FR 2102182 A1 19720407 FR 7129254 A 19710810 71 29254 1 2102182 La présente invention concerne un instrument d'aéronef avertissant le pilote de la nécessité d'effectuer une ressource par suite d'une approche du sol trop rapide entraînant le risque d'un accident. On a déjà proposé de baser des systèmes d'alarme 5 de ce genre sur des mesures combinées de l'altitude de l'avion et de son taux de descente. On sait par exemple qu'un avion se trouvant à une altitude de trois cents mètres au-dessus du sol peut descendre à une vitesse verticale plus grande qu'un appareil se trouvant à trente mètres d'altitude. Mais les systèmes propo-10 sés ne se sont pas montrés satisfaisants, principalement du fait que la mesure du taux de descente de l'avion ne peut pas être effectuée de façon satisfaisante. Il existe des instruments capables de mesurer la hauteur d'un avion au-dessus du sol, par exemple des radio-altimètres, et 15 il est possible de différentier le signal émis par un radio-alti-mètre pour le transformer en signal caractéristique de la vitesse verticale de l'avion. Un signal de ce genre est satisfaisant tant que la surface du sol est relativement plane. Si par contre le terrain est accidenté ou si l'avion survole des bâtiments élevés, 20 des arbres ou d'autres obstacles, les signaux engendrés de vitesse verticale provoquent des fausses alarmes. On sait mesurer par ailleurs l'altitude d'un avion par rapport à une référence fixe, par exemple le niveau de la mer, au moyen d'altimètres barométriques. Il est possible de différentier le signal de sortie d'un altimètre 25 barométrique pour le transformer en un signal représentant la vitesse verticale de l'avion à partir de données barométriques. Un tel signal donne satisfaction dans un système destiné à indiquer la proximité du sol tant que le terrain est relativement horizontal, mais si par exemple ce dernier monte en avant de l'avion, un 30 instrument basé sur ce principe ne fournit aucun avertissement jusqu'à la collision de l'avion avec le sol. Les tentatives effectuées pour filtrer le signal représentant la vitesse verticale de l'avion et en éliminer les composantes haute fréquence n'ont pas permis de résoudre le problème 35 des fausses alarmes ou signaux parasites. Si l'on donne à la constante de temps du filtre une valeur suffisamment grande pour éliminer les signaux d'amplitude élevée engendrés par les irrégularités du sol, les réactions du système aux variations de hauteur 71 29254 2 2102182 de l'avion deviennent très lentes, de sorte que le résultat n'est pas satisfaisant. On a découvert qu'il est possible de réduire de façon significative, sinon d'éliminer complètement, les fausses alarmes 5 ou signaux parasites sans toutefois diminuer la sensibilité du système en écrétant l'amplitude du signal représentatif de la vitesse verticale de l'avion, c'est-à-dire de son taux de descente ou de montée. La présente invention concerne donc un instrument d'aéro-10 nef fournissant au pilote un avertissement relatif à la proximité du sol et dans lequel un ensemble fournit un signal caractéristique de la vitesse verticale de l'avion, cet ensemble étant constitué de plusieurs éléments : le premier élément émet un premier signal caractéristique de la hauteur de l'avion par rapport au sol, 15 le second engendre à partir de ce premier signal un deuxième signal caractéristique du taux de descente ou de la vitesse verticale de l'avion, le troisième écrête l'amplitude du deuxième signal afin de réduire la sensibilité de l'instrument aux irrégularités de la surface du sol, cette réduction d'amplitude pouvant être réglée 20 en fonction des conditions de vol de l'avion (si par exemple, un avion en vol se rapproche par inadvertance du sol, il est souhaitable que le pilote en soit averti assez tôt pour pouvoir facilement remonter à une altitude de sécurité, mais lors d'une approche finale avant 1•atterissage, l'amplitude du signal doit être limi-25 tée afin d'éviter le déclenchement intempestif du signal d'alarme); le quatrième élément calcule également la vitesse verticale, mais à partir de données barométriques et émet un quatrième signal correspondant à ces données et se combinant avec le précédent au moyen d'une combinaison de filtres passe-bas et passe-haut qui 30 sélectionnent/lefassea fréquences du troisième signal à amplitude écrêtée et les hautes fréquences du quatrième signal engendré à partir de données barométriques, le signal résultant donnant avec une grande précision la vitesse verticale tout en éliminant les imprécisions dues aux irrégularités du sol ainsi qu'au décalage et 35 à l'hystérésis de l'altimètre barométrique (ce dernier peut être mis hors service au décollage et en début de montée pour éviter le déclenchement d'alarmes intempestives car, lorsque l'avion roule au sol pendant son décollage, l'air extérieur tend à se comprimer 71 29254 3 2102182 entre l'avion et la surface de la piste, ce qui se traduit par une erreur de lecture de l'altimètre barométrique et la production d'un signal indiquant de façon inexacte une descente de l'appareil); le cinquième élément est un accéléromètre normal donnant une infor-5 mation dynamique sur la vitesse verticale et émettant en conséquence un cinquième signal se combinant avec le premier; l'instrument précédemment décrit est complété d'une part par un système d'alarme à l'usage du pilote, ce système comportant un dispositif définissant deux facteurs critiques et des organes réagissant à 10 chacun de ces facteurs pour déclencher deux signaux d' alarme dont le second exige une réaction de la part du pilote s'il n'a pas déjà réagi au premier, d'autre part par un dispositif capable de mesurer la différence entre les paramètres de vol réels de la machine et une limite critique des paramètres de vol admissible», 15 le signal d'alarme (en l'occurence un signal sonore se répétant à cadence variable) variant en fonction de cette différence, et enfin par des filtres complémentaires d'un dispositif comprenant un amplificateur opérationnel dont le circuit de réaction relie sa sortie à son entrée négative , le faisant fonctionner comme un 20 amplificateur "à décharge" dont la borne positive est reliée d'une part à une première source de signal par un montage à résistances et d'autre part,à une seconde source de signal par un circuit à condensateur, ces deux circuits constituant respectivement un filtre passe-bas et un filtre passe-haut pour les signaux provenant 25 respectivement de la première et de la seconde source , et leur constante de temps pouvant être modifiée par un simple réglage de la résistance dudit montage. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description qui va suivre, faite en re-30 gard des dessins annexés, et donnant à titre explicatif, mais nullement limitatif, plusieurs formes de réalisation de l'invention. Sur ces dessins : - la figure 1 est une courbe représentant la trajectoire d'un avion,dont le pilote effectue une manoeuvre de redressement ou res- 35 source à la suite d'un signal d'alarme de proximité du sol; - la figure 2 est une courbe de l'altitude à laquelle le circuit de l'invention déclenche le signal d'alarme en fonction du taux de descente de l'avion ; 71 29254 4 2102182 - la figure 3 est un schéma d'ensemble du cispouit il'slasrae basé sur la courbe de la figure 2; - la figure 4 est un schéma d'ensemble du cir-cuit selon l'invention calculant le signal de vitesse verticale destiné' au cir- 5 cuit d'alarme de la figure 3; - la figure 5 est un schéma d'ensemble d'une forme de réalisation préférée du circuit d'alarme selon l'invention; et - la figure 6 est un schéma du circuit de l'écréteur de l'amplitude du signal de vitesse verticale et du dispositif à filtres 10 complémentaires. Le circuit d'alarme selon l'invention relatif à la proximité du sol se base sur des principes suggérés antérieurement, mais qui n'ont pas pu être appliqués de façon satisfaisante auparavant. Les facteurs de base utilisés pour engendrer le signal 15 d' alarme sont la hauteur de l'avion par rapport au sol et la vitesse verticale de l'avion. Pour un certain y-apport ©atre ces deux facteurs, le pilote reçoit un signal lui indiquant qu'il doit effectuer une manoeuvre de redressement ou ressource pour faire reprendre de l'altitude à son avion. La principale difficulté ren-20 contrée pour réaliser un circuit d'alarme basé sur ces facteurs a été jusqu'ici 1'impossibilité d'engendrer un signal satisfaisant caractéristique de la vitesse verticale de l'avion. On peut mesurer l'altitude d'un avion de deux façons î la première consiste à mesurer la distance séparant l'avion du sol, ce qui se fait couram-25 ment au moyen d'un radio-altimètre ou d'un radar dirigé le sol et mesurant le temps mis par un signal radio engendré icas l'avion à effectuer l'aller/retour entre l'avion et le sol; 1© second est l'altitude barométrique basée sur la pression atmosphérique au niveau de vol de l'avion. 30 Le radio-altimètre est sensible aux faibles irrégularités existant à la surface de la terre, ainsi qu'à des objets, par exemple des arbres, des bâtiments, etc. Si le sol était plat,il serait tout à fait possible de baser un système d'alarme relatif à la proximité du sol sur un signal fourni par un radio-altimètre. 35 Mais en pratique, ce n'est pas le cas, et le signal ainsi obtenu déclenche des fausses alarmes par suite des irrégularités de la surface du sol. De môme, le signal de vitesse verticale calculée à partir de l'indication d'un altimètre barométrique donne une BAD ORIGINAL 71 29254 5 2102182 information précise en ce qui concerne le taux de descente ou de montée de l'avion, et si ce dernier survolait un sol horizontal ce signal serait satisfaisant. Mais si le sol n'est pas horizontal, et notamment s'il monte ei)àvant de l'avion, le signal engendré à 5 partir de l'altitude barométrique seule ne permet pas de faire fonctionner convenablement un système d'alarme. En combinant un signal de vitesse verticale à amplitude limitée fourni par un radio-altimètre et un signal de vitesse verticale engendré à partir de données barométriques, on peut obtenir 10 un signal calculé ou synthétique d© vitoss® vertical® aussi précis en ce qui concerne la distance par rapport au sol que celui ©agea» dré par un radio-altimètre et aussi sûr en ce qui concerne X1indication dynamique que celui basé sur des données barométriques. Un circuit d'alarme commandé par ce signal calculé de vitesse vertica-15 le fournit au pilote un excellent avertissement de la situation critique exigeant sa réaction, tout en évitant le déclenchement de fausses alarmes ou alarmes parasites» La description ci-après du dispositif nouveau destiné à engendrer un signal de vitesse verticale et des autres caracté-20 ristiques du circuit d'alarme selon l'invention est faite à partis5 d'hypothèses concernant les paramètres de vol de l'aéronef, le circuit d'alarme ainsi décrit permet de "comprendre l'invention, mais il va de soi qu'il est possible d'utiliser le générateur d® signal de vitesse verticale et ces autres caractéristiques de 25 l'invention dans des circuits d'avertissement ou de commande basés sur des conditions de vol et des performances-différentes. Les figures 1 et 2 font ressortir les facteurs de base utilisés pour le circuit d'alarme correspondant à la description ci-après. La courbe de la figure 1 représente la trajectoire 10 30 d'un avion 11 se rapprochant du sol 12 et effectuant une ressource à la suite d'un avertissement ou du déclenchement d'un signal d'alarme. On suppose que l'avion 11 de la figure 1 se trouve à l'altitude h de 150m et descend à une vitesse verticale de 12 mètres par seconde. Cette vitesse verticale négative h est parfois 35 appelée taux de descente ou d'enfoncement de l'avion. Après la réception d'un signal d'alarme indiquant la proximité du sol, le pilote attend 8 secondes (Tjj) avant d'amorcer une ressource qui est effectuée à l'accélération de 0,1 g, g étant l'accélération 71 29254 - 6 2102182 de la pesanteur. Dans ces conditions, la trajectoire de l'avion est tangente au sol à son point bas. Il n'est pas normal pour un pilote d'attendre 8 secondes après le déclenchement d'un signal d'alarme pour amorcer une res-5 source. De plus, une ressource à 0,1 g correspond à une manoeuvre très lente, beaucoup moins brutale que celle effectuée normalement par un pilote recevant un signal d'alarme relatif à la proximité du sol. On peut donc considérer que le point bas de la trajectoire de l'avion ou la hauteur minimale au-dessus du sol basée sur ces 10 facteurs peut s'exprimer par l'équation Hmin - T&ch'T . (Tgc est la somme du temps Tjj de réaction du pilote et du temps nécessaire à effectuer la ressource, et h^ est le taux d'enfoncement ou vitesse verticale au moment du déclenchement du signal d'alarme). Les conditions correspondant au déclenchement du signal 15 d'alarme représentées sur la figure 1 sont données par l'équation de déclenchement : " h„ 20 kT = J-m -3L 2ng D dans laquelle hT est l'altitude à laquelle intervient le signal d'alarme et n est un facteur correspondant à l'accélération de la ressource. La figure 2 est une courbe représentative de l'équation de déclenchement 15, avec l'altitude h^, en ordonnée et le taux d'enfoncement ou vitesse verticale h^ en abscisse. Tant que les paramètres de vol de l'aéronef, en ce qui concerne son altitude 25 et sa vitesse verticale,correspondent à la zone 16 située au-dessus de la courbe 15 de la figure, le pilote ne reçoit aucun signal l'alarme. Mais si ces conditions correspondent à la zone 17 située au-dessous de la courbe et qu'on peut appeler zone critique, un signal d'alarmé se déclenche. 30 Le schéma d'ensemble de la figure 3 correspond à un cir cuit déclenchant un signal d'alarme relatif à la proximité du sol et calculé en fonction de l'équation de déclenchement. Le signal de sortie h d'un altimètre 20 passe dans un circuit/cllfférentia-tion 21 calculant le taux de descente et dont le signal de sortie 35 porte la référence il. Un calculateur 22 d'équation de déclenchement calcule en permanence l'altitude critique correspondant à la vitesse verticale de l'avion ou altitude d'alarme h^,. Ce calculateur comprend un multiplicateur 23 recevant à ses deux entrées 71 29254 t 2102182 »2 JL© signal h et engendrant un signal de sortie h qui est aa-royê a on amplificateur 24 dont le gain ou plutôt l'affaiblissement set de . Le signal h parvient également à un autre amplificateur? 25 dont le gain est TD. Les signaux de sortie des deux amplifi- 5 cateurs sont combinés dans une jonction d'addition 26 engendrant *2 • un signal de sortie tp - ^Vi)» cl®a't-^-dire h^. Ce signal h^ esf appliqué en tant que signal d'entrée positif à une jonction d'addition ou additionneur 28 qui reçoit d'autre part comme signal d'entrée négatif le signal h émis par 10 l'altimètre 20. Si le signal de sortie de la jonction 28 est positif, cela indique que l'avion se trouve à une altitude inférieure à l'altitude critique h^. Cette condition est détectée par un comparateur 29 qui émet un signal de sortie CW ou signal de déclenchement d'alarme. La caractéristique de transfert du compara-15 teur 29 a une hystérésis suffisante pour permettre d'éviter l'enclenchement ou le déclenchement répété du signal d'alarme pour de petites variations des signaux reçus. Le radio-altimètre utilisé comme détecteur d'altitude dana le circuit de la figure 3 donne une information précise sur la dis-20 tance séparant l'avion du sol, mais lorsque l'avion survole un terrain accidenté, ce circuit peut émettre des avertissements ou des signaux de fausse^alarmes. En revanche, un altimètre barométrique capable de supprimer ces fausses alarmes dues à un terrain accidenté n'est pas capable de détecter le risque encouru par un 25 avion survolant un terrain en pente ascendante. De plus, un altimètre barométrique est sujet à des erreurs provenant soit de sa mauvaise mise à zéro, soit des variations à long terme de la pression atmosphérique. Le circuit de la figure 3, bien que théoriquement précis, ne peut être appliqué pratiquement à aucun des 30 instruments courants de mesure de l'altitude. La figure 4 représente schématiquement un circuit complémentaire à filtres combinant les signaux de sortie h^ du radio-altimètre 30 et Itg de l'altimètre barométrique 31. Des circuits différentiateurs 32 et 33 traitent les signaux d'altitude fournis 35 par les altimètres radio et barométrique 30 et 31r et leurs signaux • • de sortie h^ et hg sont envoyés respectivement aux entrées d'un dispositif complémentaire 34 à filtres. Le signal h^ est envoyé à un filtre passe-bas 35 et le signal L, à un filtre passe-haut 36, BAD ORIGINAL 71 29254 8 2102182 les signaux ainsi filtrés étant combinés par un additionneur 37 t pour fournir un signal calculé h^ indiquant la vitesse verticale. Le filtre passe-bas est essentiellement un intégrateur ordinaire tandis que le filtre passe-haut est essentiellement un circuit 5 différentiateur. La constante de temps du filtre complémentaire, tc, est choisie en fonction de la nature du terrain survolé par l'avion et de la sensibilité qu'on désire donner au dispositif d'alarme. Bien entendu, plus cette sensibilité est grande, plus grande est la probabilité de la production d'une fausse alarme 10 ou alarme intempestive si le terrain survolé est accidenté. On a constaté en pratique qu'une constante de temps de l'ordre de 1 à 5 secondes était satisfaisante, et il est possible de faire varier cette constante de temps en fonction des paramètres de vol. La courbe de la figure 4a fait ressortir la caractéris-15 tique du filtre passe-bas 35 en fonction de la durée du signal. La figure 4b fait ressortir la caractéristique du filtre passe-haut 36, et la figure 4c représente le signal calculé caractéristique de la vitesse verticale., Le filtre passe-ba? 35 atténue les conséquences des va-20 riations à court terme ou t bsîvfcs. fréquence de l'amplitude du signal de vitesse verticnlw :?eiirai par le radio-altimètre, ces variations étant produites par les irrégularités de la surface du sol. Le filtre passe-haut 36 filtre le signal de vitesse verticale engendré par les variations barométriques à long terme, ce 25 qui élimine les erreurs dues au décalage de l'altimètre balisé-trique et aux variations de la pression atmosphérique. On a toutefois constaté que malgré ce filtre taire , le signal hp, a souvent une amplitude suffisante pour engendrer un signal de fausse alarme erroné. En conséquence, un 30 système basé sur le signal calculé de vitesse verticale correspondant à la figure 4 n'est pas satisfaisant en pratique. La figure 5 représente un schéma d'ensemble de la forme de réalisation préférée du circuit d'alarme. Comme dans la figure 4, les signaux d'altitude h^ et hg émis respectivement par des 35 altimètres radio et barométrique 40 et 41 représentent les signaux d'entrée du circuit. Conformément à l'invention, le signal h^ est traité par un circuit différentiateur 42 et le signal radio de vitesse verticale hR est traité par un écrSteur ou limiteur BAD ORIGINAL 71 29254 9 2102182 d'amplitude 43 qui empêche son amplitude de dépasser une valeur déterminée, comme décrit ci-après. Le signal de sortie de oet écrêteur parvient à l'entrée d'un filtre passe-bas 44 faisant partie du dispositif complémentaire à filtres 45. Le signal h^ 5 est envoyé à un circuit différentiateur 46 qui émet le signal » hg représentant la vitesse verticale calculée à partir de données barométriques, ce dernier signal passant par l'intermédiaire d'un interrupteur 47 vers l'entrée d'un filtre passe-haut 48. Les signaux filtrés par ces deux filtres sont combinés dans une jonction » 10 d'addition 49 qui émet le signal calculé h^ représentant la vitesse verticale et l'envoie à un calculateur 50 d'équation de déclenchement. Ce calculateur 50 comporte un multiplicateur 52 dont les deux entrées reçoivent le signal hn et qui émet un signal de sor-• p 15 tie hn , comme représenté sur la figure 3. Ce dernier signal par- 1 vient d'une part à un amplificateur 53 dont le gain est , et d'autre part à un amplificateur 54 dont le gain est Tp. Les signaux de sortie de ces deux amplificateurs sont combinés dans la jonction d'addition 55 qui émet un signal h^ correspondant à l'altitude 20 critique en fonction de la vitesse verticale de l'avion. ïïn détecteur 56 sensible à la configuration de l'aéronef,et donc à ses capacités de ressource,règle en conséquence le gain des amplificateurs 53 et 54. L'altitude critique calculée est comparée avec la hauteur 25 réelle de l'avion par rapport au sol pour déterminer les paramètres de déclenchement du signal d'alarme. L'additionneur 57 soustrait le signal h^ du signal h^ et envoie le signal résultant à un comparateur 58 qui, lorsque ce signal d'entrée est positif, émet un signal de déclenchement d'alarme envoyé lui-même au cir-30 cuit d'alarme sonore qu'on va décrire ci-après. L'écrêteur ou limiteur d'amplitude 43 élimine ou du moins^ réduit sensiblement les signaux de fausse alarme résultant des signaux radio.de vitesse verticale provoqués par les irrégularités du sol. Le niveau d'écrêtage de l'amplitude est de préférence 35 réglable en fonction des paramètres de vol de l'aéronef. Par exemple, si l'avion est en approche finale avant l'atterrissage, en train de descendre vers la piste à basse altitude, il est particulièrement inopportun qu'intervienne un signal d'alarme 71 29254 10 2102182 provoqué par la détection d'une irrégulatité de la surface du sol, d'un bâtiment, etc., par le radio-altimètre. En conséquence, le niveau d'écrêtage de 1'amplitude*du signal est davantage abaissé C6 par le limiteur 43 poiu/paramètre de vol que lorsque l'avion est 5 en vol de croisière et donc supposé voler à une altitude ob. une vitesse verticale plus élevée n'entraîne pas de risque. Dans la forme de réalisation représentée sur la figure 5, le niveau d'écré-tage du limiteur 43 est choisi en fonction de la position du train d'atterrissage de l'avion à laquelle est sensible le détecteur 60. 10 Les deux niveaux d'écrétage du limiteur d'amplitude 43 sont indiqués par les références LGU efc LGD sur le schéma de cet appareil de la figure 5. Les valeurs intéressantes des niveaux d'écrétage des signaux caractéristiques de la vitesse verticale de l'avion sont de 15 préférence fonction des performances de l'avion. Dans- une forme de réalisation du système, la limite inférieure est déterminée en fonction de la capacité de ressource de l'avion représentée par la courbe de la figure 2, par exemple en fonction du taux d'enfoncement ou de descente à l'altitude de vol minimale de l'avion. 20 Le niveau supérieur réglé pendant tout le vol,à l'exception de l'approche avant l'atterrissage, correspond de préférence aux performances maximales de montée de l'avion. Si la vitesse ascensionnelle maximale de l'avion est par exemple inférieure à 24m par seconde, il n'a aucun intérêt à détecter une vitesse verticale 25 plus élevée. Un comparateur 62 et l'interrupteur 47 interrompent la transmission du signal correspondant à l'altitude barométrique au cours du décollage et pendant le début de la montée de l'avion. Pendant la course de décollage d'un aéronef, l'air est comprimé 30 en avant du fuselage et sous les ailes de l'avion. L'altimètre barométrique détecte donc une pression accrue et indique une al-titude inférieure à celle de la piste. Le signal hg indique alors que l'avion est en descente et déclenche un signal de fausse alarme , ce qui est pour le moins gênant pour le pilote au cours du 35 décollage. En conséquence, le comparateur 62 détecte l'altitude radio h^ et ouvre l'interrupteur 47 pendant toute la course de décollage et le début de la montée. On a constaté que l'effet de sol faussant les indications.de l'altimètre barométrique disparaît 71 29254 11 2102182 dès que l'avion parvient à 15 mètres environ au-dessus du sol. Dès que le comparateur détecte cette hauteur, il ferme l'interrupteur 47 qui reste fermé jusqu'à l'atterrissage. La courbe de transfert du comparateur est représentée graphiquement en 62. 5 Cette limitation du signal indiquant un taux de descente empêche l'intervention de signaux de fausser/alarmes. Il est toutefois préférable de limiter également le signal indiquant un taux de montée pour éviter la production d'un signal de grande amplitude susceptible de charger un condensateur du circuit complé-10 mentaire à filtres et de bloquer temporairement ou de surcharger le circuit. Le montage approprié concernant le radio-altimètre, l'écr£-teur et le dispositif complémentaire à filtres est représenté sur la figure 6. Le signal d'altitude h^ venant du radio-altimètre 15 (non représenté) parvient aux bornes 65, 66 et est couplé par l'intermédiaire d'un condensateur 67 et d'une résistance série 68 à la borne négative d'un amplificateur opérationnel 69. Des diodes 70, 71 connectées en sens inverse entre l'entrée de l'amplificateur et la masse 72 empêchent qu'un signal trop fort surcharge 20 l'amplificateur. La borne positive de l'amplificateur 69 est reliée à la masse par l'intermédiaire d'une résistance 73, et la sortie de l'amplificateur est reliée à un limiteur 75 à pont, polarisé au niveau opérationnel voulu par un diviseur de tension constitué des résistances 76 et 77 qui relient le pont aux sour-25 ces de tension positive et négative. Un circuit à réaction constitué d'un condensateur 78 et d'une résistance 79 est relié d'une part à la sortie du pont et d'autre part à la borne négative de l'amplificateur 69. Le condensateur 67 alimente l'amplificateur suivant une oourbe caractéristique de différentiation ou de vi-30 tesse, et la constante de temps du circuit à réaction détermine le temps de différentiation. 0,1 seconde constitue une constante de temps appropriée. Le circuit de polarisation du limiteur 75 est complété par une résistance 81 reliant la sortie du pont à la masse. Le 35 rapport de tension^àéterminé dans le pont par les sources de tension positive et négative et les résistances 76, 77 et 81 détermine le niveau d'écrétage du signal radio de vitesse verticale. Lorsqu'on descend le train d'atterrissage de l'avion, l'interrupteur 82 met la résistance 83 à la masse et donc en parallèle 71 29254 . 12 2102182 avec la résistance 81, ce qui abaisse le niveau de 1'écrêteur comme décrit précédemment. L'amplificateur 85 constitue l'élément actif du dispositif complémentaire à filtres. Cet amplificateur comporte un cir-5 cuit de réaction directe 86 entre sa sortie et sa borne d'entrée négative. Ce type d'amplificateur est caractérisé par une impédance proche de l'infini à sa borne d'entrée positive. Le signal limité h^ provenant à l'origine du radio-altimètre parvient à la borne d'entrée positive de l'amplificateur 10 85 par l'intermédiaire d'un circuit ohmique constitué d'un poten-tiomètre 87 et d'une résistance 88. Le signal hg de vitesse verticale provenant à l'origine de l'altimètre barométrique parvient à la borne d'entrée positive de l'amplificateur 85 par l'intermédiaire d'un condensateur 89. Ces deux circuits d'entrée à ré-15 sistance et à condensateur ainsi que 1'amplificateur à impédance élevée constituent un filtre passa-bas pour signal r?adio de vitesse verticale et un filtre passe-haut po«3? 1© signal barométrique de vitesse verticale. Par exemple, si le signal barométrique est nul, les résistances 37, 88 et le condensateur 89 20 se comportent comme un siœpla circuit différentiateur ou comme un filtre passe-bas à l'égard du signal radio ; si c'est le signal radio qui est nul, le condensateur 89 et les résistances 88, 87 font fonction de filtre passe-haut à l'égard du signal barométrique. Les signaux filtrés sont additionnés dans l'amplificateur et 25 1« signal calculé hc de vitesse verticale sort des bornes 93, 94 reliées à la sortie de l'amplificateur 85. La constante de temps t des deux parties du filtre coo plémentaire peut être modifiée au moyen d'un potentiomètre 87. La figure 5 représente également un circuit destiné à 30 ajouter au signal barométrique de vitesse verticale un signal provenant d'un accéléromètre normal 102. Le signal d'altitude barométrique hg est envoyé au filtre passe-haut 103 d'un dispositif complémentaire 104 à filtres. Le signal venant de 1'accéléromètre est envoyé à un filtre passe-bas 105 . Les deux signaux 35 filtrés sont combinés par une jonction d'addition 106 qui émet un signal dynamique de vitesse verticale h^ qu'on peut substituer au signal hg en tant que signal d'entrée du filtre passe-haut 48 du dispositif 45 . On peut trouver des détails supplémentaires BAD ORIGINAL 71 29254 13 2102182 concernant un circuit de ce genre sur la figure 10 de la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique N° 42 918 du 3 juin 1970 déposée par L'émission d'un signal de déclenchement d'alarme à la sortie du comparateur 58 actionne un générateur de signal sonore qui avertit le pilote du risque entraîné par la proximité du sol. Le principe de fonctionnement est sensiblement le suivant î un signal à audio-fréquence est modulé selon une fréquence de récurrence inférieure à 1'audio-fréquence, et 1'audio-fréquence, la fréquence de récurrence et l'amplitude du signal sont choisies en fonction des relations existant entre l'avion et le sol, pour en fournir aux oreilles du pilote une représentation. Le signal de déclenchement d'alarme CW parvient à un circuit logique 110 à audio-fréquence. Une porte ET 111 reçoit lee signaux CW et CWE, ce dernier indiquant au calculateur de proximité du sol l'intégralité des signaux d'entrée. Ces deux signaux étant reconnus valables, la sortie de la porte ET 111 donne un premier critère d'alarme correspondant à un signal d'alarme de faible intensité. L'altitude de l'avion constitue un second critère d'alarme. Lorsque l'avion vole à une altitude égale ou inférieure à 150 mètres et qu'intervient l'alarme à faible intensité, une autre porte ET 112 émet un signal HW correspondant à un signal sonore de forte intensité. Dans un générateur 115 à audio-fréquence, un générateur de fréquence 116 émet un signal de sortie parvenant à un modulateur 117 ou son amplitude est modulée par le signal de sortie en dents de scie d'un générateur 118 de fréquence de récurrence. L'audio-fréquence modulée est amplifiée par un amplificateur 119 dont la sortie est reliée à un haut-parleur 120 situé dans la cabine de l'avion. Lorsque les paramètres correspondant à une alarme de faible intensité sont corrects ,1e générateur 116 engendre une fréquence f1 et l'amplificateur 119 est réglé de façon que son gain soit A1. Pour un paramètre correspondant à une alarme de forte intensité, le générateur 116 engendre une fréquence f2 , le générateur de fréquence de récurrence 118 et l'amplificateur 119 étant réglés de manière que le gain soit A2. Dans un exemple de réalisation du circuit, la fréquence f^ - es-fc d^ 400 Hertz. BAD ORIGINAL 71 29254 14 2102182 Pour le paramètre correspondant à une alarme de forte intensité, 1'audio-fréquence f2 est doublée à 800 Hertz, le niveau d'amplitude A2 étant de 15 décibels supérieur à . Ces modifications des caractéristiques du signal à audio-fréquence permettent de distin-5 guer clairement la différence entre le signal d'alarme à faible intensité et le signal d'alarme à forte intensité. Le générateur de fréquence de récurrence est commandé par-un signal hp venant de la sortie de l'additionneur 57 et indiquant que l'avion pénètre dans la zone 17 représentée sur la figure 2 au-10 dessous de la courbe 15. La profondeur de cette pénétration dans cette zone de danger mesure l'importance de l'action correctrice devant ôtre exercée par le pilote. Le signal hp parvient au générateur de fréquence de récurrence 118 qui fait varier la cadence de répétition du signal d'alarme. 15 Le système d'alarme à audio-fréquence décrit peut, bien entendu, ôtre utilisé à l'usage des opérateurs d'autres machines que des avions pour les alerter sur les risques provoqués par des paramètres de fonctionnement anormaux. On peut aussi utiliser les signaux CW, HW et hp pour actionner d'autres types d'aver-20 tisseurs, par exemple des lampes, pour alerter le pilote d'un paramètre critique de proximité du sol. II va de soi que la présente invention n'a été décrite et représentée qu'à titre explicatif, mais nullement limitatif, et qu'elle est susceptible de diverses variantes sans sortir de 25 son cadre. COPY 71 29254 15 2102182 REVENDICATIONS 1 . Appareil destiné à faire apparaître dans un aéronef un paramètre critique de proximité du sol en fonction de la vitesse verticale de l'avion, ledit appareil étant caractérisé par 5 un montage engendrant un signal caractéristique de la vitesse verticale de l'avion, ce montage comportant un instrument mesurant la hauteur de l'avion par rapport au sol, un appareil sensible au signal de sortie dudit instrument et le transformant en un premier signal caractéristique de la vitesse verticale de l'avion, et un 10 écr^teur limitant l'amplitude de ce premier signal pour réduire la sensibilité de l'appareil aux irrégularités de la surface du sol. 2. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en ce que la limite d'amplitude ou niveau dudit premier signal est réglable, par exemple en fonction des paramètres de vol de l'avion. 15 3. Appareil selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'un détecteur sensible à une caractéristique de la configuration de l'avion agit sur un organe de réglage du niveau . 4. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en ce que les polarités dudit premier signal sont différentes pour une 20 montée et pour une descente de l'avion, ledit écréteur limitant l'amplitude de ce signal dans les deux cas. 5. Appareil selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit niveau est réglé d'une première manière au cours de la manoeuvre d'approche de l'avion avant l'atterrissage et d'une 25 seconde manière pour les autres conditions de vol. 6. Appareil selon la revendication 5, caractérisé en ce que le premier réglage du niveau correspondant à la manoeuvre d'approche est déterminé en fonction des capacités de ressource de l'avion et en ce que le second réglage est déterminé en fonction 30 de ses capacités de montée maximale. 7. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte un altimètre barométrique relié au générateur d'un . deuxième signal caractéristique de la vitesse verticale de l'avion à partir de données barométriques, et un dispositif complémentaire 35 à filtres combinant le premier signal écr£té avec ledit deuxième signal pour produire un troisième signal calculé caractéristique de la vitesse verticale de l'avion. COPY 71 29254 16 2102182 8. Appareil selon la revendication 7, caractérisé en ce que ledit dispositif comporte un filtre passe-bas recevant le premier signal écrété, un filtre passe-haut recevant ledit deuxième signal et un circuit combinant les signaux de sortie de 5 ces deux filtres. 9. Appareil selon la revendication 8, caractérisé en oe que la caractéristique de transfert du filtre passe-bas est 1 . TC 8+1 et la caractéristique de transfert du filtre passe-haut est Tes 10 tc8-*-1 10. Appareil selon la revendication 9, caractérisé en ce que la constante de temps t du dispositif de filtrage est réglable, et elle est par exemple de l'ordre de 1 à 5 secondes. 11. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend un générateur d'un deuxième signal caractéristique 15 de la vitesse verticale de X8 avion calculée à partir de données barométriques, en ce que les polarités dudit premier signal sont différentes pour une monté® et pour «ne descente de l'avion, ledit écréteur limitant l'amplitude de oe signal dans les deux cas, et en ce qu'un dispositif sfapléEeataire à filtres combine le premier 20 signal écrëté et ledli- ûo'slèse signal pour fournir un troisième signal calculé caractéristique de la vitesse verticale de l'avion. 12. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en. ce qu'il comporte un accéléromètre mesurant l'accélération normale de l'avion, et un dispositif complémentaire à filtres comblant le premier signal écrété avec le signal de sortie de l'ay; 'LC?©aètre pour produire un signal calculé caractéristique de le vitesse verticale de l'avion. 13. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en oe qu'il comporte un accéléromètre mesurant l'accélération normale "50 de l'avion et émettant un signal, un générateur d'un signal caractéristique de la vitesse verticale de l'avion à partir de données barométriques, un dispositif complémentaire à filtres combinant ces signaux pour produire un autre signal caractéristique de la vitesse verticale de l'avion calculé à partir de don- 35 nées dynamiques, et un organe de filtrage complémentaire combinant ledit signal écrété avec ledit autre signal. 14. Appareil selon la revendication?, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif mettant hors service l'altimètre BAD ORIGINAL 71 29254 ,7 2102182 barométrique au cours du décollage de l'avion et constitué par exemple par l'instrument mesurant la hauteur de l'avion par rapport au sol. 15. Appareil selon la revendication 14, caractérisé en ce que la mise hors service de l'altimètre barométrique subsiste pendant le début de la montée faisant suite au décollage.