FR 2884021 A1 20061006 FR 0503271 A 20050404 L'invention concerne un procédé et un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef lors d'une phase d'approche, en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage. Selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que l'on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes successives suivante: a) on détermine un premier écart angulaire qui correspond à un écart angulaire dans un plan horizontal entre d'une part une droite passant par la position actuelle de l'aéronef et par un point d'origine d'un premier axe d'approche (ou d'aide à l'approche) et d'autre part ledit premier axe d'approche qui dépend de la piste d'atterrissage; b) on détermine un second écart angulaire qui correspond à un écart angulaire dans un plan vertical entre d'une part une droite passant par la position actuelle de l'aéronef et par un point d'origine d'un second axe d'approche (ou d'aide à l'approche) et d'autre part ledit second axe d'approche qui dépend également de la piste d'atterrissage; c) on détermine, à l'aide desdits premier et second écarts angulaires, un premier point dépendant du cap de l'aéronef; d) on présente sur un écran de visualisation d'un dispositif de visualisation tête haute de l'aéronef, en superposition de l'environnement vu à l'avant de l'aéronef, une première droite passant par ce premier point et par un second point qui illustre l'orientation au sol du premier axe d'approche, vue de l'aéronef, et qui est placé sur une ligne d'horizon munie d'une échelle de cap, relativement au cap de l'aéronef, ladite première droite représentant de manière conforme le tracé sur le sol dudit pre- mier axe d'approche; 2884021 2 e) on présente sur l'écran de visualisation un premier point d'assistance, tel que ladite première droite passe par ce premier point d'assistance lorsque l'aéronef est aligné sur ledit premier axe d'approche; f) on présente sur l'écran de visualisation une seconde droite, parallèle à la ligne d'horizon et passant par ledit premier point, cette seconde droite représentant de manière conforme le tracé sur le sol de l'aboutissement (au sol) dudit second axe d'approche; g) on présente sur l'écran de visualisation un second point d'assistance placé sous la ligne d'horizon et représentant la pente dudit second axe 1 o d'approche, vue de l'aéronef. L'aéronef se situe sur ledit second axe d'approche, lorsque ladite seconde droite passe par ledit second point d'assistance; et h) on présente sur l'écran de visualisation une piste synthétique définie autour dudit premier point, cette piste synthétique représentant de ma- nière conforme le tracé au sol des bords de la piste d'atterrissage où aboutissent lesdits axes d'approche. Ainsi, grâce à l'invention, on présente au pilote sur un écran de visualisation d'un dispositif tête haute, de type HUD ("Head Up Display" en anglais) : une première ligne qui est montrée en superposition du tracé sur le sol dudit premier axe d'approche précisé ci-dessous, qui dépend de la piste d'atterrissage et qui illustre de préférence l'axe central de ladite piste d'atterrissage. A cette première ligne est associé un premier point d'assistance qui est tel que ladite première ligne passe par ce premier point d'assistance lorsque l'aéronef est aligné sur ledit premier axe d'approche; une seconde ligne qui est montrée en superposition du tracé sur le sol de l'aboutissement (au sol) dudit second axe d'approche. A cette seconde ligne est associé un second point d'assistance qui est tel que la- dite seconde ligne passe par ce second point d'assistance lorsque l'aéronef est aligné sur ledit second axe d'approche; et - une piste synthétique qui est montrée en superposition de la piste d'atterrissage. Par conséquent, en regardant à l'extérieur de l'aéronef à travers ledit écran de visualisation, le pilote sait où il se trouve par rapport auxdits premier et second axes d'approche et à ladite piste d'atterrissage. Cette information l'aide donc lors de l'approche de la piste d'atterrissage, en vue d'un atterrissage de l'aéronef. 1 o De façon avantageuse, à l'étape c), on calcule une valeur de déviation latérale et une valeur de site, à l'aide respectivement desdits premier et second écarts angulaires, et on détermine ledit premier point à l'aide desdites valeurs de déviation latérale et de site, ledit premier point étant défini par rapport au cap dudit aéronef présenté sur ladite ligne d'ho- rizon munie de l'échelle de cap, et ceci horizontalement selon ladite valeur de déviation latérale et verticalement selon ladite valeur de site. Avantageusement, on calcule ladite valeur de déviation latérale DEVL, à l'aide de l'expression suivante: DEVL = Al + LOCDEV dans laquelle: Al représente un écart angulaire connu dans un plan horizontal entre le cap de l'aéronef et l'orientation dudit premier axe d'approche; et - LOCDEV représente ledit premier écart angulaire. En outre, de façon avantageuse, on calcule ladite valeur de site Vsite, à l'aide de l'expression suivante: Vsite = A2 + GSDEV dans laquelle: A2 représente un écart angulaire connu dans un plan vertical entre ledit second axe d'approche et l'horizontale; et GSDEV représente ledit second écart angulaire. Dans un premier mode de réalisation préféré, lesdits premier et second axes d'approche correspondent respectivement à un faisceau d'alignement latéral et un faisceau d'alignement de descente qui sont émis par un système usuel d'approche de précision, et aux étapes a) et b) on me-sure de façon usuelle respectivement lesdits premier et second écarts angulaires, à partir de l'aéronef. Un tel système d'approche de précision représente, de façon usuelle, un système de radionavigation émettant des signaux à partir du sol. On sait que de nombreux aéroports sont équipés d'un tel système de radionavigation au sol, qui émet des signaux permettant de réaliser un atterrissage de précision aux instruments de type "ILS" ("Instrument Landing System" en anglais) ou équivalent d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, équipé de récepteurs appropriés, comme précisé ci-dessous. Un tel système de radionavigation apporte une assistance importante et efficace à l'atterrissage (par un guidage latéral et un guidage ver-tical) , en particulier par mauvaise visibilité (brouillard, .. .) ou en absence de visibilité. Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, lesdits premier et second axes d'approche correspondent respectivement à un faisceau d'alignement latéral et un faisceau d'alignement de descente qui sont déterminés par un système usuel d'aide à une approche de non précision. Dans le cadre de la présente invention, on entend par "approche de non précision" (en anglais "non precision approach") une approche qui n'est pas une approche de précision aux instruments de type "ILS" ("Instrument Landing System" en anglais) précitée. Une approche de non précision existe lorsque des informations utilisées lors d'une approche de préci- 2884021 5 sion ne sont pas disponibles, tout au moins en partie, de sorte qu'une approche de précision usuelle ne peut pas être mise en oeuvre. Pour mettre en oeuvre une approche de non précision, il est nécessaire de déterminer une trajectoire virtuelle (définie au moins à l'aide de deux axes d'appro- che), correspondant au trajet théorique que doit suivre l'aéronef pendant cette approche. Le guidage de l'aéronef consiste alors à essayer d'annuler les éventuels écarts entre la position effective de l'aéronef et la position qu'il aurait s'il était sur cette trajectoire virtuelle. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré de la présente in- 0 vention, on recale ladite échelle de cap, en la décalant latéralement de manière à aligner ledit second point sur une route suivie par l'aéronef lors de la phase d'approche finale. Un tel recalage permet d'assurer la conformité de l'affichage mis en oeuvre par la présente invention et a pour but de corriger la déclinaison magnétique du cap magnétique provenant de centrales inertielles de l'aéronef. On sait que les centrales inertielles mesurent un cap géographique (cap vrai) et utilisent une table de déclinaison magnétique pour fournir le cap magnétique qui est utilisé dans la présente invention. Cette table de déclinaison magnétique étant peu fréquemment mise à jour, il peut exister un écart significatif entre la déclinaison de la table et la déclinaison réelle aux lieu et jour de la mise en oeuvre de l'invention, en approche sur un terrain donné. Un tel écart se traduit par un décalage pouvant aller jusqu'à quelques degrés entre l'échelle de cap présentée sur l'écran de visualisation et les caps réels. En corrigeant cette erreur de déclinaison magnéti- que, on arrive donc à recaler l'échelle de cap latéralement par rapport à la piste réelle. Pour ce faire, selon l'invention, on tient compte du fait que, lors de l'approche, l'avion est guidé à l'aide dudit premier axe d'approche qui est associé à la piste d'atterrissage. La route moyenne de l'aéronef suit donc 2884021 6 l'orientation de ce premier axe d'approche. La correction consiste alors à recaler l'échelle de cap présentée sur l'écran de visualisation du dispositif de visualisation tête haute, en la décalant latéralement de façon à aligner ledit second point précité sur la route (moyenne) suivie par l'aéronef au cours de la phase d'approche, comme indiqué ci-dessus. Dans un premier mode de réalisation, on réalise ledit recalage en permanence, en tenant compte d'une route courante déterminée pour des conditions de vol prédéterminées. Dans un deuxième mode de réalisation, on estime une seule fois une erreur due à une déclinaison magnétique, et on réalise ensuite le recalage en permanence en tenant compte de l'erreur ainsi estimée. Dans un troisième mode de réalisation, on réalise le recalage en permanence, en tenant compte d'une route calculée à l'aide de l'expression suivante: Rc = arctg [(JGS(t).sin R(t).dt I / JtoGS(t).cos R(t).dt] dans laquelle: arctg représente l'inverse de la tangente; GS(t) est une vitesse sol courante de l'aéronef; R(t) est une route courante de l'aéronef; et tO et t1 sont deux instants particuliers où l'aéronef croise un faisceau d'alignement latéral. La présente invention concerne également un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, lors d'une phase d'approche d'une piste d'atterrissage en vue d'un atterrissage. Selon l'invention ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte: un premier moyen pour déterminer un premier écart angulaire qui correspond à un écart angulaire dans un plan horizontal entre d'une part une droite passant par la position actuelle de l'aéronef et par un point d'origine d'un premier axe d'approche et d'autre part ledit premier axe d'approche qui dépend de la piste d'atterrissage; un deuxième moyen pour déterminer un second écart angulaire qui correspond à un écart angulaire dans un plan vertical entre d'une part une droite passant par la position actuelle de l'aéronef et par un point d'origine d'un second axe d'approche et d'autre part ledit second axe d'approche qui dépend également de la piste d'atterrissage; une unité centrale pour déterminer, à l'aide desdits premier et second écarts angulaires, un premier point dépendant du cap de l'aéronef; et un dispositif de visualisation tête haute pour présenter sur un écran de visualisation, en superposition de l'environnement vu à l'avant de l'aéronef: É une première droite passant par ce premier point et par un second point qui illustre l'orientation au sol dudit premier axe d'approche, vue de l'aéronef, et qui est placé sur une ligne d'horizon munie d'une échelle de cap, relativement au cap de l'aéronef, ladite première droite représentant de manière conforme le tracé sur le sol dudit premier axe d'approche; un premier point d'assistance, tel que ladite première droite passe par ce premier point d'assistance lorsque l'aéronef est aligné sur le-dit premier axe d'approche; une seconde droite, parallèle à la ligne d'horizon et passant par ledit premier point, cette seconde droite représentant de manière conforme le tracé sur le sol de l'aboutissement (au sol) dudit second axe d'approche; É un second point d'assistance placé sous la ligne d'horizon et représentant la pente dudit second axe d'approche, vue de l'aéronef; et une piste synthétique définie autour dudit premier point, cette piste synthétique représentant de manière conforme le tracé au sol des bords de la piste d'atterrissage où aboutissent lesdits axes d'approche. Dans un premier mode de réalisation, lesdits premier et deuxième moyens font partie d'au moins un détecteur d'un système d'approche de précision. Dans un second mode de réalisation, lesdits premier et deuxième moyens font partie d'un système d'aide à une approche de non précision. En outre, dans un mode de réalisation préféré, le dispositif conforme à l'invention comporte, de plus, un troisième moyen pour recaler ladite échelle de cap, en la décalant latéralement de manière à aligner ledit second point sur une route suivie par l'aéronef lors de la phase d'approche. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif d'aide conforme à l'invention. Les figures 2 à 4 sont des illustrations permettant d'expliquer le mode de détermination d'une ligne conforme présentée. Les figures 5 et 6 représentent schématiquement un écran de visualisation montrant des informations présentées conformément à l'invention, respectivement pour une approche de précision de type "ILS" (ou équivalent) et pour une approche de non précision. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à aider un pilote d'un aéronef A, en particulier d'un avion de transport, à piloter ledit aéronef A lors d'une phase d'approche, en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage (non représentée). Selon l'invention, ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l'aéronef A comporte: un moyen 2A, 2B pour déterminer un écart angulaire LOCDEV qui correspond à un écart angulaire dans un plan horizontal entre d'une part une droite 4 passant par la position actuelle B1 de l'aéronef A et par un point PA d'origine d'un axe d'approche 3 et d'autre part ledit axe d'approche 3 précisé ci-dessous et lié à la piste d'atterrissage, comme illustré sur la figure 2; un moyen 5A, 5B pour déterminer un écart angulaire GSDEV qui correspond à un écart angulaire dans un plan vertical entre d'une part une droite 20 passant par la position actuelle B2 de l'aéronef A et par un point PB d'origine au sol d'un axe d'approche 6 et d'autre part ledit axe d'approche 6 précisé ci-dessous et lié à la piste d'atterrissage, comme représenté sur la figure 3; une unité centrale 7 qui est reliée par l'intermédiaire de liaisons 8 et 9 respectivement audit moyen 2A, 2B et audit moyen 5A, 5B et qui est destinée à déterminer de la manière indiquée ci-après, à l'aide desdits écarts angulaires LOCDEV et GSDEV, un point P1 qui dépend du cap (illustré par une ligne 17 sur la figure 2) de l'aéronef A; et un dispositif de visualisation 10 tête haute, de type HUD ("Head Up Display" en anglais), qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 11 à ladite unité centrale 7 et qui affiche des indications déterminées par la-dite unité centrale 7. Ledit dispositif de visualisation 10 présente sur un écran de visualisation 12, en superposition de l'environnement vu à l'avant de l'aéronef A, comme représenté sur la figure 4: une droite 13 passant par ce point P1, ainsi que par un point P2: É qui est mis en évidence par un symbole 24; qui illustre l'orientation au sol dudit axe d'approche 3 (ou ligne 18), vue de l'aéronef A; et qui est placé sur une ligne d'horizon 14 (qui est munie d'une échelle de cap 15) relativement au cap 16 de l'aéronef A. Ladite droite 13 représente de manière conforme le tracé sur le sol dudit axe d'approche 3; un premier point d'assistance précisé ci-dessous, tel que ladite droite 13 passe par ce premier point d'assistance, lorsque l'aéronef A est aligné sur ledit axe d'approche 3; une droite 21, parallèle à la ligne d'horizon 14 et passant par le point P1, cette droite 21 représentant de manière conforme le tracé sur le sol de l'aboutissement au sol dudit axe d'approche 6; un second point d'assistance précisé ci-dessous, placé sous la ligne d'horizon 14 et représentant la pente de l'axe d'approche 6, vue de l'aéronef A. La droite 21 passe par ce second point d'assistance, lors-que l'aéronef A est aligné sur ledit axe d'approche 6; et une piste synthétique 22 définie autour dudit point P1, cette piste synthétique 22 représentant de manière conforme le tracé au sol des bords de la piste d'atterrissage où aboutissent lesdits axes d'approche 3et6. Par conséquent, le pilote, en regardant l'extérieur de l'aéronef A à travers ledit écran de visualisation 12, sait où il se trouve par rapport à ces axes d'approche 3 et 6 et également par rapport à la piste d'atterrissage. Cette information apporte donc au pilote une aide simple et efficace lors de l'approche de ladite piste d'atterrissage. Selon l'invention, ladite unité centrale 7 calcule une valeur de déviation latérale DEVL (définie entre les lignes 17 et 4, comme montré sur la figure 2) à partir dudit écart angulaire LOCDEV, et une valeur de site Vsite (définie entre une ligne horizontale 19 et la droite 20, comme montré sur la figure 3) à partir dudit écart angulaire GSDEV. Puis, elle détermine ledit point P1 à l'aide de ladite valeur de déviation latérale DEVL et de ladite valeur de site Vsite. Ce point P1 est défini par rapport au cap 16 dudit aéronef A qui est présenté sur la ligne d'horizon 14 munie de l'échelle de cap 15, et ceci horizontalement selon ladite valeur de déviation latérale DEVL et verticalement selon ladite valeur de site Vsite, comme représenté sur la figure 4. Pour ce faire, l'unité centrale 7 calcule ladite valeur de déviation latérale DEVL, à l'aide de l'expression suivante: DEVL = Al + LOCDEV dans laquelle Al représente un écart angulaire prédéterminé dans un plan horizontal entre le cap de l'aéronef A illustré par la ligne 17 (figure 2) et l'orientation dudit axe d'approche 3, illustrée par la ligne 18. En outre, ladite unité centrale 7 calcule ladite valeur de site Vsite, à l'aide de l'expression suivante: Vsite = A2 + GSDEV dans laquelle A2 représente un écart angulaire prédéterminé dans un plan vertical entre ledit axe d'approche 6 et le sol S supposé horizontal (figure 3). Dans un mode de réalisation particulier, l'unité centrale 7 détermine ledit premier point d'assistance et le dispositif de visualisation 10 présente ce premier point d'assistance sur ledit écran de visualisation 12 sous forme d'un signe caractéristique 25. Ledit point d'assistance est tel que ladite ligne 13 passe par ledit signe caractéristique 25 sur ledit écran de visualisation 12, lorsque l'aéronef A est aligné sur ledit axe d'approche 3. Pour ce faire, ledit premier point d'assistance est tracé sur une droite 27 perpendiculaire à la ligne d'horizon 14, passant par le point P2. La position de ladite ligne 13 par rapport audit signe caractéristique 25 (illustrant donc ledit premier point d'assistance) permet ainsi d'indiquer au pi- 2884021 12 lote de quel côté (droite ou gauche) se trouve, le cas échéant, l'aéronef A par rapport audit axe d'approche 3. On prévoit de plus ledit second point d'assistance (illustré par au moins un signe caractéristique 23), qui est positionné sous la ligne d'hori- zon 14, sur l'échelle de pente, à une valeur de pente A2 correspondant à l'écart angulaire précité dans le plan vertical entre ledit axe d'approche 6 et l'horizontale S. Ce second point d'assistance est tel que ladite ligne 21 passe par ledit signe caractéristique 23 sur ledit écran de visualisation 12 lorsque l'aéronef A est aligné sur ledit axe d'approche 6. La position de ladite ligne 21 par rapport audit signe caractéristique 23 (illustrant donc ledit point d'assistance) permet ainsi d'indiquer au pilote de quel côté (au-dessus ou en dessous) se trouve, le cas échéant, l'aéronef A par rapport audit axe d'approche 6. De plus, ladite piste synthétique 22 est tracée en perspective au-tour du point P1, à partir de valeurs connues de longueur de piste, largeur de piste, orientation de la piste (QFU) et altitude de la piste. Dans un premier mode de réalisation préféré, lesdits axes d'approche 3 et 6 correspondent respectivement à un faisceau d'alignement latéral et un faisceau d'alignement de descente qui sont émis par un système usuel d'approche de précision. Aussi, lesdits moyens 2A, 5A font partie dudit système d'approche de précision et sont destinés à mesurer, de façon usuelle, respectivement lesdits écarts angulaires LOCDEV et GSDEV, à partir de l'aéronef A. Un tel système d'approche de précision correspond généralement à un système de radionavigation au sol, qui émet des signaux permettant de réaliser un atterrissage de précision aux instruments, de type "ILS" ("Instrument Landing System" en anglais) ou équivalent, de tout aéronef A qui est équipé de récepteurs 2A, 5A appropriés. La figure 5 illustre un affichage mis en oeuvre conformément à l'invention pour un tel premier mode de réalisation (relatif à une approche de précision). Dans ce cas, le dispositif de visualisation 10 peut présenter les li- gnes 13 et 21 en même temps que des indications d'affichage usuelles, en particulier: un vecteur vitesse (symbole rond avec une dérive et des ailes) ; un directeur de vol (rond à gauche du vecteur vitesse) ; une radio altitude ("590") ; une pente totale (chevrons situés à gauche et à droite de la radio altitude) ; des échelles de déviation latérales (en bas) et verticale (à gauche de l'altitude) ; une fréquence "ILS" et une distance "DME" usuelles (en bas à gau- che) ; une référence barométrique d'altitude (en bas à droite) ; un indicateur annonçant les modes du pilote automatique; le vent ("007/0") ; et une échelle de roulis, ainsi que des informations de dérapage associées (trapèze sous le triangle). Dans ce premier mode de réalisation, les lignes 13 et 21, qui illustrent les représentations conformes précitées, pour une approche de précision, sont présentées en trait continu sur l'écran de visualisation 12. Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, lesdits axes d'approche 3 et 6 correspondent respectivement à un faisceau d'alignement latéral et un faisceau d'alignement de descente qui sont déterminés par un système usuel d'aide à une approche de non précision (comprenant lesdits moyens 2B, 5B). Dans le cadre de la présente invention, on entend par "approche de non précision" (en anglais "non precision approach") une approche qui n'est pas une approche de précision aux instruments, telle que par exemple une approche de type "ILS" ("Instrument Landing System" en anglais) précitée. Une approche de non précision existe donc lorsque les informations précitées (utilisées lors d'une approche de précision) ne sont pas disponibles, tout au moins en partie, de sorte qu'une approche de précision usuelle ne peut pas être mise en oeuvre. Pour mettre en oeuvre une approche de non précision, il est nécessaire de déterminer une trajectoire virtuelle (définie à l'aide au moins des deux axes d'approche 3 et 6), correspondant au trajet théorique que doit suivre l'aéronef A pendant cette approche. Le guidage de l'aéronef A consiste alors à essayer d'annuler les éventuels écarts entre la position effective B1, B2 de l'aéronef A et la position qu'il aurait s'il était sur cette trajectoire virtuelle. L'affichage relatif à ce second mode de réalisation est illustré sur la figure 6. Cette figure 6 est semblable à la figure 5: simplement la ligne 13 et la ligne 21 sont présentées en traits interrompus pour bien mettre en évidence qu'elles correspondent à une approche de non précision. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 conforme à l'invention comporte de plus un moyen de recalage 26 pour recaler ladite échelle de cap 15, en la décalant latéralement de manière à aligner ledit point P2 (symbole 24) sur une route suivie par l'aéronef A lors de la phase d'approche. Un tel recalage permet d'assurer la conformité de l'affichage mis en oeuvre par la présente invention et a pour but de corriger la déclinaison magnétique du cap magnétique provenant de façon usuelle de centrales inertielles de l'aéronef A. On sait que les centrales inertielles mesurent un cap géographique (cap vrai) et utilisent une table de déclinaison magnétique pour fournir le cap magnétique qui est utilisé dans la présente inven- tion. Cette table de déclinaison magnétique étant peu fréquemment mise à jour, il peut exister un écart significatif entre la déclinaison de la table et la déclinaison réelle aux lieu et jour de la mise en oeuvre de l'invention, en approche sur un terrain donné. Un tel écart se traduit par un décalage pouvant aller jusqu'à quelques degrés entre l'échelle de cap 15 présentée sur l'écran de visualisation 12 et les caps réels. En corrigeant cette erreur de déclinaison magnétique, le moyen de recalage 26 arrive donc à recaler l'échelle de cap 15 latéralement par rapport à la piste réelle. Ceci permet alors de présenter la ligne 13 (qui est définie par rapport à ladite échelle de cap 15) en totale conformité (ou superposition exacte) avec le tracé réel au sol de l'axe d'approche 3, vu de l'aéronef A. Pour ce faire, selon l'invention, ledit moyen de recalage 26 tient compte du fait que, lors de l'approche, l'aéronef A est guidé à l'aide dudit axe d'approche 3 qui est associé à la piste d'atterrissage. La route moyenne de l'aéronef A suit donc l'orientation de cet axe d'approche 3. La correction consiste alors à recaler l'échelle de cap 15 présentée sur l'écran de visualisation 12 du dispositif de visualisation 10 tête haute, en la décalant latéralement de la manière indiquée précédemment. Pour ce faire, ledit moyen de recalage 26 peut mettre en oeuvre différentes solutions de recalage. Dans un premier mode de réalisation, ledit moyen de recalage 26 réalise le recalage en permanence (de façon itérative), en tenant compte d'une route courante de l'aéronef A, qui est déterminée lorsque les conditions de vol suivantes sont vérifiées: un mode de guidage usuel "LOC TRACK" est actif, c'est-à-dire l'aéronef A est guidé suivant faisceau d'alignement latéral usuel de type "LOC" (ou axe d'approche 3) ; la radioaltitude est inférieure à une valeur prédéterminée, par exemple 1500 pieds (environ 450 mètres), c'est-à-dire l'aéronef A est suffisam-ment proche de la piste d'atterrissage pour que le faisceau "LOC" soit sensiblement rectiligne; et l'angle de roulis de l'aéronef A est inférieur à une valeur prédéterminée, par exemple 10 , c'est-à-dire le cap et la route de l'aéronef A sont sen- siblement stables. Dans un deuxième mode de réalisation, ledit moyen de recalage 26 effectue une seule fois une estimation de l'erreur due à la déclinaison magnétique, puis il corrige en permanence cette erreur par la suite lors de la présentation de l'échelle de cap 15 et de la ligne 13. L'estimation de l'er- 1 0 reur est effectuée, lorsque les conditions suivantes sont réalisées pendant une durée déterminée, par exemple pendant 10 secondes: la radioaltitude est inférieure à une valeur prédéterminée, par exemple1500 pieds (environ 450 mètres) ; le mode de guidage "LOC TRACK" est actif; l'aéronef A est suffisamment proche du faisceau "LOC" ; et le guidage ne demande au pilote qu'une faible correction latérale, ce qui indique que la route de l'aéronef A est bien alignée sur l'orientation de l'axe d'approche 3. Ces conditions ont pour but de s'assurer que l'aéronef A a suivi une route très proche de l'orientation du faisceau "LOC" pendant ladite durée prédéterminée, de préférence pendant les dix dernières secondes. En outre, dans un troisième mode de réalisation, ledit moyen de recalage 26 réalise le recalage en permanence, en tenant compte d'une route qu'il calcule, de façon répétitive, à l'aide de l'expression suivante: Rc = arctg [(JGs(t).sin R(t).dt) / J o GS(t). cos R(t).dt)] dans laquelle: arctg représente l'inverse de la tangente; GS(t) est une vitesse sol courante de l'aéronef A; R(t) est une route courante de l'aéronef A; et t0 et t1 sont deux temps particuliers. Plus précisément: le temps t0 correspond à un premier passage de l'aéronef A à une déviation "LOC" (LOCDEV) quasi nulle et à une radioaltitude inférieure à une valeur prédéterminée, par exemple 1500 pieds (environ 450 mètres) ; et le temps t1 correspond à un deuxième passage de l'aéronef A à une déviation "LOC" (LOCDEV) quasi nulle et à une radioaltitude inférieure à 1 o une valeur prédéterminée, par exemple 1500 pieds (environ 450 mètres). Cette route calculée correspond à la route moyenne suivie par l'aéronef A entre les instants t1 et t2 où l'aéronef A a croisé le faisceau "LOC". REVENDICATIONS 1. Procédé d'aide au pilotage d'un aéronef (A) lors d'une phase d'approche, en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage, caractérisé en ce que l'on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes successives suivante: a) on détermine un premier écart angulaire (LOCDEV) qui correspond à un écart angulaire dans un plan horizontal entre d'une part une droite (4) passant par la position actuelle (B1) de l'aéronef (A) et par un point (PA) d'origine d'un premier axe d'approche (3) et d'autre part ledit pre- mier axe d'approche (3) qui dépend de la piste d'atterrissage; b) on détermine un second écart angulaire (GSDEV) qui correspond à un écart angulaire dans un plan vertical entre d'une part une droite (20) passant par la position actuelle (B2) de l'aéronef (A) et par un point (PB) d'origine d'un second axe d'approche (6) et d'autre part ledit second axe d'approche (6) qui dépend également de la piste d'atterrissage; c) on détermine, à l'aide desdits premier et second écarts angulaires (LOCDEV, GSDEV), un premier point (P1) dépendant du cap (16) de l'aéronef (A) ; d) on présente sur un écran de visualisation (12) d'un dispositif de visuali- sation (10) tête haute de l'aéronef (A), en superposition de l'environnement vu à l'avant de l'aéronef (A), une première droite (13) passant par ce premier point (P1) et par un second point (P2) qui illustre l'orientation au sol dudit premier axe d'approche (3), vue de l'aéronef (A), et qui est placé sur une ligne d'horizon (14) munie d'une échelle de cap (15), relativement au cap (16) de l'aéronef (A), ladite première droite (13) représentant de manière conforme le tracé sur le sol dudit premier axe d'approche (3) ; e) on présente sur l'écran de visualisation (12) un premier point d'assis- tance (25), tel que ladite première droite (13) passe par ce premier point d'assistance (25) lorsque l'aéronef (A) est aligné sur ledit premier axe d'approche (3) ; f) on présente sur l'écran de visualisation (12) une seconde droite (21), parallèle à la ligne d'horizon (14) et passant par ledit premier point (P1), cette seconde droite (21) représentant de manière conforme le tracé sur le sol de l'aboutissement au sol dudit second axe d'approche (6) ; g) on présente sur l'écran de visualisation (12) un second point d'assis- tance (23) placé sous la ligne d'horizon (14) et représentant la pente dudit second axe d'approche (6), vue de l'aéronef (A) ; et h) on présente sur l'écran de visualisation (12) une piste synthétique (22) définie autour dudit premier point (P1), cette piste synthétique (22) représentant de manière conforme le tracé au sol des bords de la piste d'atterrissage où aboutissent lesdits premier et second axes d'approche (3, 6). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape c), on calcule une valeur de déviation latérale (DEVL) et une valeur de site (Vsite), à l'aide respectivement desdits premier et second écarts angulaires (LOCDEV, GSDEV), et on détermine ledit premier point (P1) à l'aide desdites valeurs de déviation latérale et de site, ledit premier point (P1) étant défini par rapport au cap (16) dudit aé- ronef présenté sur ladite ligne d'horizon (14) munie de l'échelle de cap (15), et ceci horizontalement selon ladite valeur de déviation latérale (DEVL) et verticalement selon ladite valeur de site (Vsite). 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'on calcule ladite valeur de déviation latérale DEVL, à l'aide de l'expression suivante: DEVL = Al + LOCDEV dans laquelle: Al représente un écart angulaire connu dans un plan horizontal entre le cap de l'aéronef (A) et l'orientation dudit premier axe d'approche (3) ; et -LOCDEV représente ledit premier écart angulaire. 4. Procédé selon l'une des revendications 2 et 3, caractérisé en ce que l'on calcule ladite valeur de site Vsite, à l'aide de l'expression suivante: Vsite = A2 + GSDEV dans laquelle: A2 représente un écart angulaire connu dans un plan vertical entre ledit second axe d'approche (6) et l'horizontale (S) ; et GSDEV représente ledit second écart angulaire. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdits premier et second axes d'approche (3, 6) correspondent respectivement à un faisceau d'alignement latéral et un faisceau d'alignement de descente qui sont émis par un système d'approche de précision, et en ce qu'aux étapes a) et b) on mesure respective-ment lesdits premier et second écarts angulaires (LOCDEV, GSDEV), à partir de l'aéronef (A). 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdits premier et second axes d'approche (3, 6) correspondent respectivement à un faisceau d'alignement latéral et un faisceau d'alignement de descente qui sont déterminés par un système d'aide à une approche de non précision. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on recale ladite échelle de cap (15), en la décalant latéralement de manière à aligner ledit second point (P2) sur une route suivie par l'aéronef (A) lors de la phase d'approche. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'on réalise ledit recalage en permanence, en tenant compte d'une route courante déterminée pour des conditions de vol prédéterminées. 9. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'on estime une seule fois une erreur due à une déclinaison magnétique, et on réalise ensuite le recalage en permanence en tenant compte de l'erreur ainsi estimée. 10. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'on réalise le recalage en permanence, en tenant compte d'une route calculée à l'aide de l'expression suivante: Rc = arctg [(Jt1Gs(t.sin R(t).dt) / (Jt1Gs(t). cos R(t).dt)] dans laquelle: arctg représente l'inverse de la tangente; GS(t) est une vitesse sol courante de l'aéronef (A) ; R(t) est une route courante de l'aéronef (A) ; et tO et t1 sont deux instants particuliers où l'aéronef (A) croise un faisceau d'alignement latéral (3). 11. Dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef lors d'une phase d'approche, en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage, caractérisé en ce qu'il comporte: un premier moyen (2A, 2B) pour déterminer un premier écart angulaire (LOCDEV) qui correspond à un écart angulaire dans un plan horizontal entre d'une part une droite (4) passant par la position actuelle (B1) de l'aéronef (A) et par un point (PA) d'origine d'un premier axe d'approche (3) et d'autre part ledit premier axe d'approche (3) qui dépend de la piste d'atterrissage; un deuxième moyen (5A, 5B) pour déterminer un second écart angulaire (GSDEV) qui correspond à un écart angulaire dans un plan vertical entre d'une part une droite (20) passant par la position actuelle (B2) de l'aéronef (A) et par un point (PB) d'origine d'un second axe d'approche (6) et d'autre part ledit second axe d'approche (6) qui dépend également de la piste d'atterrissage; une unité centrale (7) pour déterminer, à l'aide desdits premier et second écarts angulaires (LOCDEV, GSDEV), un premier point (P1) dé-pendant du cap (16) de l'aéronef (A) ; et un dispositif de visualisation (10) tête haute pour présenter sur un écran de visualisation (12), en superposition de l'environnement vu à l'avant de l'aéronef: É une première droite (13) passant par ce premier point (P1) et par un second point (P2) qui illustre l'orientation au sol dudit premier axe d'approche (3), vue de l'aéronef (A), et qui est placé sur une ligne d'horizon (14) munie d'une échelle de cap (15), relativement au cap (16) de l'aéronef (A), ladite première droite (13) représentant de manière conforme le tracé sur le sol dudit premier axe d'approche (3) ; un premier point d'assistance (25), tel que ladite première droite (13) passe par ce premier point d'assistance (25) lorsque l'aéronef (A) est aligné sur ledit premier axe d'approche (3) ; une seconde droite (21), parallèle à la ligne d'horizon (14) et passant par ledit premier point (P1), cette seconde droite (21) représen- tant de manière conforme le tracé sur le sol de l'aboutissement au sol dudit second axe d'approche (6) ; un second point d'assistance (23) placé sous la ligne d'horizon (14) et représentant la pente dudit second axe d'approche (6), vue de l'aéronef (A) ; et É une piste synthétique (22) définie autour dudit premier point (P1), cette piste synthétique (22) représentant de manière conforme le tracé au sol des bords de la piste d'atterrissage où aboutissent les-dits premier et second axes d'approche (3, 6). 12. Dispositif selon la revendication Il, caractérisé en ce que lesdits premier et deuxième moyens (2A, 5A) font partie d'au moins un détecteur d'un système d'approche de précision. 13. Dispositif selon la revendication Il, caractérisé en ce que lesdits premier et deuxième moyens (2B, 5B) font partie d'un système d'aide à une approche de non précision. 14. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 11 à 13, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, un troisième moyen (26) pour recaler ladite échelle de cap (15), en la décalant latéralement de manière à aligner ledit second point (P2) sur une route suivie par l'aéronef (A) lors de la phase d'approche. 15. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) qui est susceptible de mettre en oeuvre le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 10. 16. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 1 à 14.