FR 2757281 A1 19980619 FR 9715645 A 19971210 La présente invention se rapporte à des dispositifs de détermination d'attitude embarqués à bord d'un d'appareil mobile, destinés à déterminer l'attitude du système de coordonnées de référence de l'appareil par rapport à un repère terrestre de référence, et plus particulièrement, à un procédé de compensation d'une mesure d'attitude d'un tel dispositif, pour une orientation d'installation inconnue par rapport au système de coordonnées de référence de l'appareil. Les dispositifs de détermination d'attitude pour des appareils mobiles, comme des aéronefs, par exemple, mesurent l'attitude de l'appareil en mouvement par rapport à un système de coordonnées de référence externe, connu de façon caractéristique comme étant un repère terrestre. Les dispositifs peuvent être installés en un emplacement dans l'appareil d'une manière telle qu'ils soient mécaniquement alignés avec le système de coordonnées de référence de l'appareil. Le système de coordonnées de référence d'un aéronef classique comprend trois axes orthogonaux qui comprennent un axe longitudinal ou axe X. un axe latéral ou axe Y. et un axe vertical ou axe Z. Le mouvement de l'aéronef est généralement représenté par le roulis qui est une rotation autour de l'axe X, le tangage qui est une rotation autour de l'axe Y et le lacet qui est une rotation autour de l'axe Z. Les positions en tangage, en roulis et en lacet sont mesurées sous la forme de l'angle à l'instant considéré entre le système de coordonnées de référence de l'aéronef et le repère terrestre. De façon classique, les dispositifs de détermination d'attitude d'aéronefs mesurent principalement l'attitude de l'aéronef en tangage et en roulis. Foute imprécision dans l'installation d'un dispositif de détermination d'attitude dans l'appareil, par rapport au système de coordonnées de référence de celui-ci, se traduira par une mesure et une présentation imprécises de l'attitude de l'appareil. soit au pilote, soit à un autre système utilisant les informations d'attitude à des fins d'affichage ou de commande. De façon habituelle, un procédé pour installer ces dispositifs dans un aéronef consistait à mettre tout d'abord à niveau l'aéronef avec précision, puis à installer le dispositif en utilisant des cales ou d'autres appareils mécaniques pour positionner correctement le dispositif par rapport aux trois axes orthogonaux formant le système de coordonnées de l'aéronef. Cette procédure de mise à niveau est adéquate pour des dispositifs montés en des emplacements de l'aéronef distants du cockpit, mais lorsque le dispositif doit être monté en un emplacement du cockpit, comme sur un tableau de bord, par exemple, le calage ou autre moyen mécanique d'ajustement de l'orientation de l'installation du dispositif peut être empêché pour des raisons de restriction de l'angle d'observation, des raisons esthétiques... etc. En conséquence, un autre procédé de compensation sera nécessaire. Actuellement, les unités installées sur un tableau de bord du cockpit d'un aéronef comportent des fentes pour l'alignement suivant l'axe de roulis et un moyen mécanique interne pour prendre en compte les angles de tangage qui ne sont pas nuls. Cependant, cette prise en compte des angles de tangage présuppose une erreur nulle dans les tolérances de fabrication de l'angle du tableau de bord de l'aéronef. En conséquence, le procédé innovant décrit ici assure une mesure extrêmement précise d'un aéronef grâce au dispositif de détermination d'attitude par rapport au repère terrestre de référence. L'orientation statique de l'installation est automatiquement déterminée par le dispositif lui-même, et la mesure d'attitude est compensée avec celle-ci dans un processeur du dispositif. Ainsi, les inconvénients des procédures de mise à niveau et d'alignement mécaniques actuelles sont évités. Conformément à la présente invention, un dispositif de détermination d'attitude, qui est installé à bord d'un appareil mobile suivant une orientation inconnue par rapport au système de coordonnées de référence de l'appareil, détecte son orientation d'installation par rapport à un système de coordonnées d'un repère terrestre lorsque l'appareil est au repos, afin d'obtenir une mesure d'orientation statique. Une attitude de l'appareil mobile est mesurée avec le dispositif de détermination d'attitude et cette mesure est compensée par la mesure de l'orientation statique pour donner des informations d'attitude du système de coordonnées de référence de l'appareil par rapport au système de coordonnées du repère terrestre. Suivant un premier mode de réalisation, l'accélération du dispositif de détermination d'attitude est détectée pour chacun des axes du système de coordonnées de référence de l'appareil mobile pendant qu'il est au repos et mis à niveau, et un tangage d'attitude statique et un roulis d'attitude statique du dispositif sont déterminés à partir de fonctions trigonométriques de rapports des accélérations détectées. En conséquence, à la fois le tangage et le roulis de l'attitude mesurée du dispositif sont compensés par le tangage de l'attitude statique et le roulis de l'attitude statique, respectivement, dans le dispositif de détermination d'attitude afin de produire des informations d'attitude du système de coordonnées de référence de l'appareil par rapport au système de coordonnées du repère terrestre. Dans un autre mode de réalisation, une attitude statique de l'appareil mobile en tangage et en roulis est obtenue alors que l'appareil est au repos et n'est pas mis à niveau. Ensuite, le tangage pour l'attitude statique de l'appareil est utilisé pour déterminer le tangage de l'attitude statique du dispositif et le roulis pour l'attitude statique de l'appareil est utilisé pour déterminer le roulis de l'attitude statique du dispositif, et ces tangage et roulis de l'attitude statique sont utilisés, respectivement, pour compenser le tangage et le roulis de l'attitude mesurés de l'appareil mobile dans le dispositif de détermination d'attitude. La présente invention va maintenant être décrite plus en détail, mais sans aucun caractère limitatif en référence aux dessins annexés sur lesquels: La figure 1 est une illustration d'un aéronef, avec son système de coordonnées de référence, à bord duquel un dispositif de détermination d'attitude peut être installé. La figure 2 est une illustration d'un dispositif de détermination d'attitude comprenant des capteurs d'accélération et de cadence de rotation internes classiques pour trois axes orthogonaux X, Y et Z. La figure 3 est un croquis d'un dispositif de détermination d'attitude monté sur un tableau de bord dans le cockpit d'un aéronef, suivant une orientation inconnue par rapport au système de coordonnées de référence de l'appareil. Les figures 4A et 4B sont des illustrations donnant des exemples de procédés de détermination du tangage et du roulis du dispositif de détermination d'attitude embarqué sur un appareil mobile, utilisant des mesures d'accélération détectées du dispositif conforme à la présente invention. La figure 5 est un schéma fonctionnel simplifié représentant un mode de réalisation approprié d'un dispositif de détermination d'attitude destiné à mettre en oeuvre le procédé conforme à la présente invention. La figure 6 est un schéma fonctionnel simplifié représentant une variante de réalisation d'un dispositif de détermination d'attitude destiné à mettre en oeuvre un autre aspect de la présente invention. La figure 7 est une illustration d'un aéronef dont le système de coordonnées de référence n'est pas à niveau par rapport à un système de coordonnées d'un repère terrestre, permettant des angles de décalage de tangage et de roulis, respectivement, par rapport à une attitude à niveau. Pour le présent mode de réalisation, on utilisera un aéronef, à titre d'exemple, en tant qu'appareil mobile, mais bien entendu, un autre appareil similaire peut être utilisé dans la mesure o l'attitude de l'appareil est désirée et mesurée par rapport à un repère terrestre d'un système de coordonnées de référence, appelé ci-après simplement repère terrestre. Un aéronef, avec son système de coordonnées de référence, est montré sur la figure 1, comprenant un axe longitudinal représenté comme étant l'axe X, un axe latéral représenté comme étant l'axe Y. et un axe vertical représenté comme étant l'axe Z. En conséquence, le roulis de l'aéronef peut être mesuré comme étant la rotation angulaire autour de l'axe X, le tangage de l'aéronef peut être mesuré par la rotation angulaire autour de l'axe Y et le lacet de l'aéronef peut être mesuré par la rotation angulaire autour de l'axe vertical Z. Tous ces angles sont mesurés par rapport au repère terrestre. 1 5 De façon classique, un dispositif de détermination d'attitude d'un aéronef mesure l'attitude en tangage et en roulis. Pour mettre à niveau avec précision l'aéronef 10 de façon à ce que ses axes de coordonnées de référence coïncident avec le repère terrestre, l'attitude de l'aéronef est ajustée de façon à ce que l'accélération az détectée pour l'axe Z soit établie pratiquement égale au vecteur de gravité g, et que les accélérations détectées suivant l'axe X, ax, et suivant l'axe Y, ay, soient établies pratiquement à zéro. Lorsque ces conditions sont détectées et stabilisées, l'aéronef 10 est considéré commne étant à niveau. La figure 2 est une illustration d'un dispositif de détermination d'attitude 20. qui peut comprendre des capteurs d'accélération internes classiques pour les trois axes orthogonaux X, Y et Z et peut également comprendre des capteurs de cadence de rotation classiques pour mesurer les mouvements en rotation Wx, (c)y et (o)z qui sont les mouvements de rotation autour des axes respectifs X, Y et Z. Un exemple d'un tel dispositif est une centrale de référence inertielle fabriquée par Honeywell, Inc., modèle N HG2001AB02. Les capteurs d'accélération internes (non représentés) déterminent le vecteur de gravité ou la verticale locale g. Ensuite, le mouvement de rotation autour des axes respectifs X, Y et Z est détecté par les capteurs de cadence de rotation (également non représentés), dont la sortie est intégrée dans le temps pour conserver une attitude en temps réel de l'appareil. Toute erreur d'intégration accumulée peut être éliminée pendant les périodes statiques par réalignement sur la verticale locale g de la sortie qui a dérivé du dispositif, procédure qui est appelée recalage ou érection. Ces calculs sont exécutés de façon classique par un processeur interne au dispositif, qui échantillonne les sorties des capteurs et exécute les algorithmes initiaux et permanents, afin de produire une solution de l'attitude à utiliser pour un affichage dans l'aéronef ou pour une application de guidage et/ou de commande de l'aéronef Le dispositif de détermination d'attitude 20 peut être un système lié à l'appareil, qui est monté mécaniquement sur le boîtier du dispositif, ou bien un instrument monté à la cardan comportant des éléments qui sont libres de tourner dans un espace inertiel indépendant du boîtier de l'unité. Dans l'un ou l'autre cas, lorsque l'on place le dispositif de détermination d'attitude 20 à bord d'un appareil mobile, comme un aéronef, par exemple, il peut être installé suivant une orientation inconnue par rapport au système de coordonnées de référence de l'appareil qui, dans le présent mode de réalisation, est constitué par les trois axes orthogonaux X, Y et Z. On souhaite que le dispositif soit monté de niveau avec les axes latéral et longitudinal de l'appareil et aligné avec l'axe longitudinal X comme indiqué sur la figure 2, mais ceci peut ne pas toujours être possible en raison d'erreurs dans la mise à niveau ou l'ajustage mécanique de l'orientation et à cause d'erreurs dans les tolérances de fabrication du dispositif et de la structure de l'aéronef o le dispositif est en cours de montage. Ceci est particulièrement évident lorsque le dispositif de détermination d'attitude 20 est monté sur un tableau de bord dans le cockpit de l'aéronef 10, pratiquement comme illustré sur le croquis de la figure 3. En se référant à la figure 3, lorsque le dispositif de détermination d'attitude 20 est installé sur un tableau de bord 30 d'un aéronef, le dispositif peut ne pas être aligné avec la "référence d'assiette" ou ligne de niveau de l'aéronef pour pouvoir calculer des informations d'attitude précises. Ceci est dû au fait que le tableau de bord n'est souvent pas perpendiculaire à la référence d'assiette et qu'il n'est pas possible dans la plupart des cas de compenser exactement mécaniquement le décalage angulaire 40 du tableau de bord par rapport à la verticale ou l'axe Z. Conformément à la présente invention, on décrit ci-dessous un procédé qui assure un calcul précis de l'attitude d'un appareil mobile, comme un aéronef, par exemple, en mesurant l'orientation d'installation du dispositif 20 par rapport aux axes de coordonnées de référence de l'aéronef et en compensant cette orientation mathématiquement dans un processeur du dispositif 20. Dans le présent mode de réalisation, lors de l'installation du dispositif 20 sur le tableau de bord 30 de l'appareil 10, dont les axes de coordonnées de référence ont été remis à niveau pour coïncider avec le repère terrestre, l'orientation d'installation de celui-ci est automatiquement mesurée par le dispositif installé 20 et est mémorisée dans une mémoire non volatile de celui- ci. Par exemple, le tangage, 4c et le roulis, Pc sont mesurés à l'aide des capteurs d'accélération du dispositif 20 et un exemple de cette mesure est donné par les illustrations des figures 4A et 4B. Sur la figure 4A, le tableau de bord 30 et le dispositif monté 20 sont représentés dans le plan des axes Z et Y afin de décrire la mesure de l'angle de roulis Pc du dispositif installé 20. Dans le plan des axes Z et Y, les vecteurs d'accélération ay et az sont ajoutés vectoriellement pour produire le vecteur de gravité g. L'angle de roulis d'installation Pc autour de l'axe X est l'angle entre les vecteurs g et az et peut être déterminé mathématiquement conformément à une fonction trigonométrique du rapport de ay sur az. De façon similaire, la perspective du dispositif 20 installé sur le tableau de bord 30, dans le plan des axes X et Z, est représentée sur la figure 4B. En se référant à la figure 4B, sur cette perspective, les vecteurs d'accélération az et ax s'ajoutent vectoriellement pour donner le vecteur de gravité g, et l'angle de tangage 4c est l'angle entre les vecteurs g et az qui représente une rotation autour de l'axe Y. L'angle de tangage d'installation *c peut être déterminé mathématiquement conformément à une fonction trigonométrique du rapport de ax sur az. Dans le présent mode de réalisation, la fonction trigonométrique utilisée pour déterminer les angles de roulis et de tangage après l'installation, pour l'orientation statique du dispositif 20, est la fonction arc sinus. Un schéma fonctionnel simplifié représentatif d'un mode de réalisation approprié du dispositif de détermination d'attitude est représenté sur la figure 5. En se référant à la figure 5, après que le dispositif a été installé sur le tableau de bord d'un appareil mis à niveau 10, par exemple, et que l'alimentation du dispositif 20 est ensuite activée, un processeur interne 52 du dispositif 20 échantillonne les sorties des capteurs d'accélération représentés dans le bloc 50 pour la totalité des trois axes ax, ay, az. Les angles statiques du dispositif 20 par rapport au repère terrestre sont déterminés par le processeur 52 à partir des mesures d'accélération statique sur la base de la fonction trigonométrique décrite ci-dessus. Les angles d'installation *c et Pc sont lus dans une mémoire non volatile 54 du dispositif 20 et l'attitude de l'appareil 10 par rapport au repère terrestre est déterminée par le processeur 52, par soustraction de ces angles d'installation 4c et Pc des angles statiques du dispositif 20 par rapport au repère terrestre. Ensuite, les angles de l'attitude en tangage et en roulis de l'appareil en mouvement 10 sont calculés de façon classique par le processeur 52, par l'intermédiaire des capteurs de cadence de rotation (ox, ỏy et coz qui sont représentés au niveau du bloc 56 du dispositif 20, et sont reçus par le processeur 52. Dans un dispositif de détermination d'attitude monté à la cardan, les angles de l'axe de révolution, mesurés à l'aide de synchrodétecteurs et d'autres tels dispositifs, par rapport au boîtier, sont corrigés par soustraction des angles d'installation 4c et Pc, pour donner les angles de l'attitude en tangage et en roulis réels de l'aéronef. En résumé, dans le cas o l'appareil est mis à niveau conformément à la description donnée ci-dessus, avant de détecter l'orientation d'installation du dispositif 20, le processeur 52 échantillonne les sorties ax, ay et az des capteurs d'accélération 50. Les angles d'installation statiques qc et Pc sont déterminés par le processeur 52 à partir des mesures de l'accélération statique, basées sur la fonction trigonométrique décrite ci-dessus, et sont mémorisés dans une mémoire non volatile 54 pour être utilisés dans la compensation des mesures d'attitude par rapport au repère terrestre. On peut alors couper l'alimentation du dispositif 20. L'application ultérieure de l'alimentation au dispositif 20 permettra que la mesure de l'attitude de l'aéronef, c'est-à-dire l'orientation des axes de coordonnées de référence de l'aéronef par rapport au repère terrestre, soit correctement déterminée par le processeur 52 en utilisant 4c et Pc à partir de la mémoire 54. Dans certaines applications, le dispositif de détermination d'attitude peut ne pas comprendre de capteurs d'accélération 50, mais comprendre par contre des capteurs de niveau destinés à détecter directement le tangage 4boîtier et le roulis Pboîtier du boîtier installé par rapport au repère terrestre. Un schéma fonctionnel simplifié fournissant un exemple d'une variante de réalisation du dispositif 20 comprenant des capteurs de niveau est montré sur la figure 6, la détection de niveau étant représenté en 58. Des référence numériques identiques sont attribuées aux autres éléments du dispositif 20 afin qu'elles correspondent à celles décrites en liaison avec le mode de réalisation de la figure 5. En service, le processeur reçoit les angles d'orientation d'installation qboîtier et Pboîtier mesurés par les capteurs de niveau en 58 et les mémorise dans la mémoire non volatile 54 sous forme de 4c et Pc auxquels on accédera ultérieurement pour compenser les mesures d'angles de l'attitude, comme décrit en liaison avec le mode de réalisation de la figure 5. Le procédé qui précède permet de compenser l'orientation d'installation du dispositif 20 pour un appareil mis à niveau. Si l'appareil 10 n'est pas dans une attitude mise à niveau comme indiqué sur l'illustration d'exemple de la figure 7, l'attitude irréelle de l'aéronef non mis à niveau peut être mesurée, c'est-à-dire les axes de coordonnées de référence de l'aéronef par rapport au repère terrestre, en permettant au processeur 52 de déterminer les angles de décalage en tangage et en roulis, qe et Pe, respectivement, par rapport à une attitude mise à niveau. Ces décalages des angles de tangage et de roulis par rapport à un état mis à niveau de l'aéronef peuvent être saisis soit manuellement, soit électriquement dans le processeur 52 du dispositif 20 comme indiqué sur les figures 5 et 6. En outre, les angles d'installation statique sont mesurés par le dispositif 20 par rapport aux axes de coordonnées de l'aéronef non mis à niveau. Pour que le processeur 52 du dispositif 20 calcule les angles effectifs de tangage et de roulis d'installation statique, 4c et Pc, du boîtier par rapport à un système de coordonnées de référence mis à niveau de l'appareil 10, il peut soustraire les angles de décalage mesurés de leurs angles d'installation mesurés respectifs. Les mesures de l'orientation statique effective du boîtier par rapport au système de coordonnées de référence de l'appareil peuvent alors être mémorisées dans la mémoire 54, comme indiqué sur les figures 5 et 6, de manière à compenser l'orientation de l'installation du dispositif dans l'appareil 10, comme on l'a décrit ci-dessus. Dans les dispositifs de détermination d'attitude dans lesquels il n'existe pas de mémoire non volatile, l'étape de détection de l'orientation de l'installation du dispositif pour obtenir une mesure de l'orientation statique par rapport au système de coordonnées de référence de l'appareil peut être exécutée à chaque fois que l'alimentation est activée et que l'aéronef est dans un état statique. La mesure d'orientation statique résultante peut être mémorisée dans la mémoire du dispositif pour être utilisée dans la compensation des mesures de l'attitude pour l'appareil en mouvement. REVENDICATIONS 1. Procédé pour compenser l'orientation de l'installation d'un dispositif de détermination d'attitude (20) à bord d'un appareil mobile (10) par rapport à un système de coordonnées de référence (X, Y, Z) de l'appareil (10), afin d'obtenir du dispositif (20) des informations d'attitude concernant l'appareil (10) sur la base du système de coordonnées d'un repère terrestre, ce procédé comprenant les étapes consistant à installer le dispositif de détermination d'attitude (20) à bord de l'appareil (10) suivant une orientation inconnue par rapport au système de coordonnées de référence (X, Y, Z) de l'appareil (10), et à détecter l'orientation de l'installation du dispositif de détermination d'attitude (20) par rapport au système de coordonnées du repère terrestre lorsque l'appareil (10) est au repos, afin d'obtenir une mesure de l'orientation statique du dispositif (20), caractérisé par les étapes consistant à mesurer une attitude de l'appareil (10) avec le dispositif de détermination d'attitude (20), et à compenser la mesure d'attitude de l'appareil par le dispositif (20) avec la mesure de l'orientation statique afin d'obtenir des informations d'attitude du système de coordonnées de référence (X, Y, Z) de l'appareil par rapport au système de coordonnées du repère terrestre. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le système de coordonnées de référence de l'appareil (10) comprend trois axes orthogonaux, un axe vertical ou axe Z, un axe longitudinal ou axe X, et un axe latéral ou axe Y. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'étape de détection comprend la mise à niveau de l'appareil (10) pendant qu'il est au repos de telle sorte que l'axe Z soit aligné avec un vecteur de gravité et qu'aucune accélération substantielle au repos n'existe au niveau des axes X et Y, la détection de l'accélération au niveau du dispositif (20) pour chacun des trois axes a(X), a(Y) et a(Z) pendant que l'appareil (10) est au repos et mis à niveau, et la détermination de la mesure de l'orientation statique dudit dispositif (20) sur la base d'une fonction des trois accélérations détectées des axes a(X), a(Y) et a(Z). 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'étape de détermination comprend la détermination d'un tangage de l'attitude statique du dispositif (20) sous forme d'une fonction trigonométrique d'un rapport des accélérations détectées a(X) et a(Z) et la détermination d'un roulis de l'attitude statique du dispositif (20) sous forme d'une fonction trigonométrique d'un rapport des accélérations détectées a(Y) et a(Z), et en ce que la mesure de l'orientation statique du dispositif (20) comprend le tangage de l'attitude statique et le roulis de l'attitude statique déterminés. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'étape de mesure comprend la mesure d'un tangage de l'attitude et d'un roulis de l'attitude de l'appareil (10) avec le dispositif (20), et l'étape de compensation comprend la compensation du tangage de l'attitude mesuré par le tangage de l'attitude statique et la compensation du roulis de l'attitude mesuré par le roulis de l'attitude statique. 6. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'étape de o0 détection comprend la détection de l'accélération au niveau du dispositif (20) pour chacun des trois axes a(X), a(Y) et a(Z) alors que l'appareil (10) est au repos et non mis à niveau, l'obtention d'une attitude statique de l'appareil (10) pendant qu'il est au repos et non mis à niveau, la détermination de la mesure de l'orientation statique du dispositif (20) sur la base de l'attitude statique de l'appareil et d'une fonction des trois accélérations détectées a(X), a(Y) et a(Z) des axes. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'étape d'obtention comprend l'obtention d'un tangage statique de l'appareil et d'un roulis statique de l'appareil, en ce que l'étape consistant de détermination comprend la détermination d'un tangage de l'attitude statique du dispositif (20) sous forme d'une fonction trigonométrique d'un rapport des accélérations détectées a(X) et a(Z) et du tangage statique de l'appareil, et la détermination d'un roulis de l'attitude statique du dispositif (20) sous forme d'une fonction trigonométrique d'un rapport des accélérations détectées a(Y) et a(Z) et du roulis statique de l'appareil, et en ce que la mesure de l'orientation statique du dispositif (20) comprend le tangage de l'attitude statique et le roulis de l'attitude statique déterminés. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'étape de mesure comprend la mesure d'un tangage de l'attitude et d'un roulis de l'attitude de l'appareil (10) avec le dispositif (20), et en ce que l'étape de compensation comprend la compensation du tangage mesuré de l'attitude par le tangage de l'attitude statique et la compensation du roulis mesuré de l'attitude par le roulis de l'attitude statique. 9. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape de détection comprend la mise à niveau de l'appareil (10) pendant qu'il est au repos, Il et la détection d'un tangage de l'installation et d'un roulis de l'installation du dispositif (20) pendant que l'appareil (10) est au repos et mis à niveau, et en ce que la mesure de l'orientation statique du dispositif (20) comprend le tangage et le roulis détectés de l'installation du dispositif. 1 0. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que l'étape de mesure comprend la mesure d'un tangage de l'attitude et d'un roulis de l'attitude de l'appareil (10) avec le dispositif (20), et l'étape de compensation comprend la compensation du tangage mesuré de l'attitude par le tangage détecté de l'installation et la compensation du roulis mesuré de l'attitude par le roulis détecté de l'installation. 1 1. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape de détection comprend la détection d'un tangage de l'installation et d'un roulis de l'installation du dispositif (20) pendant que l'appareil (10) est au repos et non mis à niveau, l'obtention d'un tangage de l'attitude statique et d'un roulis de l'attitude statique de l'appareil (10) pendant qu'il est au repos et non mis à niveau, et la détermination d'un tangage de l'attitude statique dudit dispositif, sur la base d'une combinaison du tangage de l'attitude statique de l'appareil et du tangage de l'installation, et d'un roulis de l'attitude statique du dispositif sur la base d'une combinaison du roulis de l'attitude statique de l'appareil et du roulis de l'installation, et en ce que la mesure de l'orientation statique du dispositif (20) comprend le tangage déterminé de l'attitude statique du dispositif et le roulis déterminé de l'attitude statique du dispositif. 12. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce que l'étape de mesure comprend la mesure d'un tangage de l'attitude et d'un roulis de l'attitude de l'appareil (10) avec le dispositif (20), et l'étape de compensation comprend la compensation du tangage mesuré de l'attitude par le tangage de l'attitude statique du dispositif et la compensation du roulis mesuré de l'attitude par le roulis de l'attitude statique du dispositif. 13. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que l'appareil mobile (10) est un aéronef, et le dispositif d'attitude (20) est installé sur un tableau de bord (30) de l'aéronef(10). 14. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que le dispositif de détermination d'attitude (20) comprend un instrument de mesure de l'attitude lié à l'aéronef. 15. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que le dispositif de détermination d'attitude (20) comprend un instrument de mesure d'attitude monté à la cardan. 16. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape de détection comprend l'étape consistant à mémoriser la mesure de l'orientation statique dans une mémoire, et en ce que l'étape de compensation comprend l'étape consistant à récupérer la mesure de l'orientation statique dans la mémoire pour un processeur du dispositif (20) et à compenser la mesure de l'attitude de l'appareil par la mesure de l'orientation statique récupérée dans ledit processeur, afin d'obtenir les informations d'attitude du système de coordonnées de référence de l'appareil par rapport au système de coordonnées du repère terrestre. 17. Procédé selon la revendication 16, caractérisé en ce que l'étape de détection comprend la détection de l'orientation de l'installation du dispositif (20) avec des capteurs disposés au niveau du dispositif (20), la réception dans le processeur des données d'orientation détectée desdits capteurs, et le traitement des données reçues dans le processeur afin d'obtenir la mesure de l'orientation statique du dispositif (20). 18. Procédé selon la revendication 17, caractérisé en ce que l'étape de détection comprend la détection de l'orientation de l'installation du dispositif (20) avec des capteurs d'accélération. 19. Procédé selon la revendication 17, caractérisé en ce que l'étape de détection comprend la détection de l'orientation de l'installation du dispositif (20) avec des capteurs d'assiette. 20. Procédé selon la revendication 16, caractérisé en ce que l'étape de compensation comprend l'obtention d'une attitude statique de l'appareil (10) pendant qu'il est au repos et non mis à niveau, l'application de l'attitude statique de l'appareil au processeur du dispositif (20), et la compensation de la mesure de l'attitude de l'appareil par la mesure de l'orientation statique et de l'attitude statique de l'appareil récupérées dans le processeur, afin d'obtenir des informations d'attitude du système de coordonnées de référence de l'appareil par rapport au système de coordonnées du repère terrestre.