FR 3013882 A1 20150529 FR 1302762 A 20131128 Dispositif de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche d'un aéronef vers une piste d'atterrissage, procédé et produit programme d'ordinateur associés La présente invention concerne un dispositif de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche d'un aéronef vers une piste d'atterrissage. Le dispositif comprend des moyens d'acquisition d'une position instantanée de l'aéronef et des moyens de calcul d'une distance instantanée entre la position instantanée de l'aéronef et un point caractéristique de la piste d'atterrissage. Le dispositif comprend des moyens de détermination d'une ou de plusieurs grandeurs relatives à l'aéronef, lorsque ladite distance instantanée est comprise entre des première et deuxième distances prédéterminées. Le dispositif de surveillance comprend également des moyens de génération d'un signal d'alerte, lorsqu'au moins une parmi la ou lesdites grandeurs est à l'extérieur de la frontière d'un domaine de valeurs respectif. L'invention concerne également un procédé de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche d'un aéronef vers la piste d'atterrissage, mise en oeuvre par un tel dispositif de surveillance. L'invention concerne également un produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsque mis en oeuvre par un ordinateur, met en oeuvre un tel procédé de surveillance. La phase d'approche de la piste d'atterrissage est une phase particulièrement importante sur le plan de la sécurité, puisque la phase d'atterrissage de l'aéronef dépend fortement de cette phase d'approche préalable, et un pourcentage relativement important des accidents d'aéronef se produit lors de la phase d'atterrissage, en particulier des sorties de piste. Certains procédés et dispositifs ont ainsi été envisagés afin de surveiller la stabilisation de cette phase d'approche, et le cas échéant de générer un signal d'alerte à destination du ou des pilotes de l'aéronef, pour limiter les incidents ou accident lors de l'atterrissage de l'aéronef. Par exemple, le document US 8,116,923 B2 décrit un dispositif de surveillance et un procédé de surveillance du type précité. Un tel dispositif de surveillance extrait d'une base de données une pente prédéterminée d'approche vers la piste d'atterrissage lorsque l'aéronef est en phase approche, et détermine si un premier écart entre la position de l'aéronef et la pente prédéterminée est supérieur à un premier seuil prédéterminé. Le dispositif de surveillance détermine ensuite, lorsque le premier écart est supérieur au premier seuil prédéterminé, si un deuxième écart entre l'angle de trajectoire de vol de l'aéronef et un angle prédéterminé de la pente d'approche est supérieur à un deuxième seuil prédéterminé. Le dispositif de surveillance génère alors, à destination de l'équipage de l'aéronef et en particulier du pilote, une alerte d'instabilité en phase d'approche lorsque le deuxième écart est supérieur au deuxième seuil prédéterminé. Toutefois, un tel dispositif de surveillance n'adresse qu'un aspect spécifique de situations où l'approche n'est pas stabilisée et engendre un nombre relativement important d'alertes intempestives, également appelées fausses alarmes, ce qui perturbe généralement l'équipage de l'aéronef. Ceci est alors susceptible de diminuer la sécurité du vol. Le but de l'invention est donc de proposer un dispositif et un procédé de surveillance de la phase d'approche de l'aéronef caractérisant les différentes situations de non-stabilisation en approche tout en permettant de réduire le nombre d'alertes intempestives afin d'aider au mieux l'équipage de l'aéronef à gérer cette phase d'approche, afin d'assurer que l'avion se présente au mieux lors de sa phase d'atterrissage pour minimiser le plus possible des risques d'accident à ce moment-là et ainsi améliorer la sécurité du vol. En effet, un avion en approche qui ne serait pas stabilisé à une hauteur au-dessus de la piste en général comprise entre 1000 pieds et 400 pieds a de forts risques d'être en situation d'incident ou d'accident lors de son atterrissage. Il est à noter que la notion de stabilisation ne dispose pas à ce jour de définition reconnue et agréée par les hommes du métier, et que cette invention cherche à y remédier en apportant une définition à cette notion de stabilisation, au-delà des solutions techniques apportées dans cette invention conformes à cette définition. Selon la définition considérée au niveau de cette invention, une approche est considérée stabilisée si la variabilité du ou des différents paramètres à contrôler lors d'une approche, tels que des paramètres sur la position et la situation instantanées de l'avion vis-à-vis de la trajectoire d'approche à suivre, la position prédite du début de l'atterrissage ou de la fin de celui-ci, s'atténue au fur et à mesure de la progression de l'aéronef vers la piste dans la phase d'approche. À cet effet, l'invention a pour objet un dispositif, du type précité, de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche d'un aéronef vers une piste d'atterrissage, dans lequel la ou chaque frontière varie en fonction de la distance instantanée entre la position instantanée de l'aéronef et le point caractéristique de la piste d'atterrissage. Suivant d'autres aspects avantageux de l'invention, le dispositif de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche de l'aéronef effectue ladite surveillance au regard d'un état courant de l'aéronef vis-à-vis de sa trajectoire d'approche en fonction de son rapprochement avec la piste d'atterrissage et comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - la ou chaque frontière vérifie une fonction monotone, telle qu'une fonction décroissante, lorsque la distance instantanée entre la position instantanée de l'aéronef et ledit point caractéristique diminue ; - le domaine de valeurs associé à une grandeur correspondante est un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes et l'écart entre les bornes extrêmes, qui forment la frontière dudit domaine, décroît lorsque la distance instantanée entre la position instantanée de l'aéronef et ledit point caractéristique diminue ; - le domaine de valeurs associé à une grandeur correspondante est un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes, et la valeur médiane des bornes extrêmes, qui forment la frontière dudit domaine, décroît lorsque la distance instantanée entre la position instantanée de l'aéronef et ledit point caractéristique diminue ; - au moins une grandeur déterminée est un élément choisi parmi le groupe consistant en : une vitesse courante de l'aéronef, une pente courante de l'aéronef, une assiette courante de l'aéronef, un cap courant de l'aéronef, une route courante de l'aéronef, une déviation angulaire latérale de l'aéronef par rapport à un axe prédéterminé d'approche vers la piste d'atterrissage, une déviation angulaire verticale courante de l'aéronef par rapport à un axe prédéterminé d'approche vers la piste d'atterrissage, un écart latéral de la position de l'aéronef par rapport à un axe prédéterminé d'approche vers la piste d'atterrissage, et un écart vertical de la position de l'aéronef par rapport à un axe prédéterminé d'approche vers la piste d'atterrissage ; et - le domaine associé à la ou chaque grandeur déterminée est un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes formant la frontière dudit domaine. Suivant d'autres aspects avantageux de l'invention, le dispositif de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche de l'aéronef effectue ladite surveillance au regard d'une prédiction d'une zone d'initiation de l'atterrissage de l'aéronef en fonction de son rapprochement avec la piste d'atterrissage, et comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - au moins une grandeur déterminée est choisie parmi une position latérale estimée d'impact du sol par l'aéronef et une position longitudinale estimée d'impact du sol par l'aéronef, la position latérale estimée d'impact du sol étant déterminée suivant une direction perpendiculaire à un axe longitudinal de la piste d'atterrissage et la position longitudinale estimée d'impact du sol étant déterminée suivant une direction parallèle à l'axe longitudinal de la piste ; - le domaine associé à la ou chaque grandeur déterminée est un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes formant la frontière dudit domaine ; et - une grandeur déterminée est une position estimée d'impact du sol par l'aéronef, la frontière d'un domaine associé à ladite grandeur est en forme d'une ellipse ayant un demi-grand axe et un demi-petit axe, et le demi-grand axe et le demi-petit axe de l'ellipse décroissent lorsque la distance instantanée entre la position instantanée de l'aéronef et ledit point caractéristique diminue. Suivant d'autres aspects avantageux de l'invention, le dispositif de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche de l'aéronef effectue ladite surveillance au regard d'une prédiction d'une distance requise pour effectuer l'atterrissage de l'aéronef en fonction de son rapprochement avec la piste d'atterrissage, et comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - une grandeur déterminée est une prédiction de la distance d'atterrissage de l'aéronef suivant un axe longitudinal de la piste d'atterrissage par rapport à un point de référence de ladite piste ; et - le domaine associé à la ou chaque grandeur déterminée est un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes formant la ou les frontières dudit domaine. L'invention a également pour objet un procédé de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche d'un aéronef vers une piste d'atterrissage, le procédé comprenant les étapes suivantes : - l'acquisition d'une position instantanée de l'aéronef, - le calcul d'une distance instantanée entre la position instantanée de l'aéronef et un point caractéristique de la piste d'atterrissage, - la détermination d'une ou de plusieurs grandeurs relatives à l'aéronef, lorsque ladite distance instantanée est comprise entre des première et deuxième distances prédéterminées, - la génération d'un signal d'alerte, lorsqu'au moins une parmi la ou lesdites grandeurs est à l'extérieur de la frontière d'un domaine de valeurs respectif, dans lequel la ou chaque frontière varie en fonction de la distance instantanée entre la position instantanée de l'aéronef et le point caractéristique de la piste d'atterrissage. Suivant un autre aspect avantageux de l'invention, le procédé de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche de l'aéronef comprend la caractéristique suivante : la ou chaque frontière vérifie une fonction monotone, telle qu'une fonction décroissante, lorsque la distance instantanée entre la position instantanée de l'aéronef et ledit point caractéristique diminue. L'invention a également pour objet un produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsque mis en oeuvre par un ordinateur, met en oeuvre un procédé de surveillance tel que défini ci-dessus. Ces caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une représentation schématique d'un aéronef lors de la phase d'approche vers une piste d'atterrissage, l'aéronef comprenant un dispositif de surveillance de la stabilisation de sa phase d'approche vers une piste d'atterrissage, le dispositif de surveillance de la stabilisation comportant notamment des moyens d'acquisition de paramètres avioniques, des moyens de calcul d'une distance instantanée entre une position instantanée de l'aéronef et un point caractéristique de la piste, des moyens de détermination d'une ou de plusieurs grandeurs relatives à l'aéronef, et des moyens de génération d'un signal d'alerte, lorsqu'au moins une parmi la ou lesdites grandeurs est à l'extérieur de la frontière d'un domaine de valeurs respectif, - la figure 2 est une représentation plus détaillée du dispositif de surveillance de la figure 1, - les figures 3 à 7 sont des représentations schématiques des domaines de valeurs pour différentes grandeurs relatives à l'aéronef déterminées par le dispositif de surveillance de la figure 1, et - la figure 8 est un organigramme d'un procédé de surveillance selon l'invention. De façon conventionnelle dans la présente demande, l'expression « sensiblement égale à » exprimera une relation d'égalité à plus ou moins 10 %. Dans la suite de la description, 1 Ft (de l'anglais Feet) désignera 1 pied, égal à 0,3048 mètre, 1 Nm (de l'anglais Nautical mile) désignera 1 mile nautique, égal à 1 852 mètres, et 1 Kt (de l'anglais Knot) désignera 1 noeud, égal à 1852 m/h, soit 0,514 m.s-1. Sur la figure 1, un aéronef 10 est en phase d'approche vers une piste d'atterrissage 12, et est propre à se déplacer suivant un axe final 16 d'approche vers la piste d'atterrissage 12. L'aéronef 10 présente, par rapport au référentiel terrestre, une position courante P, également appelée position instantanée, ainsi qu'une vitesse courante V, également appelée vitesse instantanée. Selon le mode d'implémentation de l'invention, l'aéronef 10 comprend tout ou partie des systèmes suivants pour fournir les paramètres propres à l'aéronef nécessaire à la mise en oeuvre de l'invention : - un système 20 de gestion du vol de l'aéronef, également appelé FMS (de l'anglais Flight Management System), un système 21 de positionnement par satellite, tel qu'un système GPS (de l'anglais Global Positioning System); - un système de référence inertielle 23, également appelé système IRS (de l'anglais Inertiel Reference System); - un système d'aide à l'atterrissage ILS 24 (de l'anglais Instrument Landing System) ou un système d'aide à l'atterrissage MLS 25 (de l'anglais Microwave Landing System); - un système de prévention de sortie de piste actif 26, également appelé système ROPS (de l'anglais Runway Overrun Prevention System); - un radioaltimètre 27, également noté RA ; - une première base de données 28 contenant des données relatives aux différentes pistes relatives à certains aéroports d'une ou plusieurs régions ; et - une deuxième base de données 29 contenant des données relatives aux performances principalement d'atterrissage de l'aéronef 10. Selon l'invention, l'aéronef 10 comprend également un dispositif 30 de surveillance de la stabilisation de sa phase d'approche vers la piste d'atterrissage 12. La piste d'atterrissage 12 est sensiblement plane, et définit un plan horizontal de référence A. L'axe final d'approche 16 présente un angle a par rapport au plan de référence A de la piste d'atterrissage. La valeur de l'angle a est, par exemple, égale à 3 degrés, et est avantageusement fournie par une base de données contenant des informations sur les pistes des aéroports. Les différents systèmes avioniques, à savoir les systèmes FMS 20, GPS 21, IRS 23, ILS 24, MLS 25, ROPS 26 et RA 27, sont connus en soi et sont aptes à fournir divers paramètres avioniques au dispositif de surveillance de la stabilisation 30. Les paramètres avioniques comportent notamment : - la position instantanée P de l'aéronef 10, fournie par les systèmes FMS 20 et/ou GPS 21 ; - la vitesse instantanée V de l'aéronef 10, fournie par les systèmes FMS 20 et/ou GPS 21 et/ou IRS 23 ; - la pente instantanée FPA de l'aéronef 10 (de l'anglais Flight Path Angle), également appelée pente courante, et fournie par les systèmes FMS 20 et/ou GPS 21 ; - l'assiette instantanée de l'aéronef 10 (de l'anglais Attitude), également appelée assiette courante, et fournie par les systèmes FMS 20 et/ou IRS 23 ; - un cap instantané de l'aéronef 10, également appelé cap courant, et fourni par les systèmes FMS 20 et/ou GPS 21 et/ou IRS 23 ; - une route instantanée de l'aéronef 10, également appelée route courante, et fournie par les systèmes FMS 20 et/ou GPS 21 et/ou IRS 23 ; - une déviation angulaire latérale A de l'aéronef 10 (de l'anglais Localizer deviation) par rapport à l'axe prédéterminé 16 d'approche vers la piste d'atterrissage 12, fournie par les systèmes ILS 24 et/ou MLS 25 ; - une déviation angulaire verticale courante de l'aéronef 10 (de l'anglais Glide deviation) par rapport à l'axe prédéterminé 16 d'approche vers la piste d'atterrissage 12, fournie par les systèmes ILS 24 et/ou MLS 25 ; - un écart latéral de la position de l'aéronef 10 par rapport à l'axe prédéterminé 16 d'approche vers la piste d'atterrissage, fourni par les systèmes FMS 20 et/ou GPS 21; - un écart vertical de la position de l'aéronef 10 par rapport à l'axe prédéterminé 16 d'approche vers la piste d'atterrissage, fourni par les systèmes FMS 20 et/ou GPS 21; - une prédiction de la distance d'atterrissage DA de l'aéronef 10 suivant un axe longitudinal X de la piste d'atterrissage 12 par rapport à un point de référence Pr de ladite piste, cette prédiction étant fournie par le système ROPS 26 à partir des données de la deuxième base de données 29 ; et - une radio-altitude fournie par le radioaltimètre RA 27. Le dispositif de surveillance de la stabilisation 30 comporte au moins une unité de traitement 32, formée par exemple d'un processeur 34 et d'une mémoire 35 associée au processeur 34. La mémoire 35 est apte à stocker un logiciel 36 d'acquisition d'au moins un paramètre avionique, dont la position instantanée P de l'aéronef, un logiciel 37 de calcul d'une distance instantanée D entre la position instantanée P de l'aéronef et un point caractéristique Pc de la piste d'atterrissage, et un logiciel 38 de détermination d'une ou de plusieurs grandeurs relatives à l'aéronef 10, lorsque la distance instantanée D calculée est comprise entre des première D1 et deuxième D2 distances prédéterminées. Par grandeur relative à l'aéronef, on entend toute grandeur associée à l'aéronef permettant de surveiller la stabilisation de la phase d'approche de l'aéronef 10 vers la piste d'atterrissage 12. La ou chaque grandeur relative à l'aéronef est par exemple l'un quelconque des paramètres avioniques tels que définis ci-dessus, à l'exception de la position instantanée P et de la radio-altitude, et fournis par les systèmes FMS 20, GPS 21, IRS 23, ILS 24, MLS 25, ROPS 26 et RA 27. Par détermination de la grandeur relative, on entend l'acquisition de cette grandeur de la part d'un des systèmes FMS 20, GPS 21, IRS 23, ILS 24, MLS 25, ROPS 26 et RA 27, lorsque ladite grandeur est directement fournie par l'un desdits systèmes 20, 21, 23, 24, 25, 26 et 27, ou encore le calcul de cette grandeur lorsqu'elle n'est pas directement fournie par l'un desdits systèmes 20, 21, 23, 24, 25, 26 et 27. La mémoire 35 est apte à stocker des informations relatives à la piste d'atterrissage 12, issues de la première base de données 28, telles que la position du point caractéristique Pc de la piste d'atterrissage, la position du point de référence Pr de ladite piste, ces positions pouvant être identiques et étant déterminées dans un référentiel terrestre. En complément, la mémoire 35 est apte à stocker un logiciel 39 de détermination de la piste d'atterrissage de façon prédictive, tel que décrit dans le document FR 2 783 912 Al. La mémoire 35 est apte à stocker un logiciel 40 de génération d'un signal d'alerte, lorsqu'au moins une parmi la ou lesdites grandeurs est à l'extérieur de la frontière d'un domaine de valeurs respectif. Le fait qu'au moins l'une desdites grandeurs soit à l'extérieur de la frontière du domaine de valeurs qui lui est associé caractérise une situation d'approche non-stabilisée de l'aéronef 10, et l'alerte est également appelé alerte d'approche non-stabilisée. En variante, les moyens d'acquisition 36, les moyens de calcul 37, les moyens de détermination 38, les moyens de détermination prédictive de la piste 39 et les moyens de génération 40 sont réalisés sous forme de composants logiques programmables, ou encore sous forme de circuits intégrés dédiés. L'alerte générée par le logiciel de génération 40 comporte un signal sonore et/ou un signal visuel afin d'attirer l'attention de l'équipage de l'aéronef 10, en particulier du ou des pilotes, et prévenir l'équipage de la situation d'approche non-stabilisée de l'aéronef 10, afin qu'il effectue les actions correctives nécessaires. La ou les grandeurs déterminées par le logiciel de détermination 38 sont de préférence des grandeurs relatives à la position instantanée, ou à une trajectoire instantanée ou à une trajectoire prédite ou encore à la distance prédite d'atterrissage de l'aéronef 10. A titre d'exemple, une première grandeur déterminée est la vitesse courante V de l'aéronef. Une deuxième grandeur déterminée est une pente courante FPA de l'aéronef (de l'anglais Flight Path Angle), c'est-à-dire l'angle de la trajectoire suivie par l'aéronef 10 avec un plan horizontal. Une troisième grandeur déterminée est une assiette courante de l'aéronef, c'est-à-dire l'angle de l'axe longitudinal de l'aéronef 10 avec le plan horizontal. Une quatrième grandeur déterminée est un cap courant de l'aéronef, c'est-à-dire l'angle de l'axe longitudinal de l'aéronef 10 avec le Nord. Une cinquième grandeur déterminée est une route courante de l'aéronef, c'est-à- dire l'angle de la trajectoire suivie par l'aéronef 10 avec le Nord. Une sixième grandeur déterminée est une déviation latérale angulaire courante (de l'anglais Localizer deviation) de l'aéronef 10 par rapport à un axe prédéterminé ou calculé d'approche vers la piste d'atterrissage 12, tel que l'axe final d'approche 16. La déviation latérale angulaire courante est fournie par un moyen radioélectrique, tel que l'ILS 24 ou le MLS 25, ou bien calculée à partir de la position P de l'aéronef 10, de la direction de l'axe de piste 12 et de la pente d'approche de l'aéronef 10 prédéterminée par le système de gestion du vol 20. Une septième grandeur déterminée est une déviation verticale angulaire courante (de l'anglais Gilde deviation) de l'aéronef 10 par rapport à un axe prédéterminé ou calculé d'approche vers la piste d'atterrissage 12, tel que l'axe final d'approche 16. La déviation verticale angulaire courante est fournie par un moyen radioélectrique, tel que l'ILS 24 ou le MLS 25, ou bien calculée à partir de la position P de l'aéronef 10, de la direction de l'axe de piste 12 et de la pente d'approche de l'aéronef 10 prédéterminée par le système de gestion du vol 20. Une huitième grandeur déterminée est un écart latéral de la position de l'aéronef 10 (de l'anglais X track error - lateral) par rapport à un axe prédéterminé ou calculé d'approche vers la d'atterrissage 12, tel que l'axe final d'approche 16. Une neuvième grandeur déterminée est un écart vertical de la position de l'aéronef 10 (de l'anglais X track error - vertical) par rapport à un axe prédéterminé ou calculé d'approche vers la d'atterrissage 12, tel que l'axe final d'approche 16. Une dixième grandeur, qui est fournie par un système de type ROPS 26 ou bien calculée par le dispositif de surveillance de la stabilisation 30, est une prédictiàn de la distance d'atterrissage DA que va utiliser l'aéronef 10 suivant un axe longitudinal X de la piste d'atterrissage 12 par rapport à un point de référence Pr de ladite piste 12, tel que le début de ladite piste 12, comme représenté sur la figure 7. Une onzième grandeur est une prédiction d'un point d'intersection de la trajectoire courante avec le plan horizontal A contenant la piste, cette grandeur étant fournie par un dispositif de prédiction dudit point d'intersection, ce point d'intersection étant appelé parfois « point d'impact ». Ce dispositif de prédiction est connu en soi, celui-ci étant par exemple intégré dans un système d'alerte de collision avec le sol, également appelé système TAWS (de l'anglais Terrain Awareness Warning System). En variante, la onzième grandeur est calculée par le dispositif de surveillance de la stabilisation 30. Cette position estimée d'impact au sol est autrement dit une prédiction de la position du point d'impact de la trajectoire courante extrapolée selon les valeurs instantanées des paramètres avion, (principalement position avion, vitesse, route avion, radio-altitude et roulis) avec le plan de référence A de la piste d'atterrissage 12. Une douzième et une treizième grandeurs sont respectivement une position latérale estimée d'impact au sol par l'aéronef 10 et une position longitudinale estimée d'impact au sol par l'aéronef 10, la position latérale estimée d'impact au sol étant déterminée suivant une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X de la piste 12 et la position longitudinale estimée d'impact au sol étant déterminée suivant une direction parallèle à l'axe longitudinal X de la piste 12. Autrement dit, les douzième et treizième grandeurs correspondent aux projections de la onzième grandeur suivant des directions respectivement perpendiculaire et parallèle à l'axe longitudinal X de la piste 12. La position de l'aéronef 10 prise en compte pour déterminer la distance D est, par exemple, la projection de la position courante P dans le plan de référence A de la piste d'atterrissage, et la distance D est alors déterminée dans ledit plan de référence A vis-à-vis du point caractéristique Pc prédéterminé de la piste 12, le point caractéristique Pc étant défini au niveau de la première base de données 28. Il s'agit par exemple d'un seuil de piste ou avantageusement du point nominal de toucher de la trajectoire en phase d'approche ou d'atterrissage, en général situé 300 m après le seuil de piste. Les première D1 et deuxième D2 distances prédéterminées sont déterminées dans le même référentiel par rapport au même point caractéristique prédéterminé Pc. La première distance D1 est par exemple comprise entre 7,5 Nm et 15,5 Nm, de préférence sensiblement égale à 9,5 Nm. La deuxième distance D2 est par exemple comprise entre 1,25 Nm et 3,5 Nm, de préférence sensiblement égale à 1,5 Nm. Autrement dit, la partie surveillée de l'approche se situe entre les première et deuxième distances D1 et D2 par rapport au point caractéristique Pc de la piste 12 vers raquelle se dirige l'aéronef. En variante, l'invention considère au lieu des distances D, D1, D2, la hauteur instantanée H de l'aéronef 10 par rapport à la piste d'atterrissage 12 et des première H1 et deuxième H2 hauteurs prédéterminées par rapport à la piste d'atterrissage 12. La hauteur instantanée H, les première et deuxième hauteurs prédéterminées H1, H2 sont déterminées dans le même référentiel que des distances D, D1, D2 et par rapporrau même point caractéristique prédéterminé Pc, les distances horizontales D, D1, 02 étant déterminées dans le plan de référence A, alors que les hauteurs H, H1, H2 sont _des distances déterminées selon une diffltion verticale perpendiculaire au plan de référence A. La première hauteur H1 est par exemple comprise entre 2500 Ft et 5000 Ft, de préférence sensiblement égale à 3000 Ft. La deuxième hauteur H2 est par exemple comprise entre 400 Ft et 1200 Ft, de préférence sensiblement égale à 500 Ft. L'homme du métier notera que les valeurs des première et deuxième hauteurs H1, H2 correspondent aux valeurs des première et deuxième distances D1, D2 avec la valeur standard de l'angle a égale à 3 degrés, entre l'axe final d'appioche 16 et le plan de référence A de la piste d'atterrissage. Selon l'invention, chaque frontière de domaine associée à une grandeur déterminée par le logiciel de détermination 38 varie en fonction de la distance D entre la position de l'aéronef 10 et le point caractéristique Pc de la piste d'atterrissage. Autrement dit, chaque frontière de domaine n'est pas une frontière fixe calculée de manière prédéterminée. Selon la variante ci-dessus, chaque frontière de domaine associée à une grandeur déterminée par le logiciel de détermination 38 varie en fonction de la hauteur H entre la position P de l'aéronef et le point caractéristique Pc de la piste. Chaque frontière vérifie de préférence une fonction monotone, c'est-à-dire une fonction croissante ou une fonction décroissante, lorsque ladite distance D ou ladite hauteur H diminue. Chaque frontière vérifie, de préférence encore, une fonction décroissante lorsque ladite distance D ou ladite hauteur H diminue. Le domaine de valeurs associé à une grandeur correspondante est par exemple un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes, comme représenté dans l'exemple des figures 3, 4, 5 et 7. La frontière du domaine est alors formée par des bornes extrêmes de l'intervalle de valeurs, telles que des bornes inférieure et supérieure de l'intervalle de valeurs. La variation de la frontière du domaine correspond alors, par exemple, -à une variation de l'écart entre lesdites bornes extrêmes, lorsque la distance D ou la hauteur H entre, la position de l'aéronef 10 et ledit point caractéristique Pc diminue. De préférence, cet écart entre lesdites bornes extrêmes décroît lorsque ladite distance D ou ladite hauteur H diminue. En complément ou en variante, la variation de la frontière du domaine lorsque celui-ci est en forme d'un intervalle de valeurs correspond à une variation de la valeur médiane des bornes extrêmes lorsque la distance D ou la hauteur H entre la position de l'aéronef 10 et le point caractéristique Pc de la piste diminue. De préférence, la valeur médiane des bornes extrêmes décroît lorsque ladite distance D ou ladite hauteur H diminue. Lorsque la grandeur déterminée par le logiciel de détermination 38 est une grandeur parmi les première, deuxième, troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième, huitième, neuvième, dixième, douzième et treizième grandeurs telles que définies précédemment, le domaine de valeurs associé à ladite grandeur déterminée est en forme d'un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes. Dans l'exemple de réalisation de la figure 3, la grandeur déterminée est la première grandeur, à savoir la vitesse courante V de l'aéronef. Le domaine de valeurs associé à la première grandeur déterminée V est défini par une vitesse maximale Vmax (fonction de D ou avantageusement de H) et une vitesse minimale Vmin (fonction de D ou avantageusement de H), l'alerte étant alors apte à être générée par le logiciel de génération 40 lorsque la vitesse courante V est supérieure à la vitesse maximale Vmax ou bien inférieure à la vitesse minimale Vmin. Dans l'exemple de réalisation de la figure 3, la variation du domaine de valeurs associé à la première grandeur V en fonction de la distance D se traduit par une décroissance linéaire de la vitesse maximale Vmax, et également de la vitesse minimale Vmin, lorsque ladite distance D diminue. Dans cet exemple, on observe à la fois une diminution de l'écart entre les bornes inférieure et supérieure Vmin, Vmax de l'intervalle de valeurs pour la vitesse courante V et une diminution de la valeur médiane desdites bornes inférieure et supérieure Vmin, Vmax, lorsque ladite distance D diminue. La vitesse maximale Vmax est par exemple sensiblement égale à 250 Kt pour la première distance D1 et sensiblement égale à 160 Kt pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. La vitesse minimale Vmin est par exemple sensiblement égale à 150 Kt pour la première distance D1 et sensiblement égale à 120 Kt pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D entre les distances D1, D2. Dans l'exemple de réalisation de ta figure 4, la grandeur déterminée et la deuxième grandeur déterminée, à savoir la pente courante FPA de l'aéronef. Le domaine de valeurs associées à la deuxième grandeur déterminée FPA est alors défini par une pente maximale FPAmax et une pente minimale FPAmin, l'alerte étant apte à être générée par le logiciel de génération 40 lorsque la pente courante FPA est supérieure à la pente maximale FPAmax ou bien inférieure à la pente minimale FPAmin. Dans l'exemple de réalisation de la figure 4, la variation du domaine de valeurs associé à la deuxième grandeur FPA en fonction de la distance D se traduit, de manière analogue à l'exemple de la figure 3, par une décroissance linéaire de la pente maximale FPAmax, et également de la pente minimale FPAmin, lorsque ladite distance D diminue. Dans cet exemple, on observe à la fois une diminution de l'écart entre les bornes inférieure et supérieure FPAmin, FPAmax de l'intervalle de valeurs pour la pente courante FPA et une diminution de la valeur médiane desdites bornes inférieure et supérieure FPAmin, FPAmax, lorsque ladite distance D diminue. La pente maximale FPAmax est par exemple égale à 3° pour la première distance D1 et à 2,9° pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. La pente minimale FPAmin est par exemple égale à 2,6° pour la première distance D1 et à 2,7° pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D entre les distances D1, D2.' Dans l'exemple de la troisième grandeur déterminée, à savoir l'assiette de l'aéronef 10, l'assiette maximale est par exemple égale à 5,5° pour la première distance D1 et à 5° pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. L'assiette minimale est par exemple égale à 2,6° pour la première distance D1 et à 2,7° pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de la quatrième grandeur déterminée, à savoir le cap courant de l'aéronef 10, le cap maximal à gauche est par exemple sensiblement égal à 15° pour la première distance D1 et sensiblement égal à 5° pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, D2. Le cap maximal à droite est par exemple sensiblement égal à 15° pour la première distance D1 et sensiblement égal à 5° pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de la cinquième grandeur déterminée, à savoir la route courante de l'aéronef 10, la route maximale à gauche est par exemple sensiblement égale à 15° pour la première distance D1 et sensiblement égale à 5° pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, D2. La route maximale à droite est par exemple sensiblement égale à 15° pour la première distance D1 et sensiblement égale à 5° pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de réalisation de la figure 5, où l'aéronef 10 et la piste d'atterrissage 12 sont représentés en vue de dessus, la grandeur déterminée est la sixième grandeur, à savoir la déviation latérale angulaire courante L de l'aéronef par rapport à un axe d'approche vers la piste d'atterrissage 12, tel que l'axe final d'approche 16. Le domaine de valeurs associé à la sixième grandeur déterminée A est défini par une déviation horizontale à gauche maximale Lw et une déviation horizontale à droite maximale Ae, l'alerte étant alors apte à être générée par le logiciel de génération 40 lorsque la déviation latérale angulaire courante A est supérieure vers la gauche à la déviation horizontale à gauche maximale Aw ou bien supérieure vers la droite à la déviation horizontale à droite maximale Ae. L'homme du métier notera que la déviation latérale courante est également mesurable sous forme d'un écart de distance, et le domaine de valeurs associé est également en forme d'un intervalle dont l'écart entre les bornes diminue lorsque la distance D diminue entre les première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de réalisation de la figure 5, la variation du domaine de valeurs associé à la sixième grandeur A en fonction de la distance D se traduit par une décroissance linéaire de la déviation à gauche maximale Aw, et également de la déviation à droite maximale Ae, lorsque ladite distance D diminue. Dans cet exemple, on observe à la fois une diminution de l'écart entre les bornes extrêmes Aw, Ae de l'intervalle de valeurs pour la déviation latérale angulaire courante A et une diminution de la valeur médiane desdites bornes extrêmes Aw, Ae, lorsque ladite distance D diminue. Dans l'exemple de la sixième grandeur déterminée, à savoir la déviation latérale angulaire courante, les déviations maximales à gauche Aw et à droite Ae sont par exemple égale à 2 dots pour la première distance D1 et à 1 dot pour la deuxième distance D2, et varient chacune linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de la septième grandeur déterminée, à savoir la déviation verticale angulaire courante, les déviations maximales en haut et en bas sont par exemple égales à 2 dots pour la première distance D1 et à 1 dot pour la deuxième distance D2, et varient chacune linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. L'homme du métier notera que la déviation verticale courante est, de manière analogue, mesurable sous forme d'un écart de distance, et le domaine de valeurs associé est également en forme d'un intervalle dont l'écart entre les bornes diminue lorsque la distance D diminue entre les première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de la huitième grandeur déterminée, à savoir l'écart latéral de la position de l'aéronef, l'écart latéral maximal est par exemple sensiblement égal à 2 Nm pour la première distance D1 et sensiblement égal à 0,5 Nm pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. L'écart latéral minimal est par exemple sensiblement égal à 0,5 Nm pour la première distance D1 et sensiblement égal à 0,1 Nm pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de la neuvième grandeur déterminée, à savoir l'écart vertical de la position de l'aéronef, la borne supérieure de l'intervalle pour cette neuvième grandeur est par exemple sensiblement égale à 2500 Ft pour la première distance D1 et sensiblement égale à 500 Ft pour la deuxième diêtance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2. La borne inférieure de l'intervalle pour cette neuvième grandeur est par exemple sensiblement égale à 1000 Ft pour la première distance D1 et sensiblement égaie Ji 200 Ft pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D ventre les première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de réalisation de la figure 6, la grandeur déterminée est la onzième grandeur, à savoir la position estimée Plest d'impact du sol par l'aéronef 10, également appelée prédiction de la position du point d'impact de la trajectoire courante extrapolée avec le plan de référence A de la piste d'atterrissage 12. Le domaine de valeurs associé à la onzième grandeur déterminée est alors une aire avec une frontière F en forme d'une ellipse ayant un demi-grand axe et un demi-petit axe, l'alerte étant alors apte à être générée par le logiciel de génération 40 lorsque la position estimée d'impact Plest est en dehors de l'aire avec la frontière F en forme d'ellipse. Dans l'exemple de réalisation de la figure 6, la variation du domaine de valeurs associé à la onzième grandeur Piest se traduit par une décroissance, de préférence une décroissance linéaire, des valeurs du demi-grand axe et du demi-petit axe de l'ellipse lorsque ladite distance D diminue. La borne maximale de l'intervalle associé au demi-grand axe de l'ellipse est par exemple sensiblement égale à 1000 m pour la première distance D1 et sensiblement égale à 300 m pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, D2. La borne minimale de l'intervalle associé au demi-grand axe est par exemple sensiblement égale à 500 m pour la première distance D1 et sensiblement égale à 10 m pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, D2. La borne maximale de l'intervalle associé au demi-petit axe de l'ellipse est par exemple sensiblement égale à 2,5 Nm pour la première distance D1 et sensiblement égale à 0,5 Nm pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, D2. La borne minimale de l'intervalle associé au demi-petit axe est par exemple sensiblement égale à 1 Nm pour la première distance D1 et sensiblement égale à 0,1 Nm pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, Dl Dans l'exemple de la douzième grandeur déterminée, à savoir la position latérale estimée d'impact du sol par l'aéronef, la borne maximale de l'intervalle associé à cette douzième grandeur est par exemple sensiblement égale à 2,5 Nm pour la première distance D1 et sensiblement égale à 0,5 Nm pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, D2. La borne minimale de l'intervalle associé à cette douzième grandeur est par exemple sensiblement égale à 1 Nm pour la première distance D1 et sensiblement égale à 0,1 Nm pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de la treizième grandeur déterminée, à savoir la position longitudinale estimée d'impact du sol par l'aéronef, la borne maximale de l'intervalle associé à cette treizième grandeur est par exemple sensiblement égale à 1000 m pour la première distance D1 et sensiblement égale à 300 m pour la deuxième distance D2, et varie linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, D2. La borne minimale de l'intervalle associé à cette treizième grandeur est par exemple sensiblement égale à 500 m pour la première distance D1 et sensiblement égale à 10 m pour la deuxième distance D2, tout en variant linéairement en fonction de la distance D entre ces première et deuxième distances D1, D2. Dans l'exemple de réalisation de la figure 7, la grandeur déterminée est la dixième grandeur, à savoir la prédiction de la distance d'atterrissage DA de l'aéronef 10 suivant l'axe longitudinal X de la piste d'atterrissage 12 par rapport au point de référence Pr de ladite piste 12, tel que le début de ladite piste 12. Le domaine de valeurs associé à la dixième grandeur déterminée DA est défini par l'écart entre une distance d'atterrissage -maximale DAmax et une distance d'atterrissage minimale DAmin déterminées suite à un ensemble de prédiction successives, l'alerte étant alors apte à être générée par le logiciel de génération 40 lorsque la distance d'atterrissage estimé DA est supérieure à la distance d'atterrissage maximale DAmax ou bien inférieure à la distance d'atterrissage minimale DAmin. Dans l'exemple de réalisation de la figure 7, la variation du domaine de valeurs associé à la dixième grandeur DA en fonction de la distance D se traduit par une décroissance, de préférence une décroissance linéaire, de l'écart entre la distance maximale d'atterrissage DAmax et la distance minimale d'atterrissage DAmin déterminées suite à un ensemble de prédiction successives sur une période de temps prédéterminée de quelques secondes (par exemple d'une fraction de seconde à une minute environ, typiquement de 10 secondes), lorsque ladite distance D entre la position de l'aéronef 10 et ledit point caractéristique Pc diminue. On observe une diminution de l'écart entre les bornes inférieure et supérieure DAmin, DAmax de l'intervalle de valeurs pour la distance d'atterrissage estimée DA et/ou avantageusement une diminution de la valeur médiane desdites bornes inférieure et supérieure DAmin, DAmax, lorsque ladite distance D entre la position de l'aéronef 10 et ledit point caractéristique Pc diminue. La différence entre la distance maximale d'atterrissage DAmax et la distance minimale d'atterrissage DAmin est par exemple comprise entre 300 m et 500 m pour la première distance D1 'et comprise entre 30 m et 50 m pour la deuxième distance D2, cette différence variant linéairement en fonction de la distance D entre les première et deuxième distances D1, D2., caractérisant ainsi une réduction de la variabilité de la distance prédite d'atterrissage, et de facto une stabilisation de la prédiction de la distance nécessaire à l'atterrissage. Le fonctionnement de l'invention va être à présent décrit à l'aide de la figure 8 représentant un organigramme du procédé de surveillance de la stabilisation de l'aéronef lors de l'approche selon l'invention. Lors d'une étape 100, la position instantanée P de l'aéronef est acquise par le dispositif de surveillance 30 à l'aide de son logiciel d'acquisition 36. La position instantanée P est fournie par les systèmes FMS 20 et/ou GPS 21. La distance instantanée D entre la position instantanée P, acquise lors de l'étape 100, et le point caractéristique Pc de la piste d'atterrissage est ensuite calculée lors de l'étape 110 par le logiciel de calcul 37 inclus dans le dispositif de surveillance 30. Le point caractéristique Pc de la piste d'atterrissage est par exemple prédéterminé et stocké dans la mémoire 35 du dispositif de surveillance. En variante, la piste d'atterrissage 12 et le point caractéristique Pc associé sont déterminés de manière prédictive à l'aide du logiciel de détermination 39. Lors de l'étape 120, lorsque la distance D entre la position de l'aéronef 10 et le point caractéristique Pc est comprise entre les première et dewçième distances prédéterminées D1, D2, le dispositif de surveillance 30 détermine, à l'aide de son logiciel de détermination 38, une ou plusieurs grandeurs relatives à l'aéronef 10, telle que l'une des sept grandeurs définies précédemment. Le dispositif de surveillance 30 analyse ensuite, lors d'une étape 130, si au moins une parmi la ou lesdites grandeurs déterminées fors de l'étape 120 est à l'extérieur de la frontière du domaine de valeurs associé à la grandeur correspondante. Le cas échéant, si au moins l'une des grandeurs déterminées est détectée à l'extérieur du domaine de valeurs qui lui est associé, le logiciel de génération 40 génère alors le signal d'alerte afin de prévenir l'équipage de la situation d'approche non-stabilisée de l'aéronef 10, afin qu'il effectue les actions correctives nécessaires. Après l'étape 130, le procédé retourne à l'étape 100 pour acquérir une nouvelle position instantanée P de l'aéronef 10, et réitérer les étapes 110 à 130, afin de déterminer la valeur de la ou desdites grandeurs pour la nouvelle position instantanée de l'aéronef et de générer si besoin le signal d'alerte. L'homme du métier observera que la frontière du domaine de valeurs associées à chaque grandeur prise en compte est recalculée à chaque réitération de l'étape 130, étant donné que cette frontière varie en fonction de la distance instantanée D entre la position instantanée P de l'aéronef et le point caractéristique Pc de la piste d'atterrissage 12. L'homme du métier comprendra bien entendu que plusieurs grandeurs parmi les treize grandeurs définies précédemment peuvent être prises en compte en parallèle pour améliorer l'efficacité du dispositif de surveillance 30 en détectant au mieux une approche non-stabilisée de l'aéronef 10. Ainsi, le dispositif de surveillance de la stabilisation 30 et le procédé de surveillance de la stabilisation selon l'invention permettent de réduire progressivement l'incertitude autour de la ou les grandeurs déterminées au fur et à mesure que la distance D entre la position de l'aéronef 10 et le point caractéristique Pc de la pist d'atterrissage diminue, c'est-à-dire au fur et à mesure que l'aéronef 10 se rapproche de la piste d'atterrissage 12, alors qu'avec le dispositif de surveillance de l'état de la technique cette incertitude est fixe et ne varie pas, celle-ci étant fonction des valeurs des seuils prédéterminés. Le dispositif de surveillance 30 et le procédé de surveillance selpn l'invention permettent de réduire le nombre d'alertes intempestives afin d'aider au mieux l'équipage de l'aéronef à gérer cette phase d'approche, et ainsi améliorer la sécurité du vol. REVENDICATIONS1.- Dispositif (30) de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche d'un aéronef (10) vers une piste d'atterrissage (12), le dispositif (30) comprenant : - des moyens (36) d'acquisition d'une position instantanée (P) de l'aéronef (10), - des moyens (37) de calcul d'une distance instantanée (D ; H) entre la position instantanée (P) de l'aéronef et un point caractéristique (Pc) de la piste d'atterrissage (12), - des moyens (38) de détermination d'une ou de plusieurs grandeurs (V, FPA, A, DA) relatives à l'aéronef, lorsque ladite distance instantanée (D ; H) est comprise entre des première (D1 ; H1) et deuxième (D2 ; H2) distances prédéterminées, - des moyens (40) de génération d'un signal d'alerte, lorsqu'au moins une parmi la ou lesdites grandeurs (V, FPA, A, DA) est à l'extérieur de la frontière d'un domaine de valeurs respectif, caractérisé en ce que la ou chaque frontière varie en fonction de la distance instantanée (D ; H) entre la position instantanée (P) de l'aéronef et le point caractéristique (Pc) de la piste d'atterrissage (12). 2.- Dispositif (30) selon la revendication 1, dans lequel la ou chaque frontière vérifie une fonction monotone, telle qu'une fonction décroissante, lorsque la distance instantanée (D ; H) entre la position instantanée (P) de l'aéronef et ledit point caractéristique (Pc) diminue. 3.- Dispositif (30) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le domaine de valeurs associé à une grandeur correspondante est un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes (Vmax, Vmin, FPAmax, FPA min, De, Aw, DAmax, DAmin) et l'écart entre les bornes extrêmes, qui forment la frontière dudit domaine, décroît lorsque la distance instantanée (D ; H) entre la position instantanée (P) de l'aéronef et ledit point caractéristique (Pc) diminue. 4.- Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le domaine de valeurs associé à une grandeur correspondante (V, FPA, A, DA) est un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes (Vmax, Vmin, FPAmax, FPA min, De, Aw, DAmax, DAmin), et la valeur médiane des bornes extrêmes, qui forment la frontière dudit domaine, décroît lorsque la distance instantanée (D ; H) entre la position instantanée (P) de l'aéronef et ledit point caractéristique (Pc) diminue. 5.- Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins une grandeur déterminée est un élément choisi parmi le groupe consistant en : une vitesse courante (V) de l'aéronef, une pente courante (FPA) de l'aéronef, une assiette courante de l'aéronef, un cap courant de l'aéronef, une route courante de l'aéronef, une déviation angulaire latérale (A) de l'aéronef par rapport à un axe prédéterminé d'approche vers la piste d'atterrissage, une déviation angulaire verticale courante de l'aéronef par rapport à un axe prédéterminé d'approche vers la piste d'atterrissage, un écart latéral de la position de l'aéronef par rapport à un axe prédéterminé d'approche vers la piste d'atterrissage, et un écart vertical de la position de l'aéronef par rapport à un axe prédéterminé d'approche vers la piste d'atterrissage. 6.- Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel une grandeur déterminée est une prédiction de la distance d'atterrissage (DA) de l'aéronef (10) suivant un axe longitudinal (X) de la piste d'atterrissage (12) par rapport à un point de référence (Pr) de ladite piste. 7.- Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins une grandeur déterminée est choisie parmi une position latérale estimée d'impact du sol par l'aéronef (10) et une position longitudinale estimée d'impact du sol par l'aéronef (10), la position latérale estimée d'impact du sol étant déterminée suivant une direction perpendiculaire à un axe longitudinal (X) de la piste d'atterrissage (12) et la position longitudinale estimée d'impact du sol étant déterminée suivant une direction parallèle à l'axe longitudinal (X) de la piste (12). 8.- Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, dans lequel dans lequel le domaine associé à la ou chaque grandeur déterminée (V, FPA, A, DA) est un intervalle de valeurs ayant des bornes extrêmes (Vmax, Vmin, FPAmax, FPA min, Ae, Aw, DAmax, DAmin) formant la frontière dudit domaine. 9.- Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel une grandeur déterminée est une position estimée d'impact du sol (Plest) par l'aéronef, la frontière (F) d'un domaine associé à ladite grandeur est en forme d'une ellipse ayant un demi-grand axe et un demi-petit axe, et le demi-grand axe et le demi-petit axe de l'ellipse décroissent lorsque la distance instantanée (D ; H) entre la position instantanée (P) de l'aéronef et ledit point caractéristique (Pc) diminue. 10.- Procédé de surveillance de la stabilisation de la phase d'approche d'un aéronef (10) vers une piste d'atterrissage (12), le procédé comprenant les étapes suivantes : - l'acquisition (100) d'une position instantanée (P) de l'aéronef (10), - le calcul (110) d'une distance instantanée (D ; H) entre la position instantanée (P) de l'aéronef et un point caractéristique (Pc) de la piste d'atterrissage (12), - la détermination (120) d'une ou de plusieurs grandeurs (V, FPA, A, DA) relatives à l'aéronef, lorsque ladite distance instantanée (D ; H) est comprise entre des première (D1 ; H1) et deuxième (D2 ; H2) distances prédéterminées, - la génération (130) d'un signal d'alerte, lorsqu'au moins une parmi la ou lesdites grandeurs (V, FPA, A, DA) est à l'extérieur de la frontière d'un domaine de valeurs respectif, caractérisé en ce que la ou chaque frontière varie en fonction de la distance instantanée (D ; H) entre la position instantanée (P) de l'aéronef et le point caractéristique (Pc) de la piste d'atterrissage (12). 11.- Procédé selon la revendication 10, dans lequel la ou chaque frontière vérifie une fonction monotone, telle qu'une fonction décroissante, lorsque la distance instantanée (D ; H) entre la position instantanée (P) de l'aéronef et ledit point caractéristique (Pc) diminue. 12.- Produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu'elles sont mises en oeuvre par un ordinateur, mettent en oeuvre le procédé selon la revendication 10 ou 11.25