FR 2010620 A1 19700220 FR 6919236 A 19690610 69 19236 -1- 2010620 La présente invention concerne, d'une manière générale, les systèmes de navigation aérienne et, en particulier, un calculateur de route décalée. Les systèmes de navigation aérienne classiques, permettant 5 de se diriger vers des points de report à l'aide de radiophares omnidirectionnels ou VOR et d'équipements de mesure de distance ou DME, présentent des erreurs importantes lorsque l'avion est au voisinage de la station émettrice, du fait que l'ordinateur calculant le vol assimile la distance vraie à la station à la distance 10 sol. (La distance vraie est l'hypoténuse du triangle rectangle dont la distance sol et l'altitude sont les deux côtés de l'angle droit). Par exemple, un avion désirant décrire une route qui passe à un mille de la station et qui vole à une altitude relative au-dessus de la station de 1850 mètres passera à la verticale de la station, 15 car à ce moment, l'équipement DME lui indique qu'il se trouve à un mille de la station. Bien que cette erreur soit négligeable à une distance importante de la station, on comprendra que, lorsque de nombreux avions utilisent une même station au sol, près de laquelle ils décrivent des routes décalées, "l'attraction" que la 20 station semble exercer à courte distance sur la trajectoire des avions présente un danger certain. Le fait que les trajectoires s'incurvent en direction de la station est dû. à l'erreur de distance vraie. Le système de navigation aérienne selon la présente inven-25 tion permet de corriger l'erreur de distance vraie, en restituant la trajectoire rectiligne que doit suivre l'avion utilisant le système, au lieu d'une trajectoire curviligne s'approchant de la station. La correction de distance vraie est réalisée selon la présente invention sans faire appel aux informations d'altitude, 30 mais plutôt en calculant la route correcte que doit suivre l'avion au voisinage de la station. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront au cours de la description qui va suivre faite en regard des dessins annexés et donnant à titre explicatif, mais 35 nullement limitatif, des formes de réalisation de l'invention. Sur ces dessins : 69 19236 _2~ 2010620 la figure 1 représente schématiquement un système de navigation de type antérieur ; la figure 2 est une représentation graphique de la position d'un avion suivant une route décalée par rapport à une station 5 émettrice ; la figure 3 est un schéma synoptique du calculateur de navigation de la présente invention permettant de corriger les erreurs de distance vraie ; la figure 4 représente le système de navigation selon la 10 présente invention, dans lequel est inclus le calculateur de distance vraie de la figure 3 ; la figure 5 est une représentation synoptique plus détaillée du calculateur de distance vraie ; la figure 6 illustre graphiquement la correction d'erreur 15 de distance vraie. Les difficultés qu'introduit l'utilisation de la distance vraie sont dues au fait que, lorsqu'un avion vole parallèlement à une ligne rayonnant d'une station VOR ou "radiale" à l'aide de coordonnées rectilignes calculées à partir des coordonnées polaires 20 fournies par une station Yortac, la position de l'avion varie avec la distance à la station, du fait de l'altitude relative. Par exemple, si la route décalée de l'avion passe à un mille de la radiale choisie, au passage au point de la route le plus proche de la station à une altitude relative d'environ 1850 mètres, l'avion passe-25 ra directement à la verticale de la station. En d'autres termes, la distance à la station étant obtenue à partir d'un récepteur qui mesure la distance vraie entre la station au sol et l'avion, pour ' un décalage d'un mille, l'avion volant à un mille au-dessus de la station sera considéré comme sur sa route s'il est à la verticale 30 de la station. Pour corriger l'erreur de distance vraie, il faut introduire une correction de 41,4 (racine de 2) de la distance obtenue à partir du DME. Les systèmes antérieurs de navigation ont tenté de corriger cett^erreur de distance oblique en introduisant l'altitude relati-35 ve par l'.un des deux procédés suivants : 1 - En soustrayant le carré de l'altitude relative du carré de l'hypoténuse (ou distance vraie mesurée par le DME) 69 19236 -3- 2010620 et en extrayant la racine carré du résultat. 2 - En calculant l'angle de la verticale avec l'hypoténuse et en déterminant la base du triangle par résolution trigonométrique. 5 Ces deux procédés sont d'une précision variable à proximité de la station, c'est-à-dire que la précision de calcul de l'angle par rapport à la verticale et la sensibilité d'indication de la route sont des variables qui tendent vers l'infini au passage à la verticale de la station. 10 Ces deux procédés exigent en outre une information d'altitude relative, qui est normalement obtenue à partir de l'altitude-pres-sion, impliquant une correction pour l'altitude de la station au-dessus du niveau de la mer et pour les variations de pression barométrique . 15 la présente invention a, par conséquent, pour objet un sys tème de correction de l'erreur de distance vraie obtenue à partir de signaux radio-électriques reçus. L'invention est basée sur le fait que, lorsqu'un avion décrit une route parallèle à une radiale, il coupe des lignes de position 20 angulaire par rapport aux autres radiales de la station et, lorsqu'il approche du point de plus courte distance de la r.oute à la station, la variation des radiales se fait à une vitesse angulaire maximale. Lorsque l'avion vole sur la route parallèle choisie, la vitesse angulaire des radiales du VOR varie en fonction d'un rap-25 port trigonométrique. Lorsque la route parallèle s'approche de la station, on observe que la vitesse angulaire de défilement de l'avion par rapport à la station augmente en fonction directe de sa distance à la station. Par contre, les variations d'altitude n'affectent pas la vitesse angulaire par rapport à la station. ?0 Un autre paramètre, que l'on peut obtenir à partir de 1'équi pement DME et qui sert à corriger la distance vraie, est la vitesse sol par rapport à la station et la vitesse de l'avion. Lorsque "icr; passe à If. verticale de la station, la vitesse sel indiquée par le DUE est nolle, alors que la vitesse réelle de l'avien reste J5 constante. Le rapport de ces vitesses varie avec l'altitude relative ôc- l'cricn," lorsqu'il s'approche de la station. Dans la présente BAD ORIGINAL 69 19236 2010620 invention, la correction de distance vraie ^effectue sans faire appel à l'altitude relative de l'avion. Les équipements aéronautiques existants provoquent une déviation prononcée de la trajectoire de vol désirée au passage par 5 le travers d'une station radio-électrique (VOR). Tout se passe comme si la station attirait l'avion vers elle. Cette erreur est due au fait que l'on assimile la distance vraie (DV) déterminée par le DME à la distance horizontale ( ) à la station. Généralement, le pilote détermine sa position sur une carte 10 par l'angle d'une radiale et la distance vraie DV. Lorsque la distance est grande devant l'altitude relative (h), cette erreur est faible, car : DV = V (f)2 + h2^ \/ ( P f = P 15 Cependant, lorsque l'avion approche de la station, devient sensiblement de l'ordre de grandeur de h et l'erreur croît dans des proportions importantes. 20 erreur = ( \J f 2 +" h2 *- f ) Chaque point de la route que l'on désire suivre est à une certaine distance horizontale et dans un certain relèvement par rapport à la station. DV remplaçant f , lorsque l'avion s'appro-25 che de la station, le cap doit être modifié pour maintenir l'avion sur sa route. En fait, l'avion quitte sa route prévue et vole légèrement en direction de la station pour réduire DV à la valeur de f* correspondant à la radiale du point de la route désirée. Dans le cas où le point de la route le plus proche de la station (PPS) 30 ou décalage de la route à suivre est égal à l'altitude relative, l'avion dévie de la route désirée au point de passer à la verticale de la station. Sur la figure 2, la route désirée passe à £ milles de la station (distance station PPS). La distance horizontale f3 d'un point 35 quelconque de la route est : />- V *2 + y2 BAD ORIGINAL 69 19236 -5- 2010620 x étant la distance du PPS à l'avion x La trajectoire de vol est en fait à une distance h au-dessus de la route sol. La distance vraie DV d'un point quelconque de la trajectoire de vol est : DV = 10 \/ X2 + Y2 + h2 = \J f 2 + h2 Pour "un point quelconque de la route ou de la trajectoire de vol, l'angle de la radiale ar est lié à Arctg-1 (y/x). Arctg y/x = ar + 180° - route de l'avion = "Y* . Si l'on pouvait décrire la trajectoire désirée, sans être 15 affecté par l'erreur de distance vraie, il serait possible de vérifier certaines propriétés de la trajectoire. Par exemple, la vitesse de variation de la distance vraie DV et de l'angle de radiale serait : 20 d (DV) dt x dx h. dh y dy + + dt dt dt J DV ] -= 25 et d AR dt d dt Arctg y/x dt 30 d Y dt -1 sin2 dx y dt Si l'on suppose que l'altitude relative de l'avion est constante et que le PPS reste fixe par rapport à la station, ^ ^ = 0 et ^ = vitesse de l'avion. (V) 69 19236 -6- 2010620 Equation I Equation Iï d(DV) dt d r dt x(dx) DV(dt) -V s in' y y SR Tg T V 2T; y é ° y>0 pour 180° Il est à noter que les deux paramètres dDV/dt" et d Y*/dt sont indépendants de h (altitude relative). 10 Ces deux relations permettent le calcul des corrections de la trajectoire de vol. Sur la figure 2, un avion 10 vole en direction d'un point de report 12 en se servant des émissions radio-électriques d'une station 11. L'altitude relative de l'avion est h.. Les coordonnées 15 polaires du point de report 12 sont f , qui est la distance à la station 11, et 0 le relèvement du point de report de la station. Le point de la trajectoire le plus proche de la station (PPS) est séparé de cette dernière par une distance £ égale au décalage de la route. X est la distance parcourue sur la route avec le PPS 20 pour origine. % est, comme on l'a vu plus haut, l'angle de radiale + 180° moins l'angle de route. - La figure 1 illustre un calculateur vectoriel analogique du type décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n° 3.414.901. Dans un tel système, un récepteur DME 34 et un récepteur VOR 32 25 indiquent la distance et la route à suivre pour rejoindre un point de report, dont les paramètres sont affichés au moyen d'un bouton ■ de distance 272 et d'un bouton de relèvement 275, comme décrit en détail dans le brevet précité. La figure 1 décrit un système complet de navigation aérienne 30 200, combinant de nombreuses caractéristiques des systèmes décrits plus haut, en un appareil à calculateur central pour la navigation en coordonnées rectangulaires. Dans le système de navigation 200, une prise variable 214 d'un potentiomètre 213 du récepteur DME est reliée à travers un transformateu]7^31 à l'enroulement de stator 35 232 d'un décomposeur d'angle ou résolveur rotatif 233. Le résolve ur 233 comporte de manière classique deux enroulements de rotor en quadrature 234 et 235. Le stator peut comporter un second en 69 19236 -7- 2010620 roulement classique, qui n'est cependant pas utilisé dans le dispositif décrit et n'est pas représenté sur les figures. Comme dans certains des systèmes décrits plus haut, le récepteur VOR 32 du système de navigation 200 entraîne un synchro-5 différentiel 61 incorporé dans l'indicateur omni-directionnel du récepteur. Le différentiel 61 est relié électriquement à trois enroulements de stator 236, 237 et 238 d'un transformateur classique de commande 239. L'une des bornes de l'enroulement de rotor 241 du transformateur 239 est reliée à la masse du système. L'autre borne 10 de l'enroulement 241 est reliée par une résistance en série 242 à un condensateur 243, et une autre résistance en série 244 à un servo-amplificateur 245. Un condensateur 246 est connecté en parallèle avec l'enroulement 241. La sortie du servo-amplificateur 245 est. reliée à l'une des 15 bornes d'un premier enroulement de champ 247 d'un servo-moteur 248, dont l'autre borne est reliée à la masse du système. Le moteur 248 est un servo-moteur biphasé classique comportant un autre enroulement de stator 249 en quadrature et un rotor 251 couplé inductive-ment aux deux enroulements de champ 247 et 249. L'enroulement en 20 quadrature 249 du moteur 248 est relié à une source 252 de courant alternatif, qui peut être un secteur à 26 volts, 400 h'ertz, disponible dans la plupart des avions. Le rotor 251 du servo-moteur est relié mécaniquement au rotor du résolveur 233, constitué par les enroulements 234 et 235, dont il détermine la position angulaire 25 par rapport à l'enroulement de stator 232, comme on le verra plus en détail dans ce qui suit. Le rotor 251 du servo-moteur 248 est également accouplé au retor 253 d'une génératrice tachymétrique 254. La génératrice 254 est une génératrice classique à courant alternatif, constituée par 30 deux enroulements de stator 255 et 256, montés en quadrature autour d'un rotor 253 auquel ils sont couplés inductivement. L'enroulement 255 constitue l'enroulement d'entrée de la génératrice tachymétrique, qui est reliée à la source alternative 252 et à un circuit d'alarme 257 décrit plus en détail ci-après. L'enroulement 256 du 35 stator constitue l'enroulement de sortie de la génératrice. L'enroulement de sortie 256 a l'une de ses bornes reliée à la masse du système et son autre borne est reliée à travers un con- 69 19236 *8" 2010620 ' densateur 258 et une résistance 25.9 en série au point commun .261 de la résistance 242 et du condensateur 243 incorporé dans le circuit d'entrée du servo-amplificateur 245. Ce circuit constitue une contre-réaction de la génératrice tachymétrique 254 vers l'entrée 5 du servo-amplificateur 245. L'enroulement 256 est, de préférence, shunté par un circuit RC comprenant un condensateur 262 et une résistance 263 pour le réglage de la phase de l'amplitude de la sortie de la génératrice. Le système de navigation 200 comprend, en outre, un résolveur 10 de point de report 264, qui est essentiellement identique au résolveur de données entrantes 233. Le résolveur 264 comprend un enroulement de stator 265 et deux enroulements de rotor 266 et 267 en quadrature l'un par rapport à l'autre. Là encore, le résolveur 264 peut être un appareil commercial courant, comportant un second en-15 roulement de stator qui n'est pas utilisé et n'est pas représenté sur les dessins. L'enroulement de stator 265 du résolveur 264 est relié à travers un transformateur 268 au curseur 269 d'un potentiomètre 271. Le curseur 269 est réglable manuellement par l'intermédiaire 20 du bouton 272 d'affichage de distance représenté sur la figure. Ce bouton, ou tout autre moyen de réglage, est étalonné pour ajuster le potentiomètre 271, en fonction de la distance radiale de la station au point de report choisi. Les potentiomètres 213 et 271 sont reliés par l'intermédiaire d'un potentiomètre de réglage fin 25 273 à un commutateur de facteur d'échelle 274. Le commutateur 274 est constitué par plusieurs prises de sortie de la source alternative 252 permettant de modifier l'amplitude des tensions alternatives appliquées aux potentiomètres 213 et 271 en vue d'obtenir différents réglages d'échelle du système de navigation 200. 30 Un dispositif permet en outre de régler manuellement la po sition angulaire du rotor du résolveur 264, par rapport à son stator . Sur la figure 1, ce dispositif est représenté sous une forme simplifiée, par un bouton d'affichage de relèvement 275 lié mécaniquement au rotor du résolveur. En ce qui concerne les boutons 272 35 et 275, il va de soi que des servo-mécanismes appropriés ou toute autre transmission indirecte peuvent remplacer, si on le désire, ces commandes manuelles simples. 69 19236 -9- 2010620 Les enroulements de rotor 234 et 235 du résolveur 233 et les enroulements de rotor 266 et 267 du résolveur 264 sont interconnectés à l'entrée d'un résolveur de route 277'. L'une des bornes de 1'enroulement de rotor 267 du résolveur 264 est reliée à la 5 masse du système, alors que l'autre est reliée à l'une des extré-- mités de l'enroulement 234 dont l'autre extrémité est reliée à un . premier enroulement de stator 278 du résolveur 277. Le circuit est refermé à la masse du système par l'autre extrémité de l'enroulement 278. L'enroulement de rotor 266 du résolveur 264 est relié 10 par un circuit similaire en série avec l'enroulement 235 du résolveur 233 et un second enroulement de stator 279 en quadrature du résolveur de route 277. Le rotor du résolveur de route 277, de même que les rotors des deux résolveurs décrits plus haut, est constitué par deux en-15 roulements en quadrature 281 et 282. L'enroulement 281 a l'une de ses bornes reliée à la masse du système et son autre borne est reliée à un amplificateur 283, lui-même relié à un circuit détecteur 284. De même, l'enroulement 282 a l'une de ses bornes reliée à la masse du système et son autre borne est reliée, par un amplifica-20 teur 285, à un circuit détecteur 286. Les deux circuits détecteurs 284 et 286 fournissent les signaux de courant individuels d'un indicateur combiné de déviation linéaire 52A. L'indicateur 52A du système 200 fonctionne en coordonnées rectangulaires, les mouvements verticaux d'une ligne horizontale 25 de distance 53A étant commandés par un dispositif approprié ou "moteur", symboliquement représenté sur la figure 1 par une résistance 291. Cette représentation est due au fait que les dispositifs de ce type ont généralement des caractéristiques d'impédance sensiblement résistives. Le moteur 291 est relié au détecteur 30 286 par un circuit limiteur 292, comprenant deux diodes 293 et 294, couplées en mode anti-parallèle aux bornes du détecteur. Le circuit 292 comprend en outre une résistance série 295 et un condensateur shunt 296. On voit donc que le circuit 292 est essentiellement un circuit intégrateur RC servant également à limiter l'amplitude du 35 signal qui est intégré et appliqué au moteur 291. Le dispositif ou "moteur" qui commande la position de la ligne verticale 54A de l'indicateur linéaire de décalage est repré 69 19236 ",0" 2010620 senté à la figure 1 par la résistance 297. Le'faoteur" 297 est relié électriquement au circuit détecteur 284 par un circuit li-mitateur de vitesse de réponse 298, généralement semblable au circuit 292. 5 Le circuit 298 se compose de deux diodes 299 et 301 cou plées en montage anti-parallèle entre les bornes de sortie du détecteur 284, ainsi que d'une résistance série 302 et d'un condensateur shunt 303, constituant un circuit intégrateur RC. Le circuit 298 comprend en outre un second condensateur 304, sensiblement plus 10 important que le condensateur 303. Le condensateur 304 peut être, à volonté, mis en parallèle ou déconnecté du condensateur 303 par 1'actionnement d'un interrupteur 305. Pour un revenir au résolveur de route 277, on voit que le rotor de ce dernier, constitué par les enroulements 281 et 282, est 15 accouplé mécaniquement au rotor 311 d'un servo-moteur 312. Le rotor 311 entraîne également le rotor 313 d'un transformateur de commande 314. Le rotor 313 du transformateur de commande 314 est connecté à l'enroulement de commande 315 du servo-moteur 312 par l'intermédiaire d'un amplificateur 316, pour fermer une boucle asservie de 20 recherche de zéro. L'enroulement d'entrée en quadrature 317 du servo-moteur 312 est relié à la source alternative 252. Le primaire du transformateur de commande 314 est constitué par trois enroulements 321, 322 et 323 connectés en étoile autour d'un point commun. Les enroulements 321, 322 et 323 sont respecti-25 vement reliés aux enroulements secondaires 324, 325 et 326 d'un synchro-transmetteur 328. Les enroulements 324 à 326" sont inter-• connectés électriquement pour compléter le circuit de synchronisation. Le primaire 327 du synchro-transmetteur 328 est relié électriquement à la source alternative 252. L'enroulement 327 du rotor 30 du synchro-transmetteur est accouplé mécaniquement à un dispositif d'affichage de route, représenté sous la forme d'un bouton 329. Le bouton d'affichage ou tout autre moyen de réglage 329 est également relié mécaniquement à l'indicateur de coordonnées rectangulaires 52A pour l'affichage de la route qui apparaît dans une fenêtre 58A 35 de l'instrument. Le bouton d'affichage 329 est généralement monté sur l'instrument 52A à la disposition du pilote. 69 19236 -11- 2010620 Pour décrire le fonctionnement du système de navigation 200, il est préférable de commencer par le récepteur VOR. 32. Le récep-r teur VOR 32 est relié mécaniquement au synchro-différentièl 61, qui peut faire partie de l'indicateur omni-directionnel de l'avion. 5 Le récepteur VOR est relié au secondaire du synchro-différentiel, dont le primaire est accouplé à un transmetteur fixe, non représenté. Les signaux de sortie du différentiel 61, représentatifs des signaux de relèvement reçus par le récepteur VOR 32, sont appliqués aux enroulements d'entrée 236 à 238 du transformateur de 1O commande 239. A chaque fois que le rotor du transformateur de commande 239 n'est pas exactement aligné avec ses enroulements primaires, par exemple en cas de modification de l'angle de relèvement, un signal» d'erreur est induit dans l'enroulement 241 et appliqué à l'enroule-15 ment de commande 247 du servo-moteur 248, à travers un circuit de couplage comprenant la résistance 242, le condensateur 243, la résistance 244 et l'amplificateur 245. La rotation résultante du rotor 251 du servo-moteur repositionne les enroulements 234 et 235 du rotor du résolveur 233. L'orientation angulaire du rotor du ré-20 solveur 233 est ainsi constamment maintenue dans une position représentative du relèvement de l'appareil par la station VOR. La liaison mécanique du rotor 251 du servo-moteur au rotor 253 de la génératrice tachymétrique provoque l'apparition d'un signal de sortie, lorsque le servo-moteur tourne. Le signal de 25 la génératrice 254 est réinjecté dans l'amplificateur 245 par un circuit de contre-réaction comprenant le condensateur 258 et la résistance 259. Le circuit de contre-réaction'limite la vitesse de réponse du servo-moteur et amortit efficacement les variations de position angulaire détectées par le résolveur 233. Le circuit 30 de contre-réaction de la génératrice tachymétrique réduit donc l'effet de perturbations brèves et de forte amplitude des signaux VOR reçus, un peu à la manière d'un filtre passe-bas, améliorant la stabilité et la précision des informations dérivées de ces signaux et finalement représentés par le positionnement angulaire 35 du résolveur 233. Il est à noter que la liaison mécanique du rotor 251 du moteur au rotor 241 du transformateur de commande constitue un circuit asservi de recherche du zéro, du même type que décrit 69 19236 "12" 2010620 précédemment, dans lequel le mouvement rotatif du servo-moteur est interrompu dès que le rotor du transformateur est repositionné dans l'alignement correspondant à la nouvelle amplitude du signal qui est appliqué à son primaire. 5 Outre les informations de relèvement fournies par le résol veur 233 par le positionnement angulaire du rotor 251 du servomoteur 248, il est nécessaire d'appliquer des informations de distance au résolveur. Ceci s'effectue en reliant le récepteur DME 34 au potentiomètre 213. Ainsi, l'amplitude des signaux d'en-10 trée appliqués à l'enroulement de stator 232 du résolveur 233 est rendue proportionnelle à l'éloignement de l'avion de la station de radio-navigation. On peut alors montrer que le signal de sortie de l'un des enroulements 234 et 235 est de la forme R' sin , R' re- • présentant la distance de l'avion à la station, obtenue à l'aide 15 du récepteur DME 34, et ©' représentant l'angle de relèvement magnétique de la station obtenu à partir di^écepteur YOR 32. Le résolveur 233 constitue donc un calculateur analogique en coordonnées polaires. Le résolveur de point de report 264 fonctionne de la môme ma-20 nière que le résolveur 233, mais sur la base de la distance de la station de navigation, à un point de report prédéterminé et de .son relèvement par rapport au nord magnétique. Le pilote affiche donc un point de report donné vers lequel il désire voler, ledit point étant à distance de réception d'une station Vortac sur laquelle 25 sont accordés les récepteurs 32 et 34. Le dispositif d'affichage de distance 272 est réglé à la distance R'' séparant la station du point de report choisi. Un signal d'amplitude proportionnelle à cette distance est donc appliqué à l'enroulement d'entrée 265 du résolveur 264. Le relèvement du point de report choisi (angle G'1) 30 est•introduit dans le résolveur par le dispositif d'affichage de gisement 275, qui fait tourner les secondaires 266, 267 du résolveur jusqu'à une orientation représentative de ce relèvement. Les amplitudes et les relations de phase des signaux induits dans les enroulements 266 et 267 sont, par conséquent, représentatifs des 35 coordonnées rectangulaires du point de report, par rapport à la station de navigation. On peut dire que le résolveur 264 fonctionne en calculateur dç coordonnées polaires pour l'emplacement du 69 19236 -13- 2010620 point de report. t'es signaux de coordonnées est-ouest des résolveurs 233 et 264 sont soustraits les uns des autres dans un circuit électrique approprié pour engendrer un signal représentatif du décalage de 5 l'avion sur l'axe de coordonnées correspondant de la'trajectoire directe menant au point de report. De même, les signaux de coordonnées nord-sud des deux résolveurs peuvent être soustraits pour engendrer un signal de déviation représentatif de la différence entre les informations de relèvement du point de report et des infor-10 mations réelles de relèvement dans cette direction. Cette information est cependant donnée en coordonnées arbitraires nord-sud et est-ouest, de sorte qu'une visualisation présente des difficultés importantes en ce qui concerne le facteur d'échelle de l'indicateur 52A. 15 Dans le système de navigation 200, deux ensembles de signaux de coordonnées développés dans l'enroulement 234 du résolveur d'informations reçues et dans l'enroulement 267 du résolveur de point de report sont effectivement soustraits l'un de l'autre, du fait de leur connexion en série, de sorte que le signal appliqué à 20 l'enroulement de sortie 278 du résolveur de route 277 est un signal différentiel représentant la déviation le long de .l'un des* axes de coordonnées. De même, les signaux combinés des enroulements 235 et 266 apparaissent aux bornes de l'enroulement d'entrée 279 du résolveur de route pour y représenter un signal différentiel lié à 25 l'autre axe de coordonnées. Il faut cependant une nouvelle résolution de ces signaux avant de les appliquer à l'indicateur 52A. Il est ainsi particulièrement souhaitable que le dispositif de visualisation 52 soit orienté en ce qui concerne les informations fournies au pilote, dans le sens de la route ou trajectoire 30 effectivement suivie par l'avion. Cette orientation est, de plus, souhaitable pour permettre une dilatation du facteur d'échelle de l'indicateur de déviation de la route. Pour ceci, le rotor 281, 282 du résolveur de route 277 est orienté par le pilote dans une position représentative du relèvement actuel de l'avion, vue du 35 point de report. Le pilote agit sur le dispositif d'affichage 329 pour orienter le rotor 327 du synchro-transmetteur 328 dans une position représentative du relèvement désiré. Les informations an 69 19236 -14- 2010620 gulaires nécessaires sont retransmises au transformateur de commande 314, qui entraîne le servo-moteur 311 jusqu'à ce que ce dernier ré-oriente le rotor 313 du transformateur en position de zéro, le déplacement angulaire du rotor 311 repositionne effecti-5 vement le rotor 281, 282 du résolveur de route dans la position voulue, représentative de l'orientation de la trajectoire de vol. La fonction de rotation des coordonnées assurée par le résolveur de route 277 sera mieux comprise en considérant un avion qui vole sur une route déterminée vers un point de report. Les in-10 formations initiales relatives à la position de l'avion sont développées dans le résolveur 233 sur la base des coordonnées est-ouest et nord-sud X1 et Y1. Le résolveur de route 277 effectue une rotation du système de coordonnées, de manière que les informations soient en définitive présentées à l'indicateur que regarde le pi- c 15 lote, en coordonnées transformées par rotation X2 et Y2. On voit donc que le résolveur de route a une fonction double : il effectue la somme des informations de relèvement du point de report fournies par le résolveur 264 et des informations de position actuelle fournies par le résolveur 233, et simultanément fait tourner les infor-20 mations obtenues à partir de ces deux résolveurs pour convertir les signaux de sortie en un système de coordonnées orientées le long de la projection de la trajectoire de l'avion. Le signal développé dans l'enroulement 281 du résolveur de route 277 est directement représentatif de la déviation linéaire 25 de l'avion vers la gauche ou vers la droite de la route choisie aboutissant au point de report ou à la destination vers laquelle se déplace l'avion. Ce signal, après amplification dans le circuit 283 et détection dans le circuit 284, est appliqué au dispositif ou "moteur" 297 de l'indicateur gauche-droite 54A de l'instrument 30 52A. Le signal, appliqué au "moteur" 297, est un signal continu, dont l'amplitude représente le mouvement à effectuer et dont la polarité représente la direction de ce mouvement. La vitesse de réponse du moteur 297 et, par voie de conséquence, la vitesse de déplacement de l'indicateur 54A, est limitée 35 à un maximum prédéterminé dans le circuit 298. Les deux diodes 299 et 301 fixent la limite maximale de l'amplitude du signal ; dans le cas de diodes au silicium, cette limite s'établit aux environs 69 19236 -15- 2010620 de 0,6 volt, alors que pour des diodes au germanium, cette limite est de l'ordre de 0,3 volt. Pour tout signal d'entrée égal ou dépassant cette limite d'amplitude, le signal fourni au moteur 297 est l'intégrale par rapport au temps du signal reçu intégré à une 5 vitesse fonction de la capacité des condensateurs 303 ©t 304 et de l'impédance de la résistance 302. Pour le vol normal sur trajectoire, l'interrupteur 305 est fermé, c'est-à-dire que le condensateur 304 est inclus dans le circuit intégrateur. Le circuit limiteur 298 doit être réalisé ou réglé pour 10 être adapté à la plage normale de vitesse de croisière de l'avion sur lequel ,il est monté. Ceci peut être obtenu par une sélection de la valeur de la résistance 302 et des condensateurs 304 et 304, pour assurer une vitesse d'intégration, et par conséquent, une vitesse de réponse, correspondant à la vitesse maximale de l'avion. 15 II est par ailleurs possible d'utiliser un ensemble standard pour tous les avions, dans lequel la résistance 302 et/ou le condensateur 304 peuvent être réglables, permettant de fixer les paramètres du circuit limiteur aux valeurs compatibles avec la manoeuvre de l'avion. 20 II est évident que le limiteur 298 sert à établir la vitesse maximale de réponse de l'indicateur de déviation gauche-droite 54A, de l'instrument 52A, Le signal d'information étant converti en mouvement g&e l'indicateur 54A, qui sont essentiellement linéaires, quelle que soit la position angulaire de l'avion par rapport à la 25 station de navigation, les mouvements de l'indicateur 54A sont toujours donnés en vitesse sol de l'avion, c'est-à-dire en noeuds. Ainsi, en établissant une vitesse maximale fixe de réponse pour l'indicateur 54A, on fixe automatiquement la vitesse de réponse de l'instrument, en fonction des conditions réelles de navigation 30 de l'avion, tant que la limite maximale est liée de manière appropriée à la vitesse de l'avion. Le système de commande de l'indicateur de distance 53A de l'instrument 52A est essentiellement similaire à celui de l'indicateur de déviation gauche-droite 54A. Le signal continu résul-35 tant est appliqué à travers le limiteur 292 au moteur 291 de l'instrument. Là encore, les deux diodes 293 et 294 fixent un maximum du signal appliqué à l'indicateur. Ce signal est en outre 69 19236 -16- 2010620 intégré par rapport au temps, pour les niveaux dépassant le maximum dans le circuit intégrateur RG 295-296. En choisissant convenablement la capacité 296 et la résistance 295 par rapport aux caractéristiques de tension des diodes 293 et 294, il est possible 5 de déterminer une vitesse maximale de réponse des mouvements de l'indicateur de distance 53A directement correlé aux caractéristiques de navigation de l'avion. Il est à noter que l'indicateur 52A fournit une représentation inversée, par rapport à celle du dispositif d'affichage gra-10 phique 52. L'intersection des indicateurs 53A et 54A représente donc la position du point de report vers lequel se dirige l'avion. Le symbole central 55A représente, lui, la position de l'avion. Ce symbole peut être mobile et relié au compas pour tourner et indiquer le cap de l'avion. 15 Dans le système de navigation 200, il est intéressant de no ter que le "filtrage" des informations de relèvement du récepteur VOR s'effectue en deux points du circuit. Le filtrage initial se produit dans la boucle d'asservissement constituée par le transformateur de commande 239, le servo-moteur 248 et la génératrice 20 tachymétrique 254. Ce filtrage "avant codage" des phénomènes transitoires relativement brefs et d'amplitude importante, que l'on -rencontre fréquemment en sortie du VOR 32, est particulièrement souhaitable pour améliorer la stabilité des informations de relèvement appliquées au résolveur 233. Le.filtrage "avant codage" 25 des informations de relèvement s'effectue cependant sans référence au décalage de la station de navigation et sans référence spécifique à la gamme de vitesses de l'avion, ce qui ne permet pas de tirer le meilleur parti des avantages de la présente invention. En variante,'pour obtenir un filtrage proportionnel à la distance, 30 il est possible de relier la sortie du récepteur DME 34 à la génératrice tachymétrique 254 au lieu du curseur 214. 19236 -17' 2010620 La seconde opération de filtrage dans les limiteurs 292 et 298 est directement correlée à la gamme de vitesses de l'avion et à la distance de sa position actuelle à la station de navigation. En théorie, les limitations de vitesse de réponse imposées 5 par les circuits de commande 292 et 298 sont suffisantes pour améliorer la stabilité et la précision des informations de relèvement. En pratique, dans le système illustré, le fait que le filtrage s'effectue partiellement avant le codage dans un résolveur 233 et partiellement après tend à fournir des résultats plus sta-10 bles et plus précis. Pendant que l'avion vole sur la route choisie en direction du point de report, le condensateur 304 reste en circuit dans le limiteur 298. Au premier point de report d'un vol, le pilote doit modifier l'affichage sur le système 200 pour y introduire un nou-15 veau point de report et il doit généralement accorder le système sur une station Vortac différente. Le retard de réponse de l'indicateur gauche-droite 54A dCL à la présence du condensateur 304 dans le circuit est trop important pour permettre au pilote un réglage commode. Le condensateur 304 en circuit impose une durée 20 de réglage du système de l'ordre de 10 à 20 secondes alors que cette valeur doit être réduite à moins de 5 secondes pour permettre au pilote d'afficher les nouvelles valeurs dans un temps raisonnablement court. Ceci est obtenu par l'interrupteur 305 qui permet de déconnecter le condensateur 304 et donc d'accroî-25 tre sensiblement la vitesse de réponse de l'indicateur de coordonnées rectangulaires>ét plus précisément de la ligne 54A lors du réglage du système sur un nouveau point de report ou une nouvelle route. L'interrupteur 305 doit également être ouvert pour accroître la vitesse de réponse lorsque l'avion manoeuvre dans une zone 30 terminale dans laquelle une réponse rapide de l'instrument est nécessaire pour une approche d'atterrissage. L'indicateur de coordonnées rectangulaires 52A, commandé dans le système 200, se compose de deux indicateurs distincts indiquant tous deux des déviations de la route choisie à partir 35 du signal initial de relèvement obtenu dans le récepteur VOR 32 et du signal de distance obtenu dans le récepteur DME 34. Ainsi, 69 19236 -18- 2010620 l'indicateur 53A est généralement commandé en plus grande partie par le signal de relèvement ainsi que par le signal de distance car le calculateur du système 200 utilise ces deux signaux pour résoudre la position relative de l'avion en coordonnées rectan- 5 gulaires et pour présenter ces dernières par rapport à la route prédéterminée affichée sur le résolveur 277. La correction et la compensation des variations erratiques des deux signaux de navi-donc gation est/importante pour les lignes 53A et 54A de l'indicateur 52A et ceci est la fonction des deux dispositifs de commande 10 292 et 298 qui limitent la vitesse maximale de réponse de l'indicateur du système. Le facteur déterminant entrant dans le choix de la vitesse maximale de réponse de l'indicateur est la vitesse maximale de croisière de l'avion. La vitesse de réponse de l'instrument ou 15 de tout autre dispositif indicateur n'est cependant pas nécessairement choisie pour s'adapter exactement à la vitesse maximale de l'avion. Par exemple, si la largeur'd'échelle de l'instrument 52A est fixée à quatre milles, au moyen du dispositif de facteur d'échelle 274 et que la vitesse maximale de l'avion est de quatre 20 milles à la minute (240 noeuds) la vitesse de réponse de l'indicateur 54A ne doit pas être limitée à une valeur correspondant à la traversée complète de l'échelle de l'instrument en une minute. Au lieu de cela, on choisit une vitesse maximale correspondant à une vitesse de croisière plus importante de l'avion pour per-25 mettre un fonctionnement correct du système de navigation lorsque l'avion vole avec une vitesse raisonnable de vent.arrière. Pour les avions à grande vitesse volant dans la stratosphère, tels que les avions à réaction dont la vitesse dépasse 500 noeuds et qui peuvent voler dans un "jet stream", il y a lieu de limiter la 30 vitesse de réponse de l'indicateur en fonction de la vitesse maximale de l'avion augmentée d'environ 150 noeuds pour permettre à l'indicateur de fonctionner lorsque l'avion vole en vent arrière dans un "jet stream". Pour les avions à vitesse plus réduite volant plus bas, la marge de sécurité ajoutée à la vitesse 35 maximale de l'avion pour la détermination de la vitesse de réponse de l'instrument peut être plus réduite. Le système 200 comporte un circuit d'alarme 257 qui es4; 69 19236 _19_ 2010620 relié à l'enroulement d'entrée 255 de la génératrice tachymétrique 254. Le circuit 257 est également relié à l'enroulement 241 du rotor du transformateur de commande 239 à travers un amplificateur 331. Des connexions électriques relient en outre les récepteurs 5 ME 34 et VOR 32 au circuit d'alarme 257. La figure 3 représente sous forme synoptique, le système de correction de l'erreur de distance vraie selon la présente invention et comprend un calculateur de vecteur analogique 14 semblable à celui de la figure 1 comprenant un axe d'entrée 272 de para-10 mètre , un axe d'entrée 275 de paramètre G et un bouton d'affichage d'angle de route 329. Un calculateur 16 de distance vraie de la route reçoit un signal d'entrée décalé sur une ligne 17 le reliant au calculateur de vecteur 14 auquel il fournit sur une ligne 18 un signal de 15 distance vraie et sur une ligne 19 un signal d'angle de radiale. Le récepteur DME 34 est relié à l'entrée du calculateur 16 par une ligne 42 et à l'entrée d'un différenciateur 22 lui-même relié à l'entrée du calculateur 16 par une ligne 50. Le récepteur VOR 32 est relié à l'entrée du calculateur 16 20 par une ligne 31 et également à l'entrée d'un différenciateur 24 lui-même relié à l'entrée du calculateur 16 par une ligne 60. Le calculateur de vecteur analogique 14 applique' par une ligne 26 un signal de distance restante à un instrument de mesuïe 27 qui commande le déplacement de l'indicateur 53A verticalement 25 sur l'instrument 52A, par rapport à un symbole d'avion 55A. Le calculateur de distance vraie 16 applique un signal de déviation de la route par une ligne 28 à un instrument de mesure 29 qui commande l'indicateur 54A indiquant la position de l'avion par rapport à la route. 30 La figure 4 est une représentation plus détaillée du calcula teur de vecteur analogique 14 relié au calculateur de distance vraie 16. Le calculateur de vecteur analogique illustré à la figure 1 a été modifié sur les figures 3 et 4 pour le relier au calculateur de distance vraie 16 afin d'éliminer l'erreur de dis-35 tance vraie. L'arbre de sortie du récepteur VOR 32 n'est plus accouplé au différentiel 61 et il applique par une ligne 31 un signal élec- 69 19236 -20- 2010620 trique d'entrée au calculateur de distance vraie 16. Le différenciateur 24 reçoit également un signal électrique d'entrée du récepteur VOR 32 et fournit par la ligne 60 un signal d'entrée au calculateur 16. Le calculateur de distance vraie applique par 5 une ligne 19 un signal électrique à un convertisseur 36 qui le convertit en position angulaire de son arbre 37 qui positionne le différentiel 61. Le système comprend en plus un résolveur secondaire de point de report 401 et un résolveur secondaire de route 402 qui appliquent un signal à l'amplificateur 285 en rem-10 placement du signal qui lui était appliqué sur la figure 1 par l'enroulement 282. La sortie du détecteur 286 alimente à travers le circuit limiteur 292 et la ligne 17 l'entrée du calculateur de distance vraie 16. Une sortie appliquée à la ligne 28 actionne le moteur 291 qui commande la ligne 541 de l'indicateur 52A. 15 Le récepteur DME 34 n'est plus relié au curseur 214 mais à une ligne 42 conduisant à l'entrée du calculateur de distance vraie 16. Une sortie du récepteur DME est également appliquée au différenciateur 22 dont la sortie est reliée au calculateur 16. Une sortie du calculateur 16 est appliquée par une ligne 18 20 à un servo-système 46 dont l'arbre de sortie 47 positionne le curseur 214. Le calculateur de distance vraie est représenté en détail à la figure 5. Il reçoit par la ligne 17 un signal du calculateur de vecteur analogique 14, par la ligne 42 un signal du récepteur 25 DME 34, par la ligne 50 un signal du différenciateur 22, par la ligne 39 un signal de vitesse anémométrique 70, par la ligne 31 un signal du récepteur VOR 32 et enfin par la ligne 60 un signal du différenciateur 24. Le calculateur de distance vraie applique par une ligne de sortie 19 un signal au convertisseur' 36 qui 30 positionne le différentiel 61 accouplé à son arbre 37, et par une seconde ligne de sortie 28 un signal de déviation de route au moteur 29 de l'indicateur 52A. Comme on l'a vu précédemment, l'angle de radiale et le signal de déviation corrects sont calculés à partir des équations I et II. 35 L'ensemble 71 sur la figure 5 est destiné à résoudre l'équa tion II pour obtenir la vitesse de variation de l'angle de radiale 69 19236 -21- 2010620 L'ensemble 72 du même système est destiné à calculer la vitesse de variation de la distance vraie. Un additionneur 100 reçoit en entrée de la ligne 60 un signal représentatif de la vitesse de variation de l'angle de radiale et 5 fournit une sortie à un intégrateur 101. Un second additionneur 102 reçoit la sortie de l'intégrateur 101 et une entrée appliquée sur la ligne 31 par le récepteur VOR 32.Le signal de sortie de l'additionneur 102 est proportionnel à l'angle de radiale. Un générateur de fonction sinus au carré 103 reçoit un signal de 10 l'additionneur 102 et le convertit en une sortie proportionnelle au carré du sinus de l'angle de radiale. Un'inverseur 104 reçoit un signal d'entrée du transducteur de vitesse aéro-dynamique 70 par la ligne 39 et le convertit en une tension négative quelconque constituant un signal proportion-15 nel à la vitesse négative. Un amplificateur 107 recevant le signal de déviation de la ligne 17 produit une sortie qui est l'inverse de son signal d'entrée. Un multiplicateur 108 reçoit les signaux de l'inverseur 104 et du générateur d'inverse 107 et les multiplie l'un par l'au-20 tre. Un multiplicateur 109 reçoit la'sortie du multiplicateur 108 et une entrée venant du générateur de sinus au carré 103 et les multiplie l'un par l'autre pour produire un signal'proportionnel à la vitesse de variation de l'angle de radiale. Ce signal est appliqué par une ligne 111 à l'entrée de l'additionneur 100. La 25 sortie de l'additionneur 102 qui est proportionnelle à l'angle de radial^korrigé est appliquée à la ligne 19. Le signal de déviation est calculé dans l'ensemble 72.Cet ensemble comprend un additionneur 112 qui reçoit par la ligne 50 la dérivée par rapport au temps du signal de distance vraie ve-30 nant du différenciateur 22 et applique une sortie à un intégrateur 113. Un additionneur 114 reçoit la sortie de l'intégrateur 113 et un signal de distance vraie formé par le récepteur DME 34 sur la ligne 42. Un générateur de fonction tangente 116 reçoit la sortie de 35 l'additionneur 102 qui est proportionnelle à l'angle de radiale et fournit un signal proportionnel à la tangente de cet angle. Un multiplicateur 117 reçoit la sortie du générateur de tangente 116 69 19236 -22- 2010620 et la sortie de 1'additionneur 114 qu'il combine en un signal de sortie proportionnel à la distance vraie multipliée par la tangente de l'angle de radiale. Un générateur d'inverse 118 reçoit la sortie du multiplicateur 117 et la transforme en une valeur 5 égale à un sur la distance vraie multipliée par la tangente de l'angle de radiale. Un multiplicateur 119 combine la sortie du générateur d'inverse 118 avec la vitesse aéro-dynamique 70 fournie par la ligne 39 et la sortie du détecteur 86 appliquée sur la ligne 17. le multiplicateur 119 multiplie ces trois signaux 10 d'entrée pour produire une sortie égale à la dérivée par rapport au temps de la distance vraie. Cette sortie est appliquée par une ligne 121 à l'additionneur 112. La ligne 28 conduit la sortie de l'intégrateur 113 qui est le signal de déviation de route à 1'indicateur 54A de 1'instrument 52A. 15 Le calculateur de distabce vraie 16 illustré à la figure 5 permet ainsi de corriger la distance vraie. Les divers amplificateurs opérationnels et générateurs de fonction sont bien connus des spécialistes et par exemple décrits pages 19-2 à 19-21 d'un ouvrage intitulé "Wavefoims" par Chance et ses collaborateurs, 20 M.I.T. Radiation Lab Sériés Vol. 19, chapitre 2, publié par McG-raw Hill Book Co. Cet article illustre de nombreux générateurs de fonc- 2 tion utilisables pour le calculateur 16. La fonction sin peut être obtenue en calculant deux fois une fonction sinus et en multipliant les résultats l'un par l'autre. La fonction tan-25 gente peut être obtenue à partir d'une fonction sinus divisée par une fonction cosinus. Il est également possible d'utiliser des calculateurs résolvant les fonctions par les séries. Un ordinateur numéri-. que a,par exemple, été utilisé pour simuler les conditions réel-30 les d'un vol. La figure 6 montre graphiquement comment les équations différentielles I et II permettent de corriger effectivement l'erreur de distance vraie "E". La référence 11 représente une station au sol que l'avion peut utiliser comme moyen de navi-35 gation. Du fait de l'altitude de l'avion au-dessus de la station, la distance vraie "DV" calculée par un système de navigation 69 19236 -23- 2010620 classique n'employant pas la présente invention positionne l'avion en un point de la trajectoire suivie sans correction ou P1. Le point P2 de la figure est le point de la trajectoire suivie avec correction en utilisant le dispositif selon la présente invention. 5 L'erreur de distance vraie E est la différence horizontale entre les points P1 et P2. Il va de soi que la présente invention n'a été décrite et représentée qu'à titre explicatif,mais nullement limitatif, et qu'elle est susceptible de recevoir diverses variantes sans 10 sortir de son cadre. 69 19236 ■=24°" 2010620 HETEHIlKkTIOHS 1. Système de navigation aérienne permettant de suivre des routes décalées par rapport à un émetteur radio-électrique corrigeant les erreurs de distance vraie sans information d'altitu-5 de, caractérisé en ce qu'il comprend un calculateur de route décalée équipé d'un dispositif pour l'affichage des coordonnées d'un point de report et d'un angle de route à suivre, un calcula-teur de distance vraie de la trajectoire à la station recevant un signal de décalage du calculateur de route décalée et fourais-10 sant un signal de distance vraie corrigée et un signal d'angle de radiale corrigé au calculateur de route décalée, un dispositif d'affichage recevant un signal de déviation par rapport à la route choisie du calculateur de distance vraie et un signal de distance à parcourir du calculateur de route décalée, un récep-15 teur de mesure de distance fournissant un signal d'entrée au calculateur de distance vraie, un récepteur VOR fournissant un signal d'entrée au calculateur de route décalée et un transducteur de vitesse aéro-dynamique fournissant un signal d'entrée au calculateur de distance vraie. 20 2. Système de navigation aérienne selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend un premier différenciateur recevant un signal d'entrée du récepteur de mesure de distance et fournissant une sortie au calculateur de distance vraie, un second différenciateur recevant la sortie du récepteur VOR et fournis-25 sant une entrée au calculateur de distance vraie. 3. Système de navigation aérienne selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif d'affichage comprend un instrument muni de deux indices visuels. 4. Système de navigation aérienne selon la revendication 3, 30 caractérisé en ce que les deux indices visuels sont des aiguilles croisées dont l'une est entraînée par les signaux de déviation de la route fournis par le calculateur de distance vraie et dont l'autre est entraînée par le signal de distance restant à parcourir du calculateur de route décalée. 35 5. Système de navigation aérienne selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'instrument comprend un symbole représentant la position de l'avion par rapport aux aiguilles. 69 19236 -25- 2010620 6. Système de navigation aérienne selon la revendication 2, caractérisé en ce que le calculateur de distance vraie comprend un calculateur d'angle de radiale constitué par un premier additionneur recevant une entrée du second différenciateur, un in- 5 tégrateur recevant la sortie dudit premier additionneur, un second additionneur recevant la sortie du récepteur VOR et celle de l'intégrateur, un calculateur de vitesse de variation de l'angle de radiale recevant la sortie du second additionneur et fournissant le signal d'entrée du premier additionneur, le calculateur 10 de vitesse de variation de l'angle de radiale recevant des signaux d'entrée du calculateur de route décalée et du transducteur de vitesse, sa sortie vers le premier additionneur étant proportionnelle à la vitesse de variation de l'angle de radial obtenu par résolution de l'équation d T - V . 2 v 15 dt = y Sln T V étant la vitesse de l'avion, y le décalage et X l'angle de radiale moins l'angle de route plus 180 degrés. 7. Système de navigation selon la revendication 2, caractérisé en ce que le calculateur de distance vraie comprend un calcula- 20 teur de déviation et de distance constitué par un troisième additionneur qui reçoit une entrée du premier différenciateur, un second intégrateur qui reçoit la sortie du troisième additionneur, un quatrième additionneur qui reçoit la sortie du second intégrateur et la sortie du récepteur de mesure de distance, un cal-25 culateur de vitesse de variation de la distance vraie recevant la sortie du quatrième additionneur et des entrées du transducteur de vitesse, du calculateur de route décalée et du calculateur d'angle de radiale, de manière à fournir au troisième additionneur une entrée proportionnelle à la vitesse de .-sariation de la distan-30 ce vraie obtenue par résolution de l'équation d(DV) _ y V dt ~ DV Tgy DV étant la distance vraie. 69 19236 -26- 2010620 8. Système de navigation "aérienne selon la revendication 7, caractérisé en ce que le dispositif d'affichage comprend un instrument indicateur à deux indices visuels. 9. Système de navigation aérienne selon la revendication 8, 5 caractérisé en ce que ledit instrument comporte deux aiguilles croisées dont l'une est commandée par le signal de distance restant à parcourir issu du calculateur de route décalée et dont l'autre est commandée par le signal de déviation par rapport à la route issu du calculateur de déviation et de distance. 10 10. Système de navigation aérienne permettant de suivre des routes décalées par rapport à un émetteur radio-électrique corrigeant les erreurs de distance vraie sans faire appel à des informations d'altitude, caractérisé en ce qu'il comprend un calculateur de route décalée, équipé d'un dispositif d'affichage 15 des coordonnées du point de report et de la route à suivre, un calculateur de distance vraie de la trajectoire de vol à la station recevant un signal de décalage dudit calculateur de route décalée et fournissant un signal de distance vraie corrigé et un signal d'angle de radiale corrigé audit calculateur de route 20 décalée, un dispositif d'affichage recevant un signal de déviation du calculateur de distance vraie et un signal de distance à parcourir du calculateur de route décalée, un récepteur de mesure de distance fournissant des informations d'entrée au calculateur de distance vraie, un récepteur VOR fournissant une autre entrée 25 du calculateur de distance vraie, un transducteur de vitesse fournissant une troisième entrée du calculateur de distance vraie, un premier différenciateur recevant une entrée du récepteur de mesure de distance et fournissant une quatrième entrée du calculateur de distance vraie, un second différenciateur recevant 30 une entrée du récepteur VOR et fournissant une cinquième entrée du calculateur de distance vraie, ce dernier comprenant un dispositif de production d'un signal de déviation de route constitué par un premier additionneur qui reçoit la sortie du premier différenciateur, un intégrateur qui reçoit la sortie du premier 35 additionneur, un second additionneur qui reçoit la sortie de l'intégrateur et la sortie du récepteur de mesure de distance, un générateur de fonction tangente recevant une entrée proportion 69 19236 -27- 2010620 nelle à l'angle de radiale par rapport à la station émettrice, un premier multiplicateur recevant les sorties du générateur de fonction tangente et du second additionneur,, un générateur d'inverse recevant la sortie du premier multiplicateur, un second 5 multiplicateur recevant les sorties du générateur d'inverse, du transducteur de vitesse et du calculateur de route décalée pour fournir une entrée au premier additionneur et ledit intégrateur produisant un signal de déviation par rapport à la route. 11. Système de navigation aérienne permettant de suivre 10 des routes décalées par rapport à un émetteur radio-électrique et corrigeant les erreurs de distance vraie sans utiliser d'information d'altitude, caractérisé en ce qu'il comprend un calculateur de route décalée équipé d'un dispositif d'affichage des coordonnées d'un point de report et de l'angle de route à suivre, 15 un calculateur de distance vraie de la trajectoire de vol à la station recevant un signal de décalage dudit calculateur de route décalée et fournissant un signal de distance vraie corrigé et un signal d'angle de radiale corrigé au calculateur de route décalée, un dispositif d'affichage recevant un signal de 20 déviation de route du calculateur de distance vraie et un signal de distance restant à parcourir du calculateur de route décalée, un récepteur de mesure de distance fournissant une entrée audit calculateur de distance vraie, un récepteur VOR fournissant une seconde entrée au calculateur de distance vraie, un premier 25 différenciateur relié à la sortie du récepteur de mesure de distance, un second différenciateur relié à la sortie du récepteur VOR, un transducteur de vitesse fournissant une troisième entrée au calculateur de distance vraie, ce dernier comprenant un dispositif de production d'un angle de radiale corrigé constitué 30 par un premier additionneur qui reçoit une entrée du second différenciateur, un intégrateur qui reçoit la sortie du premier additionneur, un second additionneur qui reçoit les sorties de l'intégrateur et du récepteur VOR, un générateur de fonction sinus au carré qui reçoit la sortie du premier additionneur, un 35 inverseur inversant le signal du transducteur de vitesse, un générateur d'inverse relié à la sortie du calculateur de route 69 19236 -28- 2010620 décalée et fournissant un signal inverse du signal d'entrée, un multiplicateur recevant les sorties de l'inverseur et du générateur d'inverse, un second multiplicateur recevant les sorties du premier multiplicateur et du générateur de fonction sinus au carré 5 dont la sortie est appliquée au premier additionneur, le second additionneur fournissant une sortie proportionnelle à l'angle de ra d iale recherché.