe de guidage de référence. Selon l’invention, le procédé comprend au moins un ensemble d’étapes mis en œuvre de façon itérative, l’ensemble d’étapes mis en œuvre à chaque itération comprenant : une étape de collecte d’écart, mise en œuvre par un module de collecte d’écart, consistant à collecter un écart mesuré par un module de mesure d’écart à partir du signal de guidage de référence émis par la station émettrice ; une étape de collecte de vecteur position, mise en œuvre par un module de collecte de vecteur position, consistant à collecter un vecteur position de l’aéronef mesuré par un module de mesure de vecteur position à partir de signaux émis par un système de géo-positionnement, le vecteur position de l’aéronef étant exprimé par rapport au seuil de la piste d’atterrissage, le vecteur position comprenant une position longitudinale, une position latérale et une position verticale ; une étape de collecte de vecteur vitesse, mise en œuvre par un module de collecte de vecteur vitesse, consistant à collecter un vecteur vitesse de l’aéronef mesuré par un module de mesure inertielle de vecteur vitesse, le vecteur vitesse comprenant une vitesse longitudinale, une vitesse latérale et une vitesse verticale ; une étape de détermination d’informations, mise en œuvre par un module de détermination d’informations, consistant à déterminer, à l’aide d’un filtre estimateur, à partir du vecteur position, à partir du vecteur vitesse, à partir de l’écart déterminé à l’itération courante et à partir au moins d’un écart déterminé et mémorisé à au moins une itération précédente, au moins les informations suivantes : une estimation de la déviation angulaire de l’axe de guidage de référence par rapport à l’axe d’approche de la piste d’atterrissage, une estimation de la position de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage et une estimation de la vitesse de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage ; une étape de mémorisation, mise en œuvre par un module de mémorisation, consistant à mémoriser au moins l’écart et le vecteur position déterminés à l’itération courante. Ainsi, grâce au procédé, la déviation angulaire entre, d’une part, l’axe de guidage de référence déterminé par le système ILS à partir du signal de guidage et, d’autre part, l’axe d’approche de la piste d’atterrissage peut être estimée. De même, la position et la vitesse de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage peuvent également être estimées. Selon une première alternative, l’estimation de la position de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage correspond à une estimation de la position de l’aéronef exprimée par rapport au seuil de la piste d’atterrissage, par exemple dans un repère orthonormé dont l’origine correspond au seuil de piste, et l’estimation de la vitesse de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage correspond à une estimation de la vitesse de l’aéronef exprimée par rapport au seuil de la piste d’atterrissage, par exemple dans un repère orthonormé dont l’origine correspond au seuil de piste. Selon une deuxième alternative, l’estimation de la position de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage correspond à une estimation de la position de l’aéronef par rapport à l’axe de guidage de référence et l’estimation de la vitesse de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage correspond à une estimation de la vitesse de l’aéronef par rapport à l’axe de guidage de référence. Selon une première variante, le procédé comprend : une étape de diagnostic, mise en œuvre par un module de diagnostic, consistant à valider ou non le module de mesure d’écart et le module de mesure de vecteur position à partir des informations déterminées dans l’étape de détermination d’informations, un module de mesure étant considéré comme étant valide si aucune panne dudit module de mesure n’est détectée, un module de mesure étant considéré comme étant non valide si une panne dudit module de mesure est détectée, le module de mesure inertielle de vecteur vitesse étant considéré comme étant toujours valide ; une étape de reconfiguration, mise en œuvre par un module de reconfiguration, consistant à reconfigurer le filtre estimateur pour l’itération suivante pour écarter une mesure réalisée par le ou les modules de mesure considérés comme non valides. Selon une deuxième variante, le procédé comprend une étape de requalification, mise en œuvre par un module de requalification, consistant à requalifier le ou les modules de mesure dont une panne a été détectée dans l’étape de diagnostic mise en œuvre à une itération précédente, l’étape de requalification précédant l’étape de reconfiguration. Par ailleurs, le filtre estimateur étant un filtre de Kalman, l’étape de reconfiguration comprend les sous-étapes suivantes : une sous-étape de validité, mise en œuvre par un sous-module de validité, consistant à récapituler la validité du module de mesure d’écart, du module de mesure de vecteur position et du module de mesure inertielle de vecteur vitesse ; une sous-étape de mémorisation, mise en œuvre par un sous-module de mémorisation, consistant à gérer la mémorisation mise en œuvre à l’étape de mémorisation en mémorisant : l’écart et la position au début de la phase de capture quand l’écart respecte des caractéristiques de validité prédéterminées, l’écart et la position au début de la phase de suivi ; une sous-étape d’observabilité, mise en œuvre par un sous-module d’observabilité, consistant à élaborer une stratégie de figeage de certains états en fonction de la phase de l’approche : en figeant le biais de la position de l’aéronef à zéro lors de la phase de capture, en figeant le biais de facteur de sensibilité à sa dernière valeur ou à sa moyenne lors de la phase de suivi, en interpolant le biais de la position de l’aéronef, suite à un nombre d’itérations prédéterminé après que ledit biais ait commencé à être estimé ; une sous-étape d’adaptation, mise en œuvre par un sous-module d’adaptation, consistant à adapter des matrices de covariance associées au filtre de Kalman en fonction des validités récapitulées dans la sous-étape de validité et de la stratégie de figeage élaborée dans l’étape d’observabilité. Dans un premier mode de réalisation, l’écart est un écart latéral. De préférence, le filtre estimateur est alors un filtre de Kalman basé sur le vecteur d’état suivant : sur le vecteur d’observation suivant : sur l’équation d’état suivante : et sur l’équation d’observation suivante : dans lesquelles : correspond à une position longitudinale de l’aéronef par rapport au seuil de la piste d’atterrissage, correspond à une position latérale de l’aéronef par rapport au seuil de la piste d’atterrissage, correspond à une déviation angulaire de l’axe de guidage latéral de référence par rapport à l’axe longitudinal de la piste d’atterrissage, correspond à un biais de facteur de sensibilité du signal de guidage latéral de référence par rapport au facteur de sensibilité standardisé de 0,7, correspond à la vitesse longitudinale de l’aéronef collectée par le module de collecte de vecteur vitesse, correspond à la vitesse latérale de l’aéronef collectée par le module de collecte de vecteur vitesse, correspond à la vitesse verticale de l’aéronef collectée par le module de collecte de vecteur vitesse, correspond à un biais de la vitesse longitudinale de l’aéronef collectée par le module de collecte de vecteur vitesse, correspond à un biais de la vitesse latérale de l’aéronef collectée par le module de collecte de vecteur vitesse, correspond à un biais de la position latérale de l’aéronef mesurée par le module de mesure de vecteur position, correspond à la position latérale collectée par le module de collecte de vecteur position, correspond à l’écart latéral mesuré par le module de mesure d’écart en microampère et collecté par le module de collecte d’écart, correspond à un vecteur comprenant au moins un écart latéral mesuré en microampère, mémorisé et collecté dans l’étape de collecte d’écart latéral à une itération antérieure à l’itération courante, correspondant à un nombre prédéterminé d’écart latéral mesuré et mémorisé dans des itérations antérieures à l’itération courante, et correspondent respectivement une position longitudinale et une position latérale de l’aéronef par rapport au seuil de la piste d’atterrissage mémorisées et collectées dans l’étape de collecte d’écart latéral antérieure à l’itération courante et à la même itération que l’écart latéral , correspond à une distance entre le seuil de la piste d’atterrissage et une projection orthogonale de la position de la station émettrice sur l’axe longitudinal de la piste d’atterrissage, correspond à une distance entre la position de la station émettrice et l’axe longitudinal de la piste d’atterrissage, correspond à une orientation géométrique de la piste d’atterrissage. Par ailleurs, les informations déterminées dans l’étape de détermination d’informations comprennent en outre : des estimations des grandeurs suivantes : la position longitudinale de l’aéronef par rapport au seuil de la piste d’atterrissage, la déviation angulaire de l’axe de guidage latéral de référence par rapport à l’axe longitudinal de la piste d’atterrissage, le biais portant sur le facteur de sensibilité, le biais de la vitesse latérale de l’aéronef, le biais de la position latérale de l’aéronef mesurée par le module de mesure de vecteur position, le biais de la vitesse longitudinale de l’aéronef, des termes d’innovation des grandeurs suivantes : la position latérale de l’aéronef collectée dans l’étape de collecte de vecteur position, l’écart latéral collecté dans l’étape de collecte d’écart latéral, un vecteur comprenant au moins un écart latéral, mémorisé et collecté dans l’étape de collecte d’écart latéral à une itération antérieure à l’itération courante ; une matrice de covariance d’erreur d’estimation ; une matrice de covariance associée aux termes d’innovation. Un terme d’innovation correspond à la différence entre une mesure et une valeur prédite de ladite mesure. Cette valeur prédite correspond par exemple une valeur estimée lors de l’étape de détermination. Dans un deuxième mode de réalisation, l’écart est un écart vertical. De préférence, le filtre estimateur est alors un filtre de Kalman basé sur le vecteur d’état suivant : sur le vecteur d’observation suivant : sur l’équation d’état suivante : et sur l’équation d’observation suivante : avec : avec et s’exprimant suivant la relation : ou bien ou bien si et , sinon dans lesquelles : correspond à une position verticale de l’aéronef par rapport au seuil de la piste d’atterrissage, correspond un angle de l’axe de trajectoire de descente nominal par rapport à la piste d’atterrissage, correspond à une déviation angulaire de l’axe de guidage vertical de référence par rapport à un axe de trajectoire de descente nominal, correspondant à un biais portant sur le facteur de sensibilité de référence défini à 0,12 par l’ICAO, correspondant à un biais de la position verticale de l’aéronef collectée par le module de collecte de vecteur position, correspondant à la position verticale collectée par le module de collecte de vecteur position, correspondant à l’écart vertical mesuré par le module de mesure d’écart en DDM et collecté par le module de collecte d’écart, correspondant à l’écart vertical mesuré par le module de mesure d’écart en radian et collecté par le module de collecte d’écart, correspond à un vecteur comprenant au moins un écart vertical mesuré en DDM, mémorisé et collecté dans l’étape de collecte d’écart vertical à une itération antérieure à l’itération courante, correspondant à un nombre prédéterminé d’écart vertical mesuré et mémorisé dans des itérations antérieures à l’itération courante, correspond à un vecteur comprenant au moins un écart vertical mesuré en radian, mémorisé et collecté dans l’étape de collecte d’écart vertical à une itération antérieure à l’itération courante, correspondant à un nombre prédéterminé d’écart vertical mesuré et mémorisé dans des itérations antérieures à l’itération courante, correspond à la vitesse verticale de l’aéronef collectée dans l’étape de collecte de vecteur vitesse, correspond à un biais de la vitesse verticale de l’aéronef collectée dans l’étape de collecte de vecteur vitesse, correspond à un temps entre deux itérations, correspond à une orientation géométrique de la piste d’atterrissage, correspond à une hauteur par rapport au seuil de la piste d’atterrissage à laquelle l’écart verticale est nul, correspond à une distance longitudinale entre l’aéronef et le seuil de la piste d’atterrissage, collectée par le module de collecte de vecteur position, correspond à la position longitudinale collectée dans l’étape de collecte de vecteur position et mémorisée à une itération antérieure à l’itération courante, à la même itération que l’écart vertical , correspond à la position verticale collectée dans l’étape de collecte de vecteur position et mémorisée à une itération antérieure à l’itération courante, à la même itération que l’écart vertical . Par ailleurs, les informations déterminées dans l’étape de détermination d’informations comprennent en outre : des estimations des grandeurs suivantes : la position verticale de l’aéronef par rapport à la position verticale du seuil de la piste d’atterrissage, l’écart vertical en DDM de l’aéronef, le facteur de sensibilité, le biais de la position verticale de l’aéronef, le biais de la vitesse verticale de l’aéronef ; des termes d’innovation des grandeurs suivantes : la position verticale de l’aéronef collectée dans l’étape de collecte de vecteur position, l’écart vertical en DDM collectée dans l’étape de collecte d’écart vertical, un vecteur comprenant au moins un écart vertical mesuré en DDM, mémorisé et collecté dans l’étape de collecte d’écart vertical à une itération antérieure à l’itération courante ; une matrice de covariance d’erreur d’estimation ; une matrice de covariance associée aux termes d’innovation. En outre, dans le premier mode de réalisation comme dans le deuxième mode de réalisation, l’étape de diagnostic consiste à comparer chacun des termes d’innovation déterminés dans l’étape de détermination d’informations avec un seuil associé à la grandeur dont le terme d’innovation est déterminé, une panne du module de mesure du vecteur position est détectée si le terme d’innovation de la position est supérieur ou égal au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations, une panne du module de mesure d’écart est détectée si le terme d’innovation de chacun des écarts est supérieur ou égal au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations. De plus, l’étape de requalification consiste à comparer chacun des termes d’innovation déterminés dans l’étape de détermination d’informations avec le seuil associé prédéterminé, un module de mesure du vecteur position est requalifié si le terme d’innovation de la position est inférieur au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations, un module de mesure d’écart est requalifié si le terme d’innovation de chacun des écarts est inférieur au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations. De façon non limitative, dans le premier mode de réalisation, le seuil associé est déterminé au moins à partir de la matrice de covariance associée aux termes d’innovation ou à partir de la matrice de covariance des bruits de mesure, le seuil associé étant égal au terme diagonal de la matrice de covariance associée aux termes d’innovation ou de la matrice de covariance des bruits de mesure. De façon non limitative, dans le deuxième mode de réalisation, le seuil associé est déterminé au moins à partir de la matrice de covariance associée aux termes d’innovation à l’aide de la relation suivante : dans laquelle : correspond à un vecteur comportant les seuils associés à la grandeur dont le terme d’innovation est déterminé à l’itération courante, correspond à un vecteur de termes d’innovation déterminés à partir du vecteur d’observation du filtre estimateur à l’itération courante, correspond à la matrice de covariance des termes d’innovation déterminée à l’itération courante. L’invention concerne également un système d’estimation, lors d’une procédure d’approche d’un aéronef en vue d’un atterrissage sur une piste d’atterrissage selon une approche prédéfinie de ladite piste d’atterrissage, d’une déviation angulaire d’un axe de guidage de référence par rapport à un axe d’approche correspondant à ladite approche prédéfinie de la piste d’atterrissage, ainsi que d’une position et d’une vitesse de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage, la procédure d’approche étant réalisée à l’aide d’un dispositif d’aide à l’atterrissage, le dispositif d’aide à l’atterrissage comprenant au moins une station émettrice configurée pour émettre un signal de guidage de référence définissant l’axe de guidage de référence, la piste d’atterrissage présentant un seuil, la procédure d’approche comprenant une phase de capture consistant à faire converger l’aéronef vers l’axe de guidage de référence et une phase de suivi consistant à guider l’aéronef selon l’axe de guidage de référence. Selon l’invention, le système comprend au moins un ensemble de modules mis en œuvre de façon itérative, l’ensemble de modules mis en œuvre à chaque itération comprenant : un module de collecte d’écart configuré pour collecter un écart mesuré par un module de mesure d’écart à partir du signal de guidage de référence émis par la station émettrice ; un module de collecte de vecteur position configuré pour collecter un vecteur position de l’aéronef mesuré par un module de mesure de vecteur position à partir de signaux émis par un système de géo-positionnement, le vecteur position de l’aéronef étant exprimé par rapport au seuil de la piste d’atterrissage, le vecteur position comprenant une position longitudinale, une position latérale et une position verticale ; un module de collecte de vecteur vitesse configuré pour collecter un vecteur vitesse de l’aéronef mesuré par un module de mesure inertielle de vecteur vitesse, le vecteur vitesse comprenant une vitesse longitudinale, une vitesse latérale et une vitesse verticale ; un module de détermination d’informations configuré pour déterminer, à l’aide d’un filtre estimateur, à partir du vecteur position, à partir du vecteur vitesse, à partir de l’écart déterminé à l’itération courante et à partir au moins d’un écart déterminé et mémorisé à au moins une itération précédente, au moins les informations suivantes : une estimation de la déviation angulaire de l’axe de guidage de référence par rapport à l’axe d’approche de la piste d’atterrissage, une estimation de la position de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage et une estimation de la vitesse de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage ; un module de mémorisation configuré pour mémoriser au moins l’écart et le vecteur position déterminés à l’itération courante. Selon la première variante, le système comprend : un module de diagnostic configuré pour valider ou non le module de mesure d’écart et le module de mesure de vecteur position à partir des informations déterminées par le module de détermination d’informations, un module de mesure étant considéré comme étant valide si aucune panne dudit module de mesure n’est détectée, un module de mesure étant considéré comme étant non valide si une panne dudit module de mesure est détectée, le module de mesure inertielle de vecteur vitesse étant considéré comme étant toujours valide ; un module de reconfiguration configuré pour reconfigurer le filtre estimateur pour l’itération suivante pour écarter une mesure réalisée par le ou les modules de mesure considérés comme non valides. Selon la deuxième variante, le système comprend un module de requalification configuré pour requalifier le ou les modules de mesure dont une panne a été détectée par le module de diagnostic mis en œuvre à une itération précédente. L’invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, comportant un système d’estimation, tel que celui spécifié ci-dessus. BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES L'invention, avec ses caractéristiques et avantages, ressortira plus clairement à la lecture de la description faite en référence aux dessins annexés dans lesquels : La figure 1 représente une vue schématique du système d’estimation. La figure 2 représente une vue schématique du procédé d’estimation. La figure 3A représente une vue de dessus d’un aéronef lors d’une procédure d’approche en vue d’un atterrissage sur une piste d’atterrissage. La figure 3B représente une vue de profil d’un aéronef lors d’une procédure d’approche en vue d’un atterrissage sur une piste d’atterrissage. La figure 4 représente une vue de profil d’un aéronef embarquant le système d’estimation. DESCRIPTION DÉTAILLÉE La figure 1 représente le système d’estimation 1 d’une déviation angulaire d’un axe de guidage de référence A par rapport à un axe d’approche B d’une piste d’atterrissage RWY, ainsi que d’une position et d’une vitesse d’un aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY lors d’une procédure d’approche prédéfinie en vue d’un atterrissage sur la piste d’atterrissage RWY. L’axe d’approche B correspond à l’axe d’approche caractérisant cette approche prédéfinie. La piste d’atterrissage RWY présente un seuil T (figures 3A et 3B). Dans la suite de la description, ledit système est appelé « système d’estimation 1 ». Dans un premier mode de réalisation, l’axe de guidage de référence A considéré est un axe de guidage latéral. Le système d’estimation 1 est alors prévu pour estimer la déviation angulaire de l’axe de guidage latéral de référence A par rapport à la composante latérale de l’axe d’approche B, à savoir l’axe longitudinal B1 da la piste d’atterrissage RWY tel qu’illustré sur la figure 3A. Le système d’estimation 1 est en outre prévu pour déterminer la position latérale et la vitesse latérale de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage, en particulier par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage ou par rapport à la composante latérale de l’axe de guidage de référence A de la piste d’atterrissage. L’axe longitudinal B1 de la piste d’atterrissage correspond à un axe séparant la piste d’atterrissage RWY en deux parties sensiblement identiques dans le sens de la longueur de la piste d’atterrissage RWY. Le seuil T de la piste d’atterrissage RWY correspond à l’origine d’un repère orthonormé compris par l’axe longitudinal B1 de la piste d’atterrissage RWY. Dans un deuxième mode de réalisation, l’axe de guidage de référence A considéré est un axe de guidage vertical. Le système d’estimation 1 est alors prévu pour estimer la déviation angulaire de l’axe de guidage vertical de référence A par rapport à la composante verticale de l’axe d’approche B, à savoir un axe de trajectoire de descente nominale B2 correspondant à l’approche prédéfinie, tel qu’illustré sur la figure 3B. Le système d’estimation 1 est en outre prévu pour déterminer la position verticale et la vitesse verticale de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY, en particulier par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage ou par rapport à la composante verticale de l’axe de guidage de référence A de la piste d’atterrissage. La procédure d’approche est réalisée à l’aide d’un dispositif d’aide à l’atterrissage. Le dispositif d’aide à l’atterrissage peut correspondre à un dispositif de type système ILS. Le dispositif d’aide à l’atterrissage comprend au moins une station émettrice 22 au sol configurée pour émettre un signal de guidage latéral de référence correspondant à un signal de type « signal Localizer » ou pour émettre un signal de guidage vertical de référence correspondant à un signal de type « signal Glide Slope ». Le signal de guidage latéral de référence définit la composante latérale de l’axe de guidage de référence A, aussi appelée axe latéral de référence dans la suite de la description. Le signal de guidage vertical de référence définit la composante verticale de l’axe de guidage de référence A, aussi appelée axe vertical de référence dans la suite de la description. La procédure d’approche comprend une phase de capture consistant à faire converger l’aéronef AC vers l’axe de guidage de référence A et une phase de suivi consistant à guider l’aéronef AC selon l’axe de guidage de référence A. Dans le premier mode de réalisation, l’axe de guidage de référence A correspond à l’axe de guidage latéral et l’axe d’approche correspond à l’axe longitudinal B1 de la piste d’atterrissage RWY. Dans le deuxième mode de réalisation, l’axe de guidage de référence A correspond à l’axe de guidage vertical et l’axe d’approche correspond à l’axe de trajectoire de descente nominal B2. En pratique, l’axe de guidage de référence réel n’est pas parfaitement droit, en particulier en raison de multitrajets des signaux de guidage émis par la station 22 du fait de l’environnement. L’axe de guidage de référence A considéré dans la suite de l’invention est droit. Il correspond à une approximation de l’axe de guidage de référence réel, obtenue par exemple par une moyenne, par un lissage ou par une interpolation linéaire de l’axe de guidage de référence réel. Le système d’estimation 1 comprend au moins un ensemble de modules mis en œuvre de façon itérative. L’ensemble de modules mis en œuvre à chaque itération comprend : un module de collecte d’écart 2 COLL1 (COLL pour « collecting module » en anglais), un module de collecte de vecteur position 3 COLL2, un module de collecte de vecteur vitesse 4 COLL3, un module de détermination d’informations 5 DET (DET pour « determination module » en anglais) et un module de mémorisation 6 MEM (MEM pour « memorization module » en anglais). Le module de collecte d’écart 2 est configuré pour collecter un écart latéral dans le premier mode de réalisation (respectivement vertical dans le deuxième mode de réalisation) mesuré par un module de mesure d’écart 21 MEAS1 (MEAS pour « measuring module » en anglais) à partir du signal de guidage latéral (respectivement vertical) de référence émis par la station émettrice 22. Le module de collecte de vecteur position 3 est configuré pour collecter un vecteur position de l’aéronef AC mesuré par un module de mesure de vecteur position 31 MEAS2 à partir de signaux émis par un système de géo-positionnement 32. Le système de géo-positionnement peut correspondre à un système de géolocalisation et navigation par un système de satellites GNSS (« Global Navigation Satellite System » en anglais) tel qu’un système GPS (« Global Positioning System » en anglais). Le vecteur position de l’aéronef AC est exprimé par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage RWY. Ledit vecteur position comprend une position longitudinale, une position latérale et une position verticale. Le module de collecte de vecteur vitesse 4 est configuré pour collecter un vecteur vitesse de l’aéronef AC mesuré par un module de mesure inertielle de vecteur vitesse 41 MEAS3. Le vecteur vitesse comprend une vitesse longitudinale, une vitesse latérale et une vitesse verticale. Le module de mesure inertielle peut correspondre à une centrale à inertie embarquée dans l’aéronef AC. Le module de détermination d’informations 5 est configuré pour déterminer des informations à l’aide d’un filtre estimateur K 51. Ces informations sont déterminées à partir de la position latérale (respectivement verticale), du vecteur vitesse, de l’écart latéral (respectivement vertical) déterminé à l’itération courante et au moins d’un écart latéral (respectivement vertical) déterminé et mémorisé à au moins une itération précédente. Dans le premier mode de réalisation, les informations déterminées comprennent au moins les suivantes : une estimation de la déviation angulaire de l’axe de guidage latéral de référence A par rapport à l’axe longitudinal B1 (correspondant à la composante latérale de l’axe d’approche B) de la piste d’atterrissage RWY, une estimation de la position latérale de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY et une estimation de la vitesse latérale de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY. Les estimations de la position latérale et de la vitesse latérale de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY sont par exemple exprimées dans un référentiel R correspondant au repère orthonormé qui a pour origine le seuil de piste T. Dans le deuxième mode de réalisation, les informations déterminées comprennent au moins les suivantes : une estimation de la déviation angulaire de l’axe de guidage vertical de référence A par rapport à l’axe de trajectoire de descente nominal B2 (correspondant à la composante verticale de l’axe d’approche B), une estimation de la position verticale de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY et une estimation de la vitesse verticale de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY. Les estimations de la position verticale et de la vitesse verticale de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY sont par exemple exprimées dans le référentiel R. Le module de mémorisation 6 est configuré pour mémoriser au moins l’écart latéral (respectivement vertical), la position longitudinale et la position latérale (respectivement verticale) déterminés à l’itération courante. Dans une première variante, le système d’estimation 1 comprend un module de diagnostic 7 DIAG (DIAG pour « diagnostic module » en anglais) et un module de reconfiguration 9 REC (REC pour « reconfiguring module » en anglais). Le module de diagnostic 7 a pour but de détecter et d’isoler des pannes portant sur le module de mesure de vecteur position 31 et sur le signal de guidage latéral (respectivement vertical) émis par la station émettrice 22 au sol et reçu par le module de mesure 21. Il fournit ainsi une information de validité sur chacun des modules de mesure 21 et 31 au module de reconfiguration 9. Le module de diagnostic 7 est configuré pour valider ou non le module de mesure d’écart latéral 21 et le module de mesure de vecteur position 31 à partir des informations déterminées par le module de détermination d’informations 5. Un module de mesure 21, 31 est considéré comme étant valide si aucune panne dudit module de mesure 21, 31 n’est détectée. Dans la description, les expressions « module de mesure 21, 31 » ou « modules de mesure 21, 31 » signifient « module de mesure d’écart latéral (respectivement vertical) 21 et/ou module de mesure de vecteur position 31 ». À l’inverse, un module de mesure 21, 31 est considéré comme étant non valide si une panne dudit module de mesure 21, 31 est détectée. Le module de mesure inertielle de vecteur vitesse 41 est considéré comme étant toujours valide. De façon non limitative, le module de diagnostic 7 compare chacun des termes d’innovation déterminés par le module de détermination d’informations 5 avec un seuil associé à la grandeur dont le terme d’innovation est déterminé. Une panne du module de mesure du vecteur position 31 est détectée si le terme d’innovation de la position latérale (respectivement verticale) est supérieur ou égal au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations. Une panne du module de mesure d’écart latéral (respectivement vertical) 21 est détectée si le terme d’innovation de chacun des écarts latéraux (respectivement verticaux) est supérieur ou égal au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations. Le nombre successif prédéterminé d’itérations peut être différent entre le module de mesure de vecteur position 31 et le module de mesure d’écart latéral (respectivement vertical) 21. De façon non limitative, la détection et l’isolation de panne de modules de mesure 21, 31 peut s’effectuer en comparant des termes d’innovation à un seuil associé défini expérimentalement. Dans le premier mode de réalisation, le seuil associé peut également être déterminé au moins à partir de la matrice de covariance ( ) associée aux termes d’innovation ou à partir de la matrice de covariance ( ) des bruits de mesure, le seuil associé étant égal au terme diagonal de la matrice de covariance ( ) associée aux termes d’innovation ou de la matrice de covariance ( ) des bruits de mesure. Dans le deuxième mode de réalisation, le seuil associé peut également être déterminé au moins à partir de la matrice de covariance ( ) associée aux termes d’innovation à l’aide de la relation suivante : dans laquelle : correspond à un vecteur comportant les seuils associés à la grandeur dont le terme d’innovation est déterminé à l’itération courante, correspond à un vecteur de termes d’innovation déterminés à partir du vecteur d’observation du filtre estimateur 51 à l’itération courante, correspond à la matrice de covariance des termes d’innovation à l’itération courante. Le vecteur de termes d’innovation est défini à chaque itération selon la relation suivante : dans laquelle : correspond à un vecteur de mesures utilisé en tant que vecteur d’observation pour le filtre estimateur 51, correspond à un vecteur d’estimés des mesures respectives du vecteur de mesures . Le module de reconfiguration 9 est configuré pour reconfigurer le filtre estimateur 51 pour l’itération courante ou suivante afin d’écarter une mesure réalisée à l’itération suivante par le ou les modules de mesure 21, 31 considérés comme non valides. Selon une deuxième variante, le système d’estimation comprend en outre un module de requalification 8 REQ (REQ pour « requalifying module » en anglais) configuré pour requalifier le ou les modules de mesure 21, 31 dont une panne a été détectée par le module de diagnostic 7 mis en œuvre à une itération précédente. Le module de requalification 8 a pour but de détecter la validité des modules de mesure 21, 31 préalablement considérés comme non valides par le module de diagnostic 7. Le module de requalification 8 présente un fonctionnement sensiblement identique au module de diagnostic 7. Ainsi, le module de requalification 8 est configuré pour comparer chacun des termes d’innovation déterminés par le module de détermination d’informations 5 avec le seuil associé prédéterminé. Le module de mesure du vecteur position 31 est requalifié si le terme d’innovation de la position latérale est inférieur au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations. Un module de mesure d’écart latéral (respectivement vertical) 21 est requalifié si le terme d’innovation de chacun des écarts latéraux (respectivement verticaux) est inférieur au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations. Un module de mesure 21, 31 est requalifié si le module de mesure 21, 31, considéré à une itération précédente comme non valide par le module de diagnostic 7, est considéré comme valide par le module de requalification 8 à l’itération courante. Le module de reconfiguration 9 reconfigure alors le filtre estimateur 51 à partir des informations de validité des modules de mesure 21, 31 déterminées par le module de diagnostic 7 et le module de requalification 7. Selon un mode de réalisation préféré du premier mode de réalisation, le filtre estimateur 51 est un filtre de Kalman basé sur le vecteur d’état suivant : sur le vecteur d’observation suivant : sur l’équation d’état suivante : et sur l’équation d’observation suivante : Ces relations utilisent les variables suivantes : correspond à une position longitudinale de l’aéronef AC par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage RWY (en mètre), dans le référentiel R, correspond à une position latérale de l’aéronef AC par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage RWY (en mètre), dans le référentiel R, correspond à une déviation angulaire de l’axe de guidage latéral de référence A par rapport à l’axe longitudinal B1 de la piste d’atterrissage RWY (en radian), correspond à un facteur de sensibilité, correspond à la vitesse longitudinale de l’aéronef AC collectée par le module de collecte de vecteur vitesse 4 (en mètre par seconde), correspond à la vitesse latérale de l’aéronef AC collectée par le module de collecte de vecteur vitesse 4 (en mètre par seconde), correspond à la vitesse verticale de l’aéronef AC collectée par le module de collecte de vecteur vitesse 4 (en mètre par seconde), correspond à un biais de la vitesse longitudinale de l’aéronef AC collectée par le module de collecte de vecteur vitesse 4 (en mètre par seconde), correspond à un biais de la vitesse latérale de l’aéronef AC collectée par le module de collecte de vecteur vitesse 4 (en mètre par seconde), correspond à un biais de la position latérale de l’aéronef AC mesurée par le module de mesure de vecteur position 31 (en mètre), correspond à la position latérale de l’aéronef collectée par le module de collecte de vecteur position 3 (en mètre), correspond à l’écart latéral mesuré par le module de mesure d’écart 21 en microampère et collecté par le module de collecte d’écart 2, correspond à un vecteur comprenant au moins un écart latéral mesuré en microampère, mémorisé et collecté dans l’étape E1 de collecte d’écart latéral à une itération antérieure à l’itération courante, correspondant à un nombre prédéterminé d’écart latéral mesuré et mémorisé dans des itérations antérieures à l’itération courante , et correspondent respectivement à une position longitudinale et une position latérale de l’aéronef AC (en mètre) par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage (RWY) dans le référentiel R, mémorisées et collectées dans l’étape E1 de collecte d’écart latéral à une itération antérieure à l’itération courante, à la même itération que l’écart latéral , correspond à une distance (en mètre) entre le seuil T de la piste d’atterrissage RWY et une projection orthogonale de la position de la station émettrice 22 sur l’axe longitudinal B1 de la piste d’atterrissage RWY, correspond à une distance (en mètre) entre la position de la station émettrice 22 et l’axe longitudinal B1 de la piste d’atterrissage RWY, correspond à une orientation géométrique de la piste d’atterrissage RWY (en radian). Le biais de facteur de sensibilité correspond à un écart de la sensibilité observé par rapport au facteur prédéterminé à 0,7 (par l’ICAO). Par ailleurs, les informations déterminées par le module de détermination d’informations 5 comprennent en outre : des estimations des grandeurs suivantes : la position longitudinale de l’aéronef AC par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage RWY dans le référentiel R, la déviation angulaire de l’axe de guidage latéral de référence A par rapport à l’axe longitudinal B1 de la piste d’atterrissage RWY, le biais portant sur le facteur de sensibilité standardisé à 0,7, le biais de la vitesse latérale de l’aéronef AC, le biais de la position latérale de l’aéronef AC mesurée par le module de mesure de vecteur position 31, le biais de la vitesse longitudinale de l’aéronef AC, des termes d’innovation des grandeurs suivantes : la position latérale de l’aéronef collectée dans l’étape E2 de collecte de vecteur position, l’écart latéral collecté dans l’étape E1 de collecte d’écart latéral, un vecteur comprenant au moins un écart latéral, mémorisé et collecté dans l’étape E1 de collecte d’écart latéral à une itération antérieure à l’itération courante ; une matrice de covariance d’erreur d’estimation ; une matrice de covariance associée aux termes d’innovation. L’écart latéral peut être mesuré en radian ou en microampère par rapport à l’axe de guidage latéral de référence A. Il peut également être mesuré en différence de taux de modulation DDM (« Difference in the Depth Modulation » en anglais). En pratique, il est exprimé comme un pourcentage ou en microampère. Le signal de guidage latéral comporte deux parties. Chacune des parties est émise à une fréquence différente, l’une de l’autre. Le DDM correspond à une différence entre le taux de modulation d’une partie émise à une fréquence et le taux de modulation de l’autre partie émise à une autre fréquence. L’écart latéral en radian est lié à l’écart latéral en DDM par un facteur défini par l’ICAO. L’écart latéral en radian, en microampère ou en DDM est nul lorsque l’aéronef suit une trajectoire alignée avec l’axe de guidage latéral de référence A. Selon un mode de réalisation préféré du deuxième mode de réalisation, le filtre estimateur 51 est un filtre de Kalman basé sur le vecteur d’état suivant : sur le vecteur d’observation suivant : sur l’équation d’état suivante : et sur l’équation d’observation suivante : avec : Le terme et s’exprime suivant l’une ou l’autre des relations suivantes. Ou bien, il s’exprime selon la relation suivante : Ou bien, il s’exprime selon la relation suivante : Si et , alors Sinon : Ces relations utilisent les variables suivantes : correspond à une position verticale de l’aéronef AC par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage RWY (en mètre) dans le référentiel R, correspond un angle de l’axe de trajectoire de descente nominal B2 par rapport à la piste d’atterrissage RWY (en radian), correspond à une déviation angulaire de l’axe de guidage vertical de référence A par rapport à un axe de trajectoire de descente nominal B2 (en radian), correspond à un biais portant sur le facteur de sensibilité de référence défini à 0,12 par l’ICAO, correspond à un biais de la position verticale de l’aéronef AC collectée par le module de collecte de vecteur position 3 (en mètre), correspond à la position verticale collectée par le module de collecte de vecteur position 3 (en mètre), correspond à l’écart vertical mesuré en DDM par le module de mesure d’écart 21 et collectée par le module de collecte d’écart 2, correspond à l’écart vertical mesuré en radian par le module de mesure d’écart 21 et collectée par le module de collecte d’écart 2, correspond à un vecteur comprenant au moins un écart vertical mesuré en DDM, mémorisé et collecté par le module de collecte d’écart 2 à une itération antérieure à l’itération courante, correspondant à un nombre prédéterminé d’écart vertical mesuré et mémorisé dans des itérations antérieures à l’itération courante, correspond à un vecteur comprenant au moins écart vertical mesuré en radian, mémorisé et collecté par le module de collecte d’écart 2 à une itération antérieure à l’itération courante, correspondant à un nombre prédéterminé d’écart vertical mesuré et mémorisé dans des itérations antérieures à l’itération courante, correspond à la vitesse verticale de l’aéronef AC collectée par le module de collecte de vecteur vitesse 4 (en mètre par seconde), correspond à un biais de la vitesse verticale de l’aéronef AC collectée par le module de collecte de vecteur vitesse 4 (en mètre par seconde), correspond à un temps entre deux itérations (en seconde), correspond à une orientation géométrique de la piste d’atterrissage RWY (en radian), correspond à une hauteur par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage RWY à laquelle l’écart verticale est nul (en mètre), correspond à une distance longitudinale entre l’aéronef AC et le seuil T de la piste d’atterrissage RWY (en mètre), collectée par le module de collecte de vecteur position 3, correspond à la position longitudinale collectée par le module de collecte de vecteur position 3 (en mètre) et mémorisée à une itération antérieure à l’itération courante à la même itération que l’écart vertical , correspond à la position verticale collectée par le module de collecte de vecteur position 3 (en mètre) et mémorisée à une itération antérieure à l’itération courante à la même itération que l’écart vertical , Le facteur de sensibilité correspond à un facteur prédéterminé (par l’ICAO). Dans le cas d’un saut vertical de la mesure du module de mesure d’écart vertical 21 d’une valeur suite à un changement de constellation, la mesure d’écart vertical peut être mise à jour si le saut observé se produit après sa mémorisation à l’aide de la relation suivante : Par ailleurs, les informations déterminées par le module de détermination d’informations 5 comprennent en outre : des estimations des grandeurs suivantes : la position verticale de l’aéronef AC par rapport au seuil T de la piste d’atterrissage RWY dans le référentiel R, l’écart vertical en DDM de l’aéronef AC, le biais de facteur de sensibilité , le biais de la position verticale de l’aéronef AC, le biais de la vitesse verticale de l’aéronef AC ; des termes d’innovation des grandeurs suivantes : la position verticale de l’aéronef collectée par le module de collecte de vecteur position 3, l’écart vertical mesuré en DDM collectée par le module de collecte d’écart vertical 2, un vecteur comprenant au moins un écart vertical mesuré en DDM, mémorisé et collecté par le module de collecte d’écart vertical 2 à une itération antérieure à l’itération courante ; une matrice de covariance d’erreur d’estimation ; une matrice de covariance associée aux termes d’innovation. L’écart vertical peut être mesuré en radian par rapport à l’axe de guidage vertical de référence A. Il peut également être mesuré en différence de taux de modulation DDM (« Difference in the Depth Modulation » en anglais). En pratique, il est exprimé comme un pourcentage ou en microampère. Le signal de guidage vertical comporte deux parties. Chacune des parties est émise à une fréquence différente l’une de l’autre. Le DDM correspond à une différence entre le taux de modulation d’une partie émise à une fréquence et le taux de modulation de l’autre partie émise à une autre fréquence. L’écart latéral en radian est lié à l’écart latéral en DDM par un facteur défini par l’ICAO. L’écart vertical en radian ou en DDM est nul lorsque l’aéronef suit une trajectoire alignée avec l’axe de guidage vertical de référence A. Selon un mode de réalisation, le module de reconfiguration 9 peut comprendre un sous module de validité 91 VAL (VAL pour « validation sub-module » en anglais), un sous-module de mémorisation 92 SMEM (SMEM pour « memorization sub-module » en anglais), un sous-module d’observabilité 93 OBS (OBS pour « observability sub-module » en anglais) et un sous-module d’adaptation 94 ADAP (ADAP pour « adaptation sub-module » en anglais). Le sous-module de validité 91 est configuré pour récapituler la validité du module de mesure d’écart latéral 21 et du module de mesure de vecteur position 31 en fonction de la validité déterminée par le module de diagnostic 7 et le module de requalification 8. Le sous-module de mémorisation 92 est configuré pour gérer la mémorisation mise en œuvre par le module de mémorisation 6 en demandant au module de mémorisation 6 de mémoriser : l’écart latéral (respectivement vertical), la position longitudinale et la position latérale (respectivement verticale) en début de la phase de capture quand l’écart latéral (respectivement vertical) respecte des caractéristiques de validité prédéterminées, l’écart latéral (respectivement vertical), la position longitudinale et la position latérale (respectivement verticale) au début de la phase de suivi. Ces informations d’écart latéral (respectivement vertical), de position longitudinale et de position latérale (respectivement verticale) peuvent également être mémorisées à d’autres instants de l’approche. Les caractéristiques de validité prédéterminées peuvent être définies par l’ICAO. Le sous-module d’observabilité 93 est configuré pour élaborer une stratégie de figeage de certains états en fonction de la phase de l’approche : en figeant le biais de la position latérale de l’aéronef AC à zéro lors de la phase de capture, en figeant le biais de facteur de sensibilité à sa dernière valeur ou à sa moyenne lors de la phase de suivi, en interpolant le biais de la position latérale (respectivement verticale) de l’aéronef AC, suite à un nombre d’itérations prédéterminé après que ledit biais ait commencé à être estimé, par l’une des deux relations suivantes : Dans le premier mode de réalisation, le biais de la position latérale de l’aéronef AC est interpolé à l’aide de la relation suivante : dans laquelle : correspond à une distance longitudinale à partir de laquelle l’estimation du biais de la position latérale de l’aéronef (AC) a commencé. Une moyenne glissante peut également être déterminée pour affiner l’estimation du biais de la position latérale pendant toute la procédure d’approche. Dans le deuxième mode de réalisation, le biais de la position verticale de l’aéronef AC est interpolé à l’aide de la relation suivante : dans laquelle : correspond à une distance longitudinale à partir de laquelle l’estimation du biais de la position verticale de l’aéronef (AC) a commencé, correspond à une distance longitudinale entre la station émettrice (22) et le seul (T) de la piste d’atterrissage (RWY). La distance est gouvernée par la relation suivante : Le sous-module d’adaptation 94 est configuré pour adapter des matrices de covariance associées au filtre de Kalman 51 en fonction des validités récapitulées par le sous-module de validité 91 et de la stratégie de figeage élaborée par le sous-module d’observabilité 93. L’invention concerne également un procédé d’estimation (figure 2). Le procédé d’estimation comprend au moins un ensemble d’étapes mis en œuvre de façon itérative, l’ensemble d’étapes mis en œuvre à chaque itération comprenant : une étape E1 de collecte d’écart latéral (respectivement vertical), mise en œuvre par le module de collecte d’écart 2, consistant à collecter un écart latéral (respectivement vertical) mesuré par le module de mesure d’écart 21 à partir du signal de guidage latéral (respectivement vertical) de référence émis par la station émettrice 22 ; une étape E2 de collecte de vecteur position, mise en œuvre par le module de collecte de vecteur position 3, consistant à collecter un vecteur position de l’aéronef AC mesuré par le module de mesure de vecteur position 31 à partir de signaux émis par le système de géo-positionnement 32 ; une étape E3 de collecte de vecteur vitesse, mise en œuvre par le module de collecte de vecteur vitesse 4, consistant à collecter un vecteur vitesse de l’aéronef AC mesuré par le module de mesure inertielle de vecteur vitesse 41 ; une étape E4 de détermination d’informations, mise en œuvre par le module de détermination d’informations 5, consistant à déterminer, à l’aide du filtre estimateur 51, à partir de la position latérale (respectivement verticale), à partir du vecteur vitesse, à partir de l’écart latéral (respectivement vertical) déterminé à l’itération courante et à partir au moins d’un écart latéral (respectivement vertical) déterminé et mémorisé à au moins une itération précédente, au moins les informations suivantes : une estimation de la déviation angulaire (respectivement ) de l’axe de guidage latéral (respectivement vertical) de référence A par rapport à l’axe longitudinal B1 de la piste d’atterrissage RWY (respectivement par rapport à l’axe de trajectoire de descente nominal B2), une estimation de la position latérale (respectivement verticale ) de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY ; et une estimation de la vitesse latérale (respectivement verticale) de l’aéronef AC par rapport à la piste d’atterrissage RWY ; une étape E5 de mémorisation, mise en œuvre par le module de mémorisation 6, consistant à mémoriser au moins l’écart latéral (respectivement vertical), la position longitudinale et la position latérale (respectivement verticale) déterminés à l’itération courante. Selon la première variante, le procédé d’estimation comprend en outre : une étape E6 de diagnostic, mise en œuvre par le module de diagnostic 7, consistant à valider ou non le module de mesure d’écart 21 et le module de mesure de vecteur position 31 à partir des informations déterminées dans l’étape E4 de détermination d’informations ; une étape E8 de reconfiguration, mise en œuvre par le module de reconfiguration 9, consistant à reconfigurer le filtre estimateur 51 pour l’itération courante ou suivante pour écarter une mesure réalisée à l’itération courante ou suivante par le ou les modules de mesure 21, 31 considérés comme non valides. Selon la deuxième variante, le procédé d’estimation comprend également une étape E7 de requalification, mise en œuvre par le module de requalification 8, consistant à requalifier le ou les modules de mesure 21, 31 dont une panne a été détectée dans l’étape E6 de diagnostic mise en œuvre à une itération précédente. L’étape E7 de requalification précède l’étape E8 de reconfiguration. L’étape E6 de diagnostic consiste à comparer chacun des termes d’innovation déterminés dans l’étape E5 de détermination d’informations avec un seuil associé à la grandeur dont le terme d’innovation est déterminé. L’étape E7 de requalification consiste à comparer chacun des termes d’innovation déterminés dans l’étape E5 de détermination d’informations avec le seuil associé prédéterminé. L’étape E8 de reconfiguration comprend les sous-étapes suivantes : une sous-étape E81 de validité, mise en œuvre par le sous-module de validité 91, consistant à récapituler la validité du module de mesure d’écart 21 et du module de mesure de vecteur position 31 ; une sous-étape E82 de mémorisation, mise en œuvre par un sous-module de mémorisation 92, consistant à gérer la mémorisation mise en œuvre à l’étape E5 de mémorisation en mémorisant : l’écart latéral (respectivement vertical), la position longitudinale et la position latérale (respectivement verticale) en début de la phase de capture quand l’écart latéral (respectivement vertical) respecte des caractéristiques de validité prédéterminées, l’écart latéral (respectivement vertical), la position longitudinale et la position latérale (respectivement verticale) au début de la phase de suivi ; une sous-étape E83 d’observabilité, mise en œuvre par un sous-module d’observabilité 93, consistant à élaborer une stratégie de figeage de certains états en fonction de la phase de l’approche : en figeant le biais de la position latérale (respectivement verticale) de l’aéronef AC à zéro lors de la phase de capture, en figeant le biais de facteur de sensibilité à sa dernière valeur ou à sa moyenne lors de la phase de suivi, en interpolant le biais de la position latérale (respectivement verticale) de l’aéronef AC suite à un nombre d’itérations prédéterminé après que ledit biais est commencé à être estimé pendant la phase de suivi ; une sous-étape E84 d’adaptation, mise en œuvre par le sous-module d’adaptation 94, consistant à adapter des matrices de covariance associées au filtre de Kalman 51 en fonction des validités récapitulées dans la sous-étape E81 de validité et de la stratégie de figeage élaborée dans l’étape E83 d’observabilité. Le système d’estimation et le procédé d’estimation permettent d’obtenir une estimation de la position latérale (respectivement verticale) et de la vitesse latérale (respectivement verticale) de l’aéronef AC par rapport au seuil de piste T dans le référentiel R ou par rapport à l’axe d’approche de référence A, ainsi qu’une estimation des caractéristiques du signal de guidage latéral (respectivement vertical) tout au long de la procédure d’approche. Ils permettent plus particulièrement d’affiner l’estimation des caractéristiques du signal de guidage latéral (respectivement vertical) sans être impacté par un biais de position latérale (respectivement vertical) dans les derniers milles nautiques (1 mille nautique étant sensiblement égal à 1852 m) avant d’atteindre le seuil T de la piste d’atterrissage RWY. Procédé d’estimation, lors d’une procédure d’approche d’un aéronef (AC) en vue d’un atterrissage sur une piste d’atterrissage (RWY) selon une approche prédéfinie de ladite piste d’atterrissage, d’une déviation angulaire ( , ) d’un axe de guidage de référence (A) par rapport à un axe d’approche (B1, B2) correspondant à ladite approche prédéfinie de la piste d’atterrissage (RWY), ainsi que d’une position ( , ) et d’une vitesse d’un aéronef (AC) par rapport à la piste d’atterrissage (RWY), la procédure d’approche étant réalisée à l’aide d’un dispositif d’aide à l’atterrissage, le dispositif d’aide à l’atterrissage comprenant au moins une station émettrice (22) configurée pour émettre un signal de guidage de référence définissant l’axe de guidage de référence (A), la piste d’atterrissage (RWY) présentant un seuil (T), la procédure d’approche comprenant une phase de capture consistant à faire converger l’aéronef (AC) vers l’axe de guidage de référence (A) et une phase de suivi consistant à guider l’aéronef (AC) selon l’axe de guidage de référence (A), caractérisé en ce qu’il comprend au moins un ensemble d’étapes mis en œuvre de façon itérative, l’ensemble d’étapes mis en œuvre à chaque itération comprenant : une étape (E1) de collecte d’écart, mise en œuvre par un module de collecte d’écart (2), consistant à collecter un écart mesuré par un module de mesure d’écart (21) à partir du signal de guidage de référence émis par la station émettrice (22) ; une étape (E2) de collecte de vecteur position, mise en œuvre par un module de collecte de vecteur position (3), consistant à collecter un vecteur position de l’aéronef (AC) mesuré par un module de mesure de vecteur position (31) à partir de signaux émis par un système de géo-positionnement (32), le vecteur position de l’aéronef (AC) étant exprimé par rapport au seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY), le vecteur position comprenant une position longitudinale, une position latérale et une position verticale ; une étape (E3) de collecte de vecteur vitesse, mise en œuvre par un module de collecte de vecteur vitesse (4), consistant à collecter un vecteur vitesse de l’aéronef (AC) mesuré par un module de mesure inertielle de vecteur vitesse (41), le vecteur vitesse comprenant une vitesse longitudinale, une vitesse latérale et une vitesse verticale ; une étape (E4) de détermination d’informations, mise en œuvre par un module de détermination d’informations (5), consistant à déterminer, à l’aide d’un filtre estimateur (51), à partir du vecteur position, à partir du vecteur vitesse, à partir de l’écart déterminé à l’itération courante et à partir au moins d’un écart déterminé et mémorisé à au moins une itération précédente, au moins les informations suivantes : une estimation de la déviation angulaire ( , ) de l’axe de guidage de référence (A) par rapport à l’axe d’approche (B1, B2) de la piste d’atterrissage (RWY), une estimation de la position ( , ) de l’aéronef (AC) par rapport à la piste d’atterrissage (RWY) et une estimation de la vitesse de l’aéronef (AC) par rapport à la piste d’atterrissage (RWY) ; une étape (E5) de mémorisation, mise en œuvre par un module de mémorisation (6), consistant à mémoriser au moins l’écart et le vecteur position déterminés à l’itération courante. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’il comprend : une étape (E6) de diagnostic, mise en œuvre par un module de diagnostic (7), consistant à valider ou non le module de mesure d’écart (21) et le module de mesure de vecteur position (31) à partir des informations déterminées dans l’étape (E4) de détermination d’informations, un module de mesure (21, 31) étant considéré comme étant valide si aucune panne dudit module de mesure (21, 31) n’est détectée, un module de mesure (21, 31) étant considéré comme étant non valide si une panne dudit module de mesure (21, 31) est détectée, le module de mesure inertielle de vecteur vitesse (41) étant considéré comme étant toujours valide ; une étape (E8) de reconfiguration, mise en œuvre par un module de reconfiguration (9), consistant à reconfigurer le filtre estimateur (51) pour l’itération suivante pour écarter une mesure réalisée par le ou les modules de mesure (21, 31) considérés comme non valides. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu’il comprend une étape (E7) de requalification, mise en œuvre par un module de requalification (8), consistant à requalifier le ou les modules de mesure (21, 31) dont une panne a été détectée dans l’étape (E6) de diagnostic mise en œuvre à une itération précédente, l’étape (E7) de requalification précédant l’étape (E8) de reconfiguration. Procédé selon l’une quelconque des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que, le filtre estimateur (51) étant un filtre de Kalman, l’étape (E8) de reconfiguration comprend les sous-étapes suivantes : une sous-étape (E81) de validité, mise en œuvre par un sous-module de validité (91), consistant à récapituler la validité du module de mesure d’écart (21), du module de mesure de vecteur position (31) et du module de mesure inertielle de vecteur vitesse (41) ; une sous-étape (E82) de mémorisation, mise en œuvre par un sous-module de mémorisation (92), consistant à gérer la mémorisation mise en œuvre à l’étape (E5) de mémorisation en mémorisant : l’écart et la position au début de la phase de capture quand l’écart respecte des caractéristiques de validité prédéterminées, l’écart et la position au début de la phase de suivi ; une sous-étape (E83) d’observabilité, mise en œuvre par un sous-module d’observabilité (93), consistant à élaborer une stratégie de figeage de certains états en fonction de la phase de l’approche : en figeant le biais de la position de l’aéronef (AC) à zéro lors de la phase de capture, en figeant le biais de facteur de sensibilité à sa dernière valeur ou à sa moyenne lors de la phase de suivi, en interpolant le biais de la position de l’aéronef (AC) , suite à un nombre d’itérations prédéterminé après que ledit biais ait commencé à être estimé ; une sous-étape (E84) d’adaptation, mise en œuvre par un sous-module d’adaptation (94), consistant à adapter des matrices de covariance associées au filtre de Kalman (51) en fonction des validités récapitulées dans la sous-étape (E81) de validité et de la stratégie de figeage élaborée dans l’étape (E83) d’observabilité. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l’écart est un écart latéral et le filtre estimateur (51) est un filtre de Kalman basé sur le vecteur d’état suivant : sur le vecteur d’observation suivant : sur l’équation d’état suivante : et sur l’équation d’observation suivante : dans lesquelles : correspond à une position longitudinale de l’aéronef (AC) par rapport au seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY), correspond à une position latérale de l’aéronef (AC) par rapport au seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY), correspond à une déviation angulaire de l’axe de guidage latéral de référence (A) par rapport à l’axe longitudinal (B1) de la piste d’atterrissage (RWY), correspond à un biais de facteur de sensibilité du signal de guidage latéral de référence par rapport au facteur de sensibilité standardisé de 0,7, correspond à la vitesse longitudinale de l’aéronef (AC) collectée par le module de collecte de vecteur vitesse (4), correspond à la vitesse latérale de l’aéronef (AC) collectée par le module de collecte de vecteur vitesse (4), correspond à la vitesse verticale de l’aéronef collectée par le module de collecte de vecteur vitesse (4), correspond à un biais de la vitesse longitudinale de l’aéronef (AC) collectée par le module de collecte de vecteur vitesse (4), correspond à un biais de la vitesse latérale de l’aéronef (AC) collectée par le module de collecte de vecteur vitesse (4), correspond à un biais de la position latérale de l’aéronef (AC) mesurée par le module de mesure de vecteur position (31), correspond à la position latérale collectée par le module de collecte de vecteur position (3), correspond à l’écart latéral mesuré par le module de mesure d’écart (21) en microampère et collecté par le module de collecte d’écart (2), correspond à un vecteur comprenant au moins un écart latéral mesuré en microampère, mémorisé et collecté dans l’étape (E1) de collecte d’écart latéral à une itération antérieure à l’itération courante, correspondant à un nombre prédéterminé d’écart latéral mesuré et mémorisé dans des itérations antérieures à l’itération courante, et correspondent respectivement une position longitudinale et une position latérale de l’aéronef (AC) par rapport au seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY) mémorisées et collectées dans l’étape (E1) de collecte d’écart latéral antérieure à l’itération courante et à la même itération que l’écart latéral , correspond à une distance entre le seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY) et une projection orthogonale de la position de la station émettrice (22) sur l’axe longitudinal (B1) de la piste d’atterrissage (RWY), correspond à une distance entre la position de la station émettrice (22) et l’axe longitudinal (B1) de la piste d’atterrissage (RWY), correspond à une orientation géométrique de la piste d’atterrissage (RWY). Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que les informations déterminées dans l’étape (E4) de détermination d’informations comprennent en outre : des estimations des grandeurs suivantes : la position longitudinale ( ) de l’aéronef (AC) par rapport au seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY), la déviation angulaire ( ) de l’axe de guidage latéral de référence (A) par rapport à l’axe longitudinal (B1) de la piste d’atterrissage (RWY), le biais portant sur le facteur de sensibilité ( ), le biais de la vitesse latérale ( ) de l’aéronef (AC), le biais de la position latérale ( ) de l’aéronef (AC) mesurée par le module de mesure de vecteur position (31), le biais de la vitesse longitudinale ( ) de l’aéronef (AC), des termes d’innovation des grandeurs suivantes : la position latérale de l’aéronef collectée dans l’étape (E2) de collecte de vecteur position, l’écart latéral collecté dans l’étape (E1) de collecte d’écart latéral, un vecteur comprenant au moins un écart latéral, mémorisé et collecté dans l’étape (E1) de collecte d’écart latéral à une itération antérieure à l’itération courante ; une matrice de covariance d’erreur d’estimation ; une matrice de covariance ( ) associée aux termes d’innovation. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l’écart est un écart vertical et le filtre estimateur (51) est un filtre de Kalman basé sur le vecteur d’état suivant : sur le vecteur d’observation suivant : sur l’équation d’état suivante : et sur l’équation d’observation suivante : avec : avec et s’exprimant suivant la relation : ou bien ou bien si et , sinon dans lesquelles : correspond à une position verticale de l’aéronef par rapport au seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY), correspond un angle de l’axe de trajectoire de descente nominal (B2) par rapport à la piste d’atterrissage (RWY), correspond à une déviation angulaire de l’axe de guidage vertical de référence (A) par rapport à un axe de trajectoire de descente nominal (B2), correspond à un biais portant sur le facteur de sensibilité de référence défini à 0,12 par l’ICAO, correspond à un biais de la position verticale de l’aéronef (AC) collectée par le module de collecte de vecteur position (3), correspond à la position verticale collectée par le module de collecte de vecteur position (3), correspond à l’écart vertical mesuré par le module de mesure d’écart (21) en DDM et collecté par le module de collecte d’écart (2), correspond à l’écart vertical mesuré par le module de mesure d’écart (21) en radian et collecté par le module de collecte d’écart (2), correspond à un vecteur comprenant au moins un écart vertical mesuré en DDM, mémorisé et collecté dans l’étape (E1) de collecte d’écart vertical à une itération antérieure à l’itération courante, correspondant à un nombre prédéterminé d’écart vertical mesuré et mémorisé dans des itérations antérieures à l’itération courante, correspond à un vecteur comprenant au moins un écart vertical mesuré en radian, mémorisé et collecté dans l’étape (E1) de collecte d’écart vertical à une itération antérieure à l’itération courante, correspondant à un nombre prédéterminé d’écart vertical mesuré et mémorisé dans des itérations antérieures à l’itération courante, correspond à la vitesse verticale de l’aéronef (AC) collectée dans l’étape (E3) de collecte de vecteur vitesse, correspond à un biais de la vitesse verticale de l’aéronef (AC) collectée dans l’étape (E4) de collecte de vecteur vitesse, correspond à un temps entre deux itérations, correspond à une orientation géométrique de la piste d’atterrissage (RWY), correspond à une hauteur par rapport au seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY) à laquelle l’écart verticale est nul, correspond à une distance longitudinale entre l’aéronef (AC) et le seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY), collectée par le module de collecte de vecteur position (3), correspond à la position longitudinale collectée dans l’étape (E2) de collecte de vecteur position et mémorisée à une itération antérieure à l’itération courante, à la même itération que l’écart vertical , correspond à la position verticale collectée dans l’étape (E2) de collecte de vecteur position et mémorisée à une itération antérieure à l’itération courante, à la même itération que l’écart vertical . Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que les informations déterminées dans l’étape (E4) de détermination d’informations comprennent en outre : des estimations des grandeurs suivantes : la position verticale ( ) de l’aéronef (AC) par rapport à la position verticale du seuil de la piste d’atterrissage (RWY), l’écart verticale ( ) en DDM de l’aéronef (AC), le facteur de sensibilité ( ), le biais de la position verticale ( ) de l’aéronef (AC), le biais de la vitesse verticale ( ) de l’aéronef (AC) ; des termes d’innovation des grandeurs suivantes : la position verticale de l’aéronef collectée dans l’étape (E2) de collecte de vecteur position, l’écart vertical en DDM collectée dans l’étape (E1) de collecte d’écart vertical, un vecteur comprenant au moins un écart vertical mesuré en DDM, mémorisé et collecté dans l’étape (E1) de collecte d’écart vertical à une itération antérieure à l’itération courante ; une matrice de covariance d’erreur d’estimation ; une matrice de covariance ( ) associée aux termes d’innovation. Procédé selon l’une des revendications 6 ou 8, caractérisé en ce que l’étape (E6) de diagnostic consiste à comparer chacun des termes d’innovation déterminés dans l’étape (E4) de détermination d’informations avec un seuil associé à la grandeur dont le terme d’innovation est déterminé, une panne du module de mesure du vecteur position (31) est détectée si le terme d’innovation de la position est supérieur ou égal au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations, une panne du module de mesure d’écart (21) est détectée si le terme d’innovation de chacun des écarts est supérieur ou égal au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations. Procédé selon la revendication 3 combinée avec l’une quelconque des revendications 6, 8 ou 9, caractérisé en ce que l’étape (E7) de requalification consiste à comparer chacun des termes d’innovation déterminés dans l’étape (E4) de détermination d’informations avec le seuil associé prédéterminé, un module de mesure du vecteur position (31) est requalifié si le terme d’innovation de la position est inférieur au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations, un module de mesure d’écart (21) est requalifié si le terme d’innovation de chacun des écarts est inférieur au seuil associé pendant un nombre successif prédéterminé d’itérations. Système d’estimation, lors d’une procédure d’approche d’un aéronef (AC) en vue d’un atterrissage sur une piste d’atterrissage (RWY) selon une approche prédéfinie de ladite piste d’atterrissage, d’une déviation angulaire ( , ) d’un axe de guidage de référence (A) par rapport à un axe d’approche (B1, B2) correspondant à ladite approche prédéfinie de la piste d’atterrissage (RWY), ainsi que d’une position ( , ) et d’une vitesse d’un aéronef (AC) par rapport à la piste d’atterrissage (RWY), la procédure d’approche étant réalisée à l’aide d’un dispositif d’aide à l’atterrissage, le dispositif d’aide à l’atterrissage comprenant au moins une station émettrice (22) configurée pour émettre un signal de guidage de référence définissant l’axe de guidage de référence (A), la piste d’atterrissage (RWY) présentant un seuil (T), la procédure d’approche comprenant une phase de capture consistant à faire converger l’aéronef (AC) vers l’axe de guidage de référence (A) et une phase de suivi consistant à guider l’aéronef (AC) selon l’axe de guidage de référence (A), caractérisé en ce qu’il comprend au moins un ensemble de modules mis en œuvre de façon itérative, l’ensemble de modules mis en œuvre à chaque itération comprenant : un module de collecte d’écart (2) configuré pour collecter un écart mesuré par un module de mesure d’écart (21) à partir du signal de guidage de référence émis par la station émettrice (22) ; un module de collecte de vecteur position (3) configuré pour collecter un vecteur position de l’aéronef (AC) mesuré par un module de mesure de vecteur position (31) à partir de signaux émis par un système de géo-positionnement (32), le vecteur position de l’aéronef (AC) étant exprimé par rapport au seuil (T) de la piste d’atterrissage (RWY), le vecteur position comprenant une position longitudinale, une position latérale et une position verticale ; un module de collecte de vecteur vitesse (4) configuré pour collecter un vecteur vitesse de l’aéronef (AC) mesuré par un module de mesure inertielle de vecteur vitesse (41), le vecteur vitesse comprenant une vitesse longitudinale, une vitesse latérale et une vitesse verticale ; un module de détermination d’informations (5) configuré pour déterminer, à l’aide d’un filtre estimateur (51), à partir du vecteur position, à partir du vecteur vitesse, à partir de l’écart déterminé à l’itération courante et à partir au moins d’un écart déterminé et mémorisé à au moins une itération précédente au moins les informations suivantes : une estimation de la déviation angulaire ( , ) de l’axe de guidage de référence (A) par rapport à l’axe d’approche (B1, B2) de la piste d’atterrissage (RWY), une estimation de la position ( , ) de l’aéronef (AC) par rapport à la piste d’atterrissage (RWY) et une estimation de la vitesse de l’aéronef (AC) par rapport à la piste d’atterrissage (RWY) ; un module de mémorisation (6) configuré pour mémoriser au moins l’écart et le vecteur position déterminés à l’itération courante. Système selon la revendication 11, caractérisé en ce qu’il comprend : un module de diagnostic (7) configuré pour valider ou non le module de mesure d’écart (21) et le module de mesure de vecteur position (31) à partir des informations déterminées par le module de détermination d’informations (5), un module de mesure (21, 31) étant considéré comme étant valide si aucune panne dudit module de mesure (21, 31) n’est détectée, un module de mesure (21, 31) étant considéré comme étant non valide si une panne dudit module de mesure (21, 31) est détectée, le module de mesure inertielle de vecteur vitesse (41) étant considéré comme étant toujours valide ; un module de reconfiguration (9) configuré pour reconfigurer le filtre estimateur (51) pour l’itération suivante pour écarter une mesure réalisée par le ou les modules de mesure (21, 31) considérés comme non valides. Système selon la revendication 12, caractérisé en ce qu’il comprend un module de requalification (8) configuré pour requalifier le ou les modules de mesure (21, 31) dont une panne a été détectée par le module de diagnostic (7) mis en œuvre à une itération précédente. Aéronef, caractérisé en ce qu’il comporte un système d’estimation, tel que celui spécifié selon l’une quelconque des revendications 11 à 13.