FR 2325022 A1 19770415 FR 6911680 A 19690502 La présente invention concerne la production, le traitement et- la présentation d'informations facilitant le pilotage manuel dtun avion sur une trajectoire précise et préd8terminée dans un plan vertical ou dans trois dimensions. Une nouvelle forme d'indices permet de visualiser symboliquement les informations concernant la trajectoire de vol désiré avec la prespective sous forme d'un affichage "intérieur- extérieur" dont les relations géométriques correspondent aux dimensions apparentes des accidents de terrain et de la trajectoire de vol par rapport à l'avion et au pilote. On peut par exemple désirer faire suivre à un avion une trajectoire serrant le profil du terrain d'aussi près que possible. Normalement, la marge d'altitude minimale est choisie aux environs de 75 mètres, c'est-à-dire que, toute autre considération mise à part, la trajectoire de vol est constituée par le profil du terrain décalé verticalement de 75 mètres. En pratique particulièrement sur les avions rapides, ceci est difficile à obtenir. I1 s'est révélé que l'appréciation des pilotes du profil réél du terrain et de la distance aux accidents de relief tétait pas suffisamment précise pour suivre une telle trajectoire, mAeme au prix d'une concentration exceptionnelle. Divers types d'équipements ont donc été mis au point pour aider le pilote dans ce cas.Les meilleurs résultats sont obtenus en remplaçant le pilote par un dispositif automatique. Cette solution présente cependant certaines insuffisances en ce qui concerne la confiance du pilote, le coût et la fiabilité et a de plus l'inconvénient inhérent de ne pas utiliser ltha- bilité et le jugement du pilote. La mesure la plus simple et la plus générale des performances de vol rasant à basse altitude est constituée par la hauteur moyenne d'évolution. Dans la pratique, l'aptitude au vol rasant d'un pilote dépend principalement de la fagon dont il anticipe les évolutions audessus des crêtes. En effet, s'il amorce sa montée trop tard il dépasse la crête, alors que s'i l'amorce trop t6t l'avion vole trop haut à l'approche des crêtes. En outre, les accél- rations admissibles sont limitées par des facteurs humains. L'accélération négative est généralement limitée à 0,5 G. L'opération cruciale est donc d'amorcer la montée au point voulu de manière que le rétablissement de l'avion en vol horizontal se fasse au-dessus de la croate avec une accélération négative inférieure à 0,5 G, ce qui permet de commencer immédiatement la descente, sans dépassement. Le pilotage en vol rasant est évidemment d'autant plus difficile que la visi bilité décroît. L'affichage d'informations facilitant le pilotage manuel dans ce cas soulève plusieurs problèmes difficiles. Un cadran ou tout autre système d'affichage simple fournissant au pilote des informations instantanées avec ou sans anticipation à l'approche des accidents de terrain ne permet pas des performances suffisamment précises. Cette solution a l'inconvénient de réduire le rôle du pilote à celui d'un maillon dans un servo-système semi-automatique,de sorte que la cause principale d'imprécision est la variation du temps de réponse du pilote aux ordres affichés. Le problème de la souplesse d'emploi est peut-être encore plus important. Les systèmes automatiques et semiautomatiques sont totalement impropres à admettre des variations par rapport à la norme. Les dispositifs d'affichage classiques sont de peu de valeur lorsque le pilote désire éviter des obstacles tels que des tours ou contourner une zone particulière. Ces systèmes ne fournissent pas d'informations que le pilote peut extrapoler ou utiliser comme réfdrences pour des manoeuvres spéciales. De plus, l'habilité du pilote est mise à contribution de façon médiocre et sa confiance dans le dispositif est réduite car il doit exécuter des fonctions mécaniques ressemblant relativement peu au pilotage normal. Un aspect de ces problèmes est que le pilotage manuel s'effectue normalement en utilisant la connaissance et l'expérience des relations entre les caractéristiques~de-vcI de l'avion et la trajectoire de vol désirée par rapport à la scène vue par lespilote. En d'autres termes, la procédure normale de pilotage dans un problème de ce type consiste à visualiser la trajectoire par rapport au terrain observé, puis à actionner les commandes de manière à suivre cette tra jectoire. La trajectoire de vol visualisée est une entité géométrique. Les indicateurs classiques ne permettent pas de présenter ce type d'information qui, lorsqu'elle est disponible, est sous forme bi-dimensionnelle comme un graphique. Cette information est cependant sous forme "extérieur-intérieurtU par rapport à l'avion} c'est-à-dire qu'elle ne se présente pas du point de vue de la position du pilote dans l'avion, contrairement aux informations "intérieur-extérieur". La conversion mentale de ces informations "extérieures" en informations "intérieures" par rapport à la position du pilote, est longue et laborieuse. En outre, les paramètres principaux sont les distances aux accidents de terrain et la hauteur de ces derniers. Ces informations, par rapport à l'avion, constituent essentiellement-un continuum de vecteurs de position dont l'origine est le pilote et qui sont orientés vers la trajectoire de vol désirée.La présentation directe de la valeur d'un vecteur distanee sous une forme "interieur-extérieurt' à partir d'une origine est impossible. L'affichage de la hauteur et de la distance avant présente donc une difficulté certaine. Les mêmes problèmes se posent pour le guidage de l'atterrissage d'un avion. La trajectoire d'approche optimale pour l'atterrissage est contenue dans un plan vertical ou dans une surface verticale courbée de manière simple. Le pilotage manuel nécessite dans ce cas la connaissance ou l'esti- mat ion du continuum de vecteurs distance orientés selon la trajectoire d'approche. Dans le passé, diverses formes d'affichage "tête haute ", c' est-à-dire à hauteur des yeux de l'observateur, ont été réalisées dans diverses applications toutes caracté risées par la superposition d'informations au champ de vision naturel d'une personne observant une scène dans laquelle elle doit effectuer une certaine fonction de commande. Dans sa forme la plus simple, un dispositif d'affichage "tête haute " projette les indications des instruments du tableau de bord d'un véhicule sur le pare-brise de manière que le conducteur puisse concentrer son attention sur la scène qui se déroule devant lui,en lui évitant d'avoir à baisser la tête pour consulter le tableau de bord. Les dispositifs d'affichage ntête haute" ont été largement utilisés pour présenter les informations géométriques relatives au système de commande de tir d'un avion.Dans ce cas, l'image collimatée en deux dimensions est projetée de manière à faire apparat- tre un indiee ou symbole représentant la direction voulue au moment du tir. L'affichage "tête haute" d'une telle information est relativement simple, mais le problème se complique lorsque l'on désire présenter au pilote un plan vertical ou des données tri-dimensionnelles reliées à des distances et dont la signification soit immédiate par rapport à la scène observée. La présente invention a par conséquent pour objet un procédé permettant de produire et d'afficher les informations définissant la trajectoire désirée pour permettre au pilote de suivre cette dernière sans habileté particulière et en utilisant les procédures classiques d'évolution. Cet affichage permet au pilote de suivre la trajectoire désirée avec plus de précision et moins de concentration en fournissant des données visuelles qui facilitent l'anticipation des évolutions manuelles. L'invention apporte en outre un système d'affichage "tête haute" présentant des informations de vol sous une forme "intérieur-extérieurn correspondant à la scène observée par le pilote qui peut ainsi corréler la trajectoire de vol générée avec le terrain observé visuellement, lorsque les conditions de visibilité le permettent. Le dispositif de l'invention a enfin pour objet la production d'une trajectoire de référence permettant au pilote des déviations importantes de direction sans perdre sa signification que l'avion soit près de la trajectoire de référence ou s'en écarte. Selon certaines particularités d'une application de l'invention, un dispositif d'affichage pour le vol rasant utilise un calculateur numérique et/ou analogique relativement simple simple pour modifier les signaux issus d'une source de données de trajectoire de vol en fonction des limitations portant sur certains paramètres de l'avion et agissant sur une source classique de données visuelles bi-dimensionnelles de manière à présenter des indices sous forme "int8rieur-extérieur" d'où est facilement déduite la trajectoire de vol désirée.Les signauxde la source de données de la trajectoire de vol, normalement constitués par une mémoire enregistrant les informations d'un radar de navigation, sont échantillonnés "en temps inverse", c'est-à-dire que les points d'information de la trajectoire de vol sont pris dans l'ordre inverse de leur apparition par rapport à la direction du vol.Des circuits simples permettent de modifier les signaux issus de la source d'informations en introduisant par exemple des limitations d'accélération verticale et de vitesse sur la trajectoire désirée de manière à effectuer-une simulation de vol nen temps inverse" La forme "intérieur-extérieur" particulière des indices est constituée par une paire de bandes ressemblant à des barrières et formant les parois verticales d'une espèce de tunnel au centre duquel se trouve la trajectoire de vol désirée. L'emploi de constantes d'affichage prédéterminées permet de fixer les dimensions des bandes pour obtenir une forme particulière de la section du tunnel.L'estimation de 12axe curviligne ducouloirest facilité en faisant apparaître les bandes sur un tube à rayons cathodiques avec des déplacements verticaux fonction de la trajectoire de vol désirée et des largeurs verticales relatives en perspective avec la distance. L'expérience a montré qu'un pilote d'habilité moyenne peut sans difficulté suivre la trajectoire désirée, soit à l'aide de l'image seule, soit en projetant cette der nière en superposition au paysage. Dans ce dernier cas, la confiance du pilote est considérablement accrue car il peut comparer les manoeuvres ordonnées par le dispositif avec leur déroulement réel, lorsque les conditions météorologiques le permettent. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à l'aide de la description qui va suivre et des dessins sur lesquels - la figure 1 est un schéma illustrant le -franchis- sement d'un obstacle en vol à basse altitude; - la figure 2 montre l'aspect de l'image produite par le dispositif selon la présente invention; - la figure 3 est un schéma synoptique d'un mode de réalisation préféré de la présente invention; - la figure 4 est un schéma électrique du générateur de trajectoire de la figure 3; - la figure 5 est un schéma synoptique de détail de la figure 3; - la figure 6 est un schéma synoptique de la mémoire à lignes à retard utilisée dans le dispositif de la figure 3. La figure 2 illustre les informations affichées sur un éoran transparent 10 pour permettXueià un pilote d'effectuer un vol rasant à hauteur constante et/comprennent deux bandes d'indices i1 et 12 symétriques 1'une de l'autre. L'écran 10 est une lame plane de verre dichrolque à travers lequel le pilote peut voir sensiblement sans obstruction le terrain 20 situé dans liane de l'avion. La source d'image des bandes il et 12 est un projecteur classique "tête haute" 21 faisant partie du système de la figure 3 qui détecte le profil vertical du terrain à l'avant de l'avion et en tire les signaux d'information appropriés.L'image est produite sur un tube d'oscilloscope classique à forte intensité, puis projetée par des systèmes optiques de collimation de la même manière que les symboles de commanande de tir. Les banAes il et 12 peuvent être interprètées comme des barrières verticales formant les parois latérales d'unoouloirdans lequel doit être maintenu l'avion. A titre indicatif} les bandes d'indices sont graduées de manière que la distance apparente sur le terrain comprise entre elles soit de 60 mètres) leur début se situant à 230 mètres en avant de l'avion aux bords proches 15 et 16 pour converger vers l'horizon à environ 9 km, leurs extrémités éloignées 17 et 18 étant de part et d'autre de la trajectoire verticale désirée.L'extension verticale des bandes 11 et 12 est étalonnée pourreprésenter environ 15 mètres. Pour faciliter l'exploitation de la trajectoire ainsi visualisée, un symbole 14 ayant la forme d'une croix, d'un cercle ou de toute autre désignatwon de point, représente l'orientation réelle de la trajectoire instantanée de l'avion. Le projecteur de collimation 21 reçoit un signal d'un générateur de trajectoire 23 qui est représentatif du profil du terrain décalé de la marge de sécurité désirée. La figure 4 illustre en détail un générateur simple de signaux analogiques pouvant remplir cette fonction. Le radar de navi gation 25 de l'avion balaie le terrain et ses informations sont appliquées à une mémoire 24. Les signaux de trajectoire désirée sont obtenus à partir du profil du terrain enregistré dans la mémoire 24 lus en temps inverse, ce qui est un point important imposé par le procédé de génération de trajectoire. Ainsi, les données concernant le profil du terrain à l'avant de l'avion sont traitées en série dans l'ordre des distances décroissantes de manière que la synchronisation se fasse en sens inverse de la progression de l'avion en temps réel vers les points correspondants. Le radar de navigation, qui peut être du type AN/ASGS4, fournit les signaux de référence seuls appropriés. En pratique, les signaux de sortie du radar sont enregistrés dans une ligne à retard en verre ou mémoire 24, sous forme numérique circulante, puis appliqués au générateur de trajectoire 23 sous forme analogique. Lorsque l'invention est appliquée aux aides à l'atterrissage ou aux dispositifs permettant de suivre une trajectoire quelconque, les informations de profil exact du terrain proviennent de données enregistrées en permanence ou obtenues par télémétrie.Tout type de projecteur "tête hauten fournissant une image intense et collimatée des barrières d'indices 11 et 12 de la trajectoire désirée sur un tube à rayons cathodiques peut être utilisé, tel que le projecteur objet du brevet français n" 1 276 968 qui est préféré car les informations visuelles projetées sont indépendantes des mouvements de la tête de l'observateur. Mêmeen l'absence de projection, l'observation des informations sur un oscilloscope fournit des données visuelles sous forme nintérieur- extérieur" que les pilotes préfèrent en général. Un exemple de vol rasant est illustré à la figure 1 sur laquelle HT représente le profil du terrain, HD la hauteur de la trajectoire de vol désirée et Ho la marche minimale entre la trajectoire désirée et le terrain.Un calculateur analogique permettant la génération de la trajectoire de vol est représenté à la figure 4 et utilise des signaux de variation de hauteur. La différenciation des signaux de profil de hauteur enregistrés s'effectue par intégration et réaction dans un intégrateur 3)4 de la différence entre la hauteur désirée HD du générateur et la hauteur réelle du terrain HT La dérivée première de la hauteur désirée, HD est ainsi obtenue. La sortie HD définissant la trajectoire désirée est produite périodiquement par simulation en temps inverse, c'est-à-dire que l'échelle des temps n'est pas en temps réel . La variable de temps est de préférence déterminée par le rythme auquel les signaux de profil de terrain fournis par le radar sont appliqués par l'intermédiaire de la mémoire 24 au générateur de trajectoire 23. La sortie HD suit l'entrée HT à l'exception du cas où HD dépasse une certaine limite négative fixée par un circuit comprenant une diode 33, un condensateur d'intégration 37 et une intensité de référence I. Le fonctionnement du circuit est essentiellement celui d'une boucle d'asservissement direct. Lorsque HT devient positif, le point 41 le devient également, le point 42 devient négatif et la diode 33 conduit. Tant que la diode 33 est conductrice, le calcul tout entier s'effectue en boucle fermée et sa fonction de transfert est la transformée de Laplace suivante HD(S)/HT(s) = -1/(1 + s/K) Si K est grand, 11 erreur entre HD et HT est faible. Tant que HD est positif, la diode 33 reste conductrice grâce à l'intensité passant dans la diode 38 et la résistance 35. La diode 38 sert en outre à empêcher la charge du condensateur d'intégration 37 tant que HD est positif (et que le point 42 est négatif). Lorsque HT devient négatif, le point 42 devient immédiatement positif. Simultanément, le potentiel appliqué au point 45 commence à devenir positif et la diode 38 vesse de conduire. Le potentiel du point 45 augmente à partir de zéro lorsque le condensateur d'intégration D7 est chargé à une tension E1 à travers la résistance 36. L'impédance de la résistance 36 étant choisie relativement grande par rapport à l'impédance du condensateur 37 et les potentiels du point 45 étant faibles, le courant circulant dans la résistance 36 est un courant constant I.Lorsque le potentiel du point 42 augmente plus lentement que celui du point la la diode 53 reste conductrice et la boucle fermée, de sorte que HD suit HT de la même manière que lorsque HD' est positif. Par contre, lorsque le potentiel du point 42 augmente plus vite que celui du point 45, la diode 53 cesse de conduire et ltentrée de l'intégrateur est essentiellement le potentiel appliqué au point 45. Le résultat de ceci est un taux de variation approximativement constant pour HD, c'est-à-dire une accélération constante.Le choix de I limite donc HD. De plus, lorsque le potentiel du point 45 atteint la limite fixée par le potentiomètre 40, la diode 79 devient conductrice limitant HD à une valeur négative maximale. Le résultat final de ce calcul est une forme d'onde qui suit son entrée~pQL; ure des polarités de la dérivée première de cette dernière et suit l1entrée entre certaines limites de sa dérivée seconde pour la polarité opposée de la dérivée première. Cette forme de calcul n'incorporant pas la marge de sécurité fixe Ho, la sortie du générateur de trajectoire 23 de la figure 4 est en fait la hauteur désirée moins la marge de sécurité.Ce terme est facilement introduit par la suite par addition algébrique d'un signal fixe Ho correspondant à la marge de sécurité désirée. Pour présenter en perspective les informations visuelles désirées au pilote (qui les voit en corres-pondance avec la scène extérieure), les deux axes d'un oscilloscope à rayonscathodiques classiques sont commandés par des tensions inversement proportionnelles à la distance en fonction linéaire du temps.La commande horizontale est Eh = KhSh/R(t) où Sh est le décalage voulu des barrières (+ 30 mètres dans le cas de la figure 2), alors que la commande verticale est v v = I, 4 (HD(t) - H + Ho + SV)/R(t où Q est l'angle de tangage de l'axe de visualisation de l'avion, HA l'altitude de l'avion, Sv distances du bas au haut des barrières (-8 m à +8 m dans le cas de la figure 2), et Kh et K v des constantes de ltoscilloscope d'affichage fixant i 'é- chelle et les dimensions de limage en fonction des dimensions des bandes d'indices choisies et de la distance de l'image à l'observateur. Les barrières peuvent facilement être obtenues en superposant un signal sinusoïdal à haute fréquence. Le système de guidage en vol rasant de la figure 5 est représenté sous une forme plus détaillée à la figure 5. Les signaux de distance R du radar de navigation 25 sont convertisen signaux de hauteur de terrain HT sur la base de l'altitude de l'avion HA (mesurée à partir du niveau de la mer ou de toute autre surface de réfdrence), l'attitude en tangage de l'avion Q par rapport au plan horizontal, et la position angulaire instantanée du balayage de l'antenne , d'après la forrule-+ = HA + Rsin ( +Q). Les signaux Q et HA sont fournis par les instruments existants à bord de l'avion tels qu'une centrale à inertie classique ou un gyroscope de tangage du pilote automatique et par un altimètre barométrique ou similaire. Le convertisseur distancehauteur fournit donc les signaux représentatifs de la hauteur du terrain HT sur une coupe verticale dont ltorientation en azimuth est celle du plan dans lequel balaie l'antenne du radar.Normalement/ cette direction est approximativement la même que la trajectoire de vol de l'avion à laquelle elle peut être rendue précisément égale en contrôlant l'antenne en fonction des angles de dérive et de roulis de l'avion. En conditions normales de vol rasant, la vitesse aérodynamique de l'avion est approximativement constante pendant les intervalles de temps de mesure, de sorte que les positions en hauteur du profil du terrain et les positions futures de la trajectoire de vol de l'avion sont sensiblement linéairement proportionnelles au temps de vol. Les distances aux accidents de terrain sont-donc proportionnelles au temps de vol. D'autre part, les signaux de hauteur de terrain HT provenant du radar sont distribués de manière aléatoire par rapport à la distance et par rapport au temps de vol. Ceci revient à dire que le radar balayant à une vitesse constante, les échos ne sont pas reçus à intervalles égaux. Ceci est important car le générateur de trajectoire 23 se base sur le fait que les signaux de terrain HT sont émis approximativement en fonction de la distance du sol ou du temps de la trajectoire de vol. Il est par conséquent'c souhaitable d'appliquer les signaux de hauteur HT au générateur de trajectoire 23 en respectant les temps sur la base des distances. Il est préférable d'effectuer la mémorisation des données concernant le terrain sous forme numérique. La trans formation nécessaire se fait dans le convertisseur analo gIque-numérique 24.. Dans la forme de la figure 6, neufs bits parallèles représentant un point s sotit mémorisés dans neuf lignes à retard en verre. Chaque ligne à retard 50-de la figure 6 assure la propagation d'un bit en synchronisme avec un compteur d'index représentant les distances. Les lignes à retard sont par exemple soumises à un rythme d'information de cinq megahertz et produisent un retard de cin- quante microsecondes.Les circuits comprennent en outre des amplificateurs de signaux d'entrée et sortie, respectivement 54 et 55 > pour les lignes à retard, comme illustré à la figure 6. La sortie de la ligne à retard est réinjectée à l'entrée en l'absence d'un signal de remplacement produit par le convertisseur analogique-numérique 24A. Une forme d'onde rectangulaire appliquée à la borne 57 en parallèle avec le compteur dtindex, non représenté, tend à appliquer un train d'impulsions à chaque ligne à retard 50. Cependant, ces impulsions rectangulaires sont commandées par des portes NI 52 et 53. Le signal de sortie est inversé par la porte NI 51 pour pouvoir être comparé avec l'impulsion recyclée prise sur la bascule de sortie 56 de la ligne à retard.L'échelle de représentation choisie est telle que les nombres représentant les échantillons de hauteur de.terrain correspondent à des intervalles de 30 mètres, le bit le moins significatif représentant un incrément d'altitude de 6 mètres. L'invention nécessitant le traitement de signaux de hauteur de terrain HT en temps inverse, il faut inverser l'ordre des données qui sont mémorisdes dans l'ordre des distances croissantes. Les signaux sont, par conséquent, lus sur les lignes à retard à raison d'un nombre à chaque circulation et le point de lecture est décalé à chaque circulation. Pour 250 échantillons, la durée est d'environ 12 millisecondes pour un balayage. Ce temps étant important par rapport à la vitesse de vol et au temps de traitement des données, est de préférence compensé en modifiant le comPtage dans le com-pt-eur d'index principal en fonction de la vitesse sol de l'avion. Les signaux numériques de sortie sont ensuite appliqués au générateur de trajectoire 23 à travers un convertisseur numérique-analbgique 24b. La trajectoire désirée est donc générée environ 80 fois par seconde. Les effets de persistance de ltécran de l'oscilloscope et de l'oeil humain permettent de visualiser apparamment de manière continue les signaux de trajectoire désirée qui ne présentent que de légères fluctuations. Dans le système décrit, qui est en fait relativement simple, la contrainte déterminante est la limite d'ac célération négative HA. La trajectoire de vol désirée suit directement le profil du terrain jusqu'à ce que le contour détecté nécessite un écart par rapport à cette trajectoire directe, comme dans le cas de la transission constituée par le segment de trajectoire 1A sur la figure 1. D'ne manière schématique, les contraintes ont pour effet de donner à la trajectoire survolant les crêtes la forme d'un segment circulaire dont le centre est sur la verticale passant par la crête et dont le rayon est proportionnel au carré de la vitesse de l'avion pour limiter ltaccélération centripète. Pour les crêtes les plus hautes, cette relation est modifiée en arrêtant le segment circulaire en un point tel que la composante de vitesse descendante de l'avion atteint une limite prédéterminée après laquelle la trajectoire générée est une ligne droite Ce segment rectiligne se raccorde avec la trajectoire de vol désirée obtenue par simple décalage du profil du sol. Cette discontinuité du second ordre de la trajectoire désirée se présente sous la forme d'une augmentation de la vitesse ascensionnelle par le pilote. Cette variation entraînant le passage à une vitesse ascen-sionnelle déterminée pour une vitesse de croisière donnée, est commune à toutes les situations extrêmes. Une expérience limitée familiarise le pilote avec ces conditions limite pour une certaine vitesse sol et il peut facilement extra poler pour les autres vitesses. Le saut des crêtes devient une manoeuvre facile que le pilote exécute en toute confiance. Il est évident que l'exécution de la même évolution par la simple appréciation des paramètres de chaque cas nécessite un certain nombre d'opérations mentales complexes pour estimer où, quand et comment doit être modifiée la trajectoire de vol. Bien que dans la forme décrite ci-dessus il soit illustré une trajectoire de vol rasant projetée devant le pilote, il va de soi que le système est applicable à toute forme de trajectoire de vol. Les barrières d'indices représentent grossièrement le profil d'une route. sur laquelle le pilote doit maintenir l'avion. Avec une source d'informations générant par exemple une trajectoire d'approche à l'attérrissage, un circuit de contrôle aérien, ou une trajectoire d'interception de cibles, on voit qu'il est possible de visualiser une trajectoire de vol désirée qui soit réaliste, qui tienne compte des contraintes de l'avion et de l'équipage et que l'on peut présenter sous une forme imagée sans complexité exagérée.Il est à noter que ce processus effectue une intégration automatique des informations de trajectoire externes en une forme directement utilisable par rapport à la'position réelle et à la vitesse de l'avion, lesquelles sont directement significatives pour le pilote dont la vision de la situation est "intérieur-extérieur". Dans les exemples mentionnés ci-dessus, comme dans le cas d'une approche d'atterrissage, deux variables supplémentaires sont introduites. Ces variables sont la position latérale et la vitesse ou position longitudinale de l'avion qui doivent être contrôlées avec précision pendant l'atterrissage et qu'il est généralement souhaitable d'inclure dans l'affichage d'informations. Ceci est réalisé de manière simple à partir du dispositif précédent en appliquant une tension d & déviation provoquant un décalage des barrières d'indices 11 et 12 de la figure 2 proportionnellement à la déviation de la trajectoire réelle de l'avion par rapport à la trajectoire désirée. En variante, une seconde paire de bandes d'indices perpendiculaires aux premières, peut être générée essentiellement de la même manière que les premières.Chaque paire de bandes encadre ainsi une espèce de couloir délimitant la trajectoire de vol. C'est-à-dire qu'à toute distance de vol future, un ensemble de points des bandes d'indices encadre le point de la trajectoire de vol désirée situé à une distance correspondance. Les bandes sont suffisamment écartées pour que le pilote puisse voir clairement les ondulations de la trajectoire de vol et la perspective lui permet d'apprécier les distances. Il doit donc faire appel à son habilité et à son expérience pour amorcer les changements d'attitude importants aux points critiques. Une autre caractéristique intéressante du présent dispositif est que les indices fournissent de manière simple des indications limite. En pratique, un avion ne suit jamais exactement une trajectoire de vol particulière, le but est plutot de maintenir l'avion entre certaines distances limite de la trajectoire de vol. En choisissant comme largeur de bande d'indices ces distances limite , en tenant compte de l'échelle de visualisation, il est possible de libérer le pilote de l'estimation de l'écart entre la trajectoire réelle et la trajectoire désirée par rapport aux limites admissibles. De plus, lorsque certaines circonstances nécessitent une déviation à partir de la trajectoire désirée, le pilote conserve le bénéfice des informations affichées. La trajectoire de vol désirée est toujours affichée, mais vue avec la perspective correspondant à la position décalée de avion. Elle peut donc être utilisée comme information de référence par le pilote pendant la déviation et indique de manière simple le chemin à suivre pour revenir sur la trajectoire normale. Dans une forme préférée de l'invention, les bandes d'indices ont une forme plane,continue et une structure analogue à des barrières, cependant, d'autres formes d'indices discontinus peuvent être utilisées à condition de représenter des inftrmations équivalentes. Le traitement des données de référence brutes, telles que les signaux radar, a pour caractéristique essentielle permettant un traitement ultérieur simple, l'analyse des signaux en "temps inverse". La génération d'une trajectoire désirée remplissant certaines conditions pour un vol rasant est un problème de double valeur limite. Une trajectoire de vol est simulée à partir du point le plus éloigné pour lequel on dispose d'informations, vers la position actuelle de l'avion. I1 est relativement facile d'introduire en pareil cas la valeur limite, de créer la trajectoire et d'introduire les contraintes propres à la faible altitude de vol et à l'avion (généralement les accélérations maximales admissibles par l'équipage). Les techniques utilisées pour le traitement des données sont en fait quelque peu différentes d'une vraie simulation en temps réel. Bien que l'analyse du système de commande soit complexe, le processus de "temps inverse" et les limitations inhérentes des données permettent en pratique l'application d'un procédé simple, sûr et stable. La limitation principale imposée aux données est que le fonctionnement soit tel que les données de trajectoire soient toujours re çues suffisamment loin à l'avant de l'avion pour que ce dernier soit capable de gagner l'altitude nécessaire sur la distance restant à parcourir. Psur les points intermédiaires, la forme préférée de l'invention conduit à la génération d'une trajectoire de survol des crêtes intermédiaires comprise dans les limites de contrainte fixées. En fait, chaque crête intermédiaire devient une valeur limite. La stabilité est inhérente à la nature du processus. Les contraintes sont choisies de manière que la trajectoire de vol générée soit à l jbmi-44-$ertr condition éventuelle d'instabilité. Il va de soi que l'invention décrite est suceptible de nombreuses modifications ou applications sans sortir de son cadre. RE V E-9 I C A- i O N S 1/ Appareil d'aide au pilotage manuel d'un avion, caractérisé en ce qu'il comprend - un dispositif produisant des signaux représentatifs de données de trajectoire de référence sur la base desquelles - peut être déterminée une trajectoire de vol désirée, - une source de trajectoire de vol désirée permettant l'é chantillonner les signaux de données de référence en temps inverse sur la trajectoire de vol, puis de modifier les si gnaux échantillonnés en fonction de limitations pour pro duire une forme d'onde de signal représentative de la tra jectoire de vol désirée, - un dispositif d'affichage visuel bi-dimensionnel commandé par le dispositif de traitement de signal et affichant des bandes d'indices représentatives de la trajectoire de vol désirée, après modification des signaux de trajectoire pour introduire un facteur de décalage constant suffisant pour mettre en évidence les ondulations de la trajectoire et la perspective. 2/ Procédé d'obtensîon de données utiles et de présentation de ces dernières au pilote pour faciliter le pilotage manuel d'un avion devant suivre une trajectoire de vol désirée, caractérisé par les opérations suivantes - génération répétitive de signaux de référence de profil représentatifs d'informations à partir desquelles peut être déterminée la trajectoire de vol désirée, lesdits signaux de profil de référence étant produits en séquences à partir d'un point de profil essentiellement éloigné de l'avion vers ce dernier et la durée de génération pour une répéti tion de la séquence de trajectoire de vol désirée étant courte, comparée au temps que met l'avion pour traverser le segment de trajectoire correspondant à la séquence, - génération desdits signaux de référence de trajectoire en accord avec certaines contraintes de l'avion permettant la production de signaux de trajectoire correspondant~a o trajectoire de vol de l'avion suivant la trajectoire- dé- sirée, à partir dudit point éloignd et vers la position actuelle de l'avion, la trajectoire étant modifiée en fonc tion desdites contraintes choisies, - transformation desdits signaux d'information générés dans un système de coordonnées centré sur l'avion et avec la perspective, puis introduction d'incréments de décalage latéral de manière que lesdits signaux représentent les trajectoires réelles décalées d'une valeur suffisante par rapport à une trajectoire centrale pour permettre la pro jection sur un plan vertical dans lequel sont rendues vi sibles les ondulations de la trajectoire, - visualisation des signaux d'information ainsi modifiés et transformés sous forme d'un affichage graphique bi-dimen sionnel présentant les indices de trajectoire selon le.point de vue 'intérieur-extérieur" du pilote et en perspective 3/ Appareil pour le traitement de l1information et la visualisation servant d'aide au pilotage manuel d'un avion en présentant une visualisation bi-dimensionnelle dans laquelle est affichée la trajectoire de vol désirée, caractérisé en ce qutil comprend : - une source de signaux d'information de référence représen tant une trajectoire dépendant des contraintes de navigation de l'avion, - un dispositif permettant d'introduire un facteur constant de décalage dans lesdits signaux de trajectoire de maniere à permettre l'examen des ondulations de cette dernière 'lorsqu'elle est présentée en perspective, - un calculateur modifiant les signaux deirajectoire en pers pective en fonction inverse de la distance de l'avion aux points correspondants du terrain - un dispositif de visualisation bi-dimensionnelle commandé par les dits signaux modifiés pour produire une présenta tion graphique de la trajectoire de vol désirée sous une forme "intérieur-extérieurn et constituée par au moins une paire de bandes d'indices en perspecti,ve-enn ment la dite trajectoire. 4/ Appareil facilitant le pilotage manuel d'un avion sur une trajectoire déterminée et caractérisé en-ce qu'il comprend : - un dispositif générant des signaux représentatifs du profil du terrain le long de la trajectoire de vol désirée, un générateur de trajectoire de vol recevant les signaux du dit générateur d'informations en réponse desquels il produit en temps inverse, sur la trajectoire de vol de l'avion, des signaux représentatifs de la trajectoire de vol désirée, en tenant compte de certaines limitations, - un dispositif de traitement capable modifier lesdits signaux de manière à présenter la trajectoire de vol désirée en perspective pour un observateur observant la scène dans laquelle se situe ladite trajectoire, - un dispositif de visualisation bi-dimensionnelle recevant les signaux du dispositif de traitement et affichant des bandes d'indices décalées en perspective représentant la trajectoire de vol désirée. 5/ Appareil d'aide au pilotage manuel d'un avion sur une certaine trajectoire, caractérisé en ce qu'il comprend - une mémoire enregistrant des signaux représentatifs d'in formations concernant la trajectoire de référence, - un dispositif de lecture de la dite mémoire, produisant des signaux en séquences temporelles répétitives de l'extré mité éloignée de la trajectoire vers l'avion, chaque sé quence étant courte par rapport au temps nécessaire à l'avion pour décrire le segment de trajectoire mémorisé, - un calculateur électronique recevant les signaux lus de la mémoire et produisant des signaux représentatifs d'une tra jectoire qui correspond à la trajectoire de vol de 11 avion comprise entre 11 extrémité éloignée du segment de trajec toire enregistré et la position actuelle de l'avion, modifiée par certaines contraintes extérieures, - un projecteur d'affichage "tête haute" présentant vflsuellement au pilote des indices dans un plan unique, - un transformateur de coordonnées convertissant les signaux de trajectoire en coordonnées correspondant à la scène observée par le pilote et introduisant la prespective, - un dispositif de traitement de signaux modifiant les signaux de trajectoire pour obtenir deux trajectoires symétriques par rapport à une trajectoire centrale et suffisamment dé calées pour permettre la visualisation des ondulations de cette dernière comme si elles étaient projetées dans un plan vertical transversal par rapport à ladite trajectoire cen trale, - un autre dispositif de traitement de signal modifiant les deux trajectoires. décalées d'une valeur correspondante aux déviations admissibles de la trajectoire de vol. 6/ Système d'aide à la navigation en vol rasant, caractérisé en ce qu'il comprend : - un radar de navigation dirigé vers l'avant et produisant des signaux représentatifs du profil du terrain sensiblement dans l'axe de vol de l!avion, - une mémoire enregistrant les signaux radar représentatifs du profil du terrain, - un dispositif de lecture lisant les signaux de la mémoire en séquences temporelles répétitives de l'extrémité éloignée du profil de terrain balayé, jusqu'à l'avion, chaque séquence étant courte par rapport au temps de vol nécessaire à l'avion pour décrire le segment de profil de terrain mémorisé, - un calculateur électronique recevant les signaux lus dans la mémoire et produisant des signaux représentatifs d'une trajectoire correspondant à la trajectoire de l'avion entre le point éloigné du profil et la position actuelle de l'avion, modifiée par certaines limitations d'accélération de l'avion, - un projecteur de visualisation "tête haute" présentant, sous forme bi-dimensionnelle, des indices graphiques au pilote, un dispositif de transformation de coordonnées convertissant les signaux de trajectoire en coordonnées compatibles avec la scène observée par le pilote, et avec la perspective, - un dispositif de traitement de signal modifiant à nouveau les signaux de trajectoire pour former une paire de tra jectoires symétriques par rapport à une trajectoire cen trale et décalées d'une valeur suffisante pour permettre la visualisation des ondulatiors comme si elles étaient projetées sur un plan vertical transversal par rapport à la trajectoire centrale, - un autre dispositif de traitement de signal modifiant les deux lignes de trajectoire affichées dans les limites des déviations admissibles de la trajectoire de vol.