FR 2550334 A1 19850208 FR 8407322 A 19840511 La présente invention concerne de façon générale les systèmes d'avertissement de proximité du sol,et elle porte plus particulièrement sur un système qui protège un aéronef pendant des manoeuvres à basse altitude, 5 si l'aéronef vient à descendre au-dessous d'une altitude minimale prédéterminée au-dessus du sol, ou si l'aéronef dépasse une vitesse de descente prédéterminée pendant l'exécution de manoeuvres de virage ou d'autres manoeuvres exigeant une inclinaison latérale Des avertisse10 ments spécifiques et distincts sont donnés dans le but d'informer le pilote de l'action spécifique qu'il doit exécuter pour sortir d'un profil de vol dangereux. On connaît des systèmes d'avertissement de proximité du sol qui avertissent un pilote d'un profil de 15 vol dangereux Ces systèmes donnent des avertissements au pilote d'un aéronef dans diverses conditions de vol dangereuses, comprenant le vol au-dessous d'une altitude minimale fixée à l'avance, et le cas o le pilote laisse l'aéronef atteindre une vitesse de descente excessive après le décollage ou en approche Un exemple de système qui donne un avertissement au pilote s'il descend audessous d'une altitude minimale désirée prédéterminée, consiste en un système qui compare l'altitude radioélectrique avec le réglage d'altitude de décision minimale, ou réglage du marqueur sur le radioaltimètre, et qui donne un avertissement auditif ou visuel si l'altitude radioélectrique tombe au-dessous de l'altitude de décision minimale fixée Des exemples de systèmes qui donnent un avertissement au pilote pendant un décollage ou une phase de vol correspondant à une approche manquée, si l'aéronef vient à descendre à une vitesse de descente barométrique excessive ou perd une valeur prédéterminée d'altitude barométrique, sont décrits dans les brevets US 3 946 358, 3 947 808, 3 947 810 et 4 319 218. Bien que ces systèmes donnent un avertissement au 2550334. pilote dans le cas o l'aéronef descend au-dessous d'une altitude désirée minimale fixée à l'avance, par rapport au sol, ou dans le cas o l'aéronef descend de façon excessive après le décollage ou une approche manquée, de tels systèmes sont conçus essentiellement pour des aéronefs de transport qui, normalement, ne volent pas à basse altitude ou n'exécutent pas des virages ou d'autres manoeuvres sévères ou violentes à proximité du sol De tels systèmes ne fourniraient donc normalement pas un avertis10 sement approprié au pilote d'un aéronef ayant une excellente manoeuvrabilité, comme par exemple un aéronef de chasseiattaque exécutant des manoeuvres tactiques près du sol. L'invention a donc pour but de procurer un sys15 tème d'avertissement qui supprime un grand nombre des inconvénients des systèmes d'avertissement de l'art antérieur, pendant des phases du fonctionnement d'un aéronef qui correspondent à des manoeuvres à grande vitesse et à basse altitude. Un autre but de l'invention est de procurer un système d'avertissement conçu pour donner au pilote d'un aéronef à hautes performances, comme un aéronef de chasse/ attaque,en vol de croisière à basse altitude, un avertissement qui indique une condition de vol dangereuse, suffi25 samment t 8 t pour lui permettre d'exercer une action correctrice. Un autre but de l'invention est de donner au pilote d'un aéronef exécutant des manoeuvres de virage et d'inclinaison latérale près du sol, un avertissement de l'existence d'une condition dangereuse, telle qu'une vitesse de descente excessive, suffisamment tôt pour permettre au pilote d'effectuer une action correctrice. Un autre but encore de l'invention est de donnr er un avertissement indiquant une perte d'altitude radioélec35 trique excessive au cours d'un décollage au-dessus d'ur ter- rain en pente ascendante. Le profil de vol en mission d'un aéronef de chasse/attaque contient des segments de croisière à basse altitude et d'attaque, et si le pilote vient à être distrait ou désorienté, il risque de descendre par inadvertance au point de percuter le sol, ou de rencontrer le sol lorsque celui-ci s'élève lentement Le danger de percussion d'un sol en pente ascendante existe essentiellement pendant le décollage et pendant le vol de croisière 10 à basse altitude Le danger de descente par inadvertance est le plus grand au cours de manoeuvres à basse altitude exigeant des angles d'inclinaison latérale élevés, comme on en rencontre pendant une partie d'attaque d'un vol, du fait que le pilote peut aisément être distrait et déso15 rienté pendant de telles manoeuvres, et du fait que les aéronefs ont tendance à descendre lorsqu'ils sont soumis à des angles d'inclinaison latérale élevés. Un mode de réalisation préféré de l'invention procure donc un système d'avertissement qui détecte l'al20 titude de l'aéronef au-dessus du sol en utilisant un radioaltimètre ou un instrument analogue, et qui donne au pilote un avertissement auditif spécifique, tel que "TROP BAS", si l'aéronef descend au-dessous d'une altitude minimale désirée prédéterminée au-dessus du sol, ce qui pro25 cure une protection pendant les phases de vol correspondant à un vol de croisière à basse altitude L'altitude désirée minimale prédéterminée est de façon caractéristique l'altitude de décision minimale qui est-réglée manuellement par le marqueur d'altitude de décision minimale, ou mar30 queur d'altimètre, présent sur un indicateur de radioaltimètre. De plus, pour donner un avertissement au cas o l'aéronef risque de percuter un sol ascendant au cours du décollage ou pendant une descente par inadvertance,avant que l'altitude de décision minimale soit atteinte, le systè35 me comporte un accumulateur qui contrôle l'altitude radioélec- trique après le décollage et qui enregistre l'altitude la plus élevée atteinte après le décollage Un avertissement est également produit dans le cas o l'aéronef descend au-dessous d'un pourcentage prédéterminé de l'alti5 tude radioélectrique maximale atteinte, avant d'atteindre l'altitude de décision minimale Cet avertissement sera de façon caractéristique le même avertissement "TROP BAS" que celui qui est produit si l'aéronef atteint l'altitude de décision minimale, dans le but d'indiquer au pilote 10 qu'il est trop bas. Le système contrôle en outre l'angle drinclinaison latérale de l'aéronef et il produit un second avertissement spécifique dans le cas o l'aéronef est au-dessous d'une seconde altitude prédéterminée et dépasse une 15 vitesse de descente prédéterminée qui varie er fonction de l'angle d'inclinaison latérale de l'aéronef, dans le but d'avertir le pilote du fait que l'aéronef descend à une vitesse excessivement élevée pendant-une manoeuvre donnant lieu à une inclinaison latérale L'avertissement don20 né doit être suffisamment spécifique pour permettre au pilote d'apprécier rapidement la nature du problème, et dans le mode de réalisation considéré, le système donne un avertissement tel que "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE", ou une expression similaire. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation et en se référant aux dessins annexés sur lesquels: La figure 1 est un schéma synoptique logique du système d'avertissement conforme à l'invention; La figure 2 est un graphique montrant la relation entre la vitesse-air et l'altitude radioélectrique pour lesquelles des avertissements peuvent être produits; et La figure 3 est un graphique montrant la relaticnr 35 entre la vitesse de variation de l'altitude barométrique et l'angle d'inclinaison latérale qui est exigé pour produire un avertissement indiquant que l'aéronef descend à une vitesse excessive au cours d'une manoeuvre donnant lieu à une inclinaison latérale. On va maintenant considérer les dessins, et en particulier la figure 1, qui représente un mode de réalisation d'un système d'avertissement de proximité du sol conforme à l'invention, particulièrement utile pour avertir de conditions de vol dangereuses pendant des manoeuvres à basse altitude, et ce système est désigné de façon générale par la référence 10 Dans un but d'illustration, le système 10 conforme à l'invention est représenté sur la figure 1 sous la forme d'un schéma synoptique logique ou fonctionnel, comprenant une série de portes, de compara15 teurs, de bascules et d'éléments analogues; il faut cependant noter que la réalisation réelle de la fonction logique peut être autre que celle qui est représentée sur la figure 1, et diverses réalisations numériques et analogiques sont possibles Les signaux qu'utilise le système d'avertissement décrit comprennent l'altitude radioélectrique, la vitesse de variation de l'altitude barométrique, la vitesse-air, la vitesse de rotation du moteur, l'angle d'inclinaison latérale de l'aéronef, l'altitude de décision minimale et des signaux indiquant la position du train d'atterrissage de l'aéronef, ainsi que divers signaux de validité Selon le type d'aéronef dans lequel le système d'avertissenent est installé, les signaux représentés sur la figure 1 peuvent être obtenus à partir d'instruments individuels, comme un altimètre barométrique 12, un circuit de dé30 termination de la vitesse de variation de l'altitude barométrique, 14, un radioaltimètre 16 et une plate-forme gyroscopique 18, ainsi que divers éléments de circuit discrets, comme un élément discret indiquant la position du train d'atterrissage Dans certains aéronefs plus récents, ces signaux peuvent également être obtenus à partir d'un bus de données numériques. Comme indiqué précédemment, le système conforme à l'invention est conçu de façon à donner différents avertissements pendant différentes phases de vol d'un aéronef A titre d'exemple, le système est conçu de façon à donner un premier avertissement, comme par exemple un avertissement auditif ou vocal "TROP BAS'", au cas o l'aéronef descend au-dessous de l'altitude de décision minimale pendant un vol de croisière à basse altitude Cet 10 avertissement est également produit si l'aéronef perd un pourcentage prédéterminé de l'altitude atteinte après le décollage, mais avant d'atteindre l'altitude de décision minimale Le système est en outre conçu de façon à produire un second avertissement spécifique, comme par exemple 15 le signal auditif ou vocal "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE",au cas o l'aéronef descend trop rapidement pendant une manoeuvre donnant lieu à une inclinaison latérale Ii existe donc un circuit logique destiné à indiquer au système la phase de vol particulière dans laquelle se trouve 20 l'aéronef, c'est-à-dire le décollage, le vol de croisière à basse altitude ou des manoeuvres à basse altitude, de façon que le système produise l'avertissement approprié si certains paramètres de vol viennent à être dépassés Cette fonction est remplie par le circuit logique comprenant de25 portes ET 20, 22, 24, 26 et 28, une porte OU 30, une paire de bascules R-S 32 et 34, un détecteur de transition 36 et un commutateur commandé par la bascule 34. Du fait que le système est conçu pour donner des avertissements pendant les phases de vol correspondant au dé30 collage, au vol de croisière à basse altitude et à des manoeuvres à basse altitude, certaines déterminations doivent être faites pour déterminer si l'aéronef est effectivement dans l'une des phases précitées Les déterminations initiales sont effectuées par la porte ET 20 qui n'applique un signal 35 de validation aux portes ET 22 et 24 que si certaines ccrndi- tions sont remplies Ces conditions sont qu'il n'y ait pas de poids sur les roues, ce qui indique que l'aéronef vole réellement, que le train d'atterrissage soit rentré et que l'aéronef ne vole pas à une vitesse inférieure à 5 200 noeuds, ce qui indique que l'aéronef n'est pas dans une configuration d'atterrissage De plus, pour que le système soit en fonction, l'altimètre barométrique 12,le circuit de détermination de la vitesse de variation de l'altitude barométrique, 14, et le radioaltimètre doivent 10 fonctionner correctement Par conséquent, la porte 20 reçoit des signaux indiquant que l'altimètre barométrique et le radioaltimètre n'ont pas été mis hors fonction, ainsi qu'un signal indiquant que la vitesse de variation de l'altitude barométrique n'est pas excessive, pour fai15 re en sorte que la porte 20 ne valide les portes 22 et 24 que si les signaux provenant de l'altimètre barométrique 12, du circuit de détermination de la vitesse de variation de l'altitude barométrique, 14, et du radioaltimètre 16 sont valides. Il est nécessaire de déterminer non seulement si l'aéronef vole dans une condition autre qu'une configuration d'atterrissage et si les instruments fonctionnent correctement, mais également si l'aéronef est dans une phase d'approche ou dans une phase de décollage ou une phase de tour de terrain après une approche manquée Cette détermination est faite par les portes ET 26 et 28, la porte OU 30 et la bascule R-S 32 Dans le mode de réalisation représenté, un décollage ou un tour de terrain après une approche manquée n'est indiqué que si les deux conditions suivantes sont remplies: la puissance de décollage est présente et le train d'atterrissage est rentré Si ces deux conditions sont remplies, la bascule R-S 32 est restaurée Des signaux indiquant la puissance de décollage, qui sont appliqués à la porte 26, peuvent 8 tre obtenus à partir de-diver35 ses sources, comme par exemple à partir d'un circuit compara- teur qui applique un signal de validation à la-porte 26 lorsque la vitesse de rotation du moteur est suffisamment élevée pour indiquer la puissance de décollage, ou a partir d'un élément discret indiquant la position de la man5 nette des gaz On peut utiliser un tachymètre du moteur, qui indique par exemple-la vitesse de rotation du compresseur principal d'un turboréacteur, pour produire le signal de vitesse de rotation du moteur, et on peut utiliser une vitesse de rotation prédéterminée, par exemple 90 % de 10 la vitesse de rotation maximale du moteur, pour indiquer la puissance de décollage On peut aisément obtenir le signal de train d'atterrissage rentré à partir d'un autre élément discret, comme par exemple un contact actionné par le train d'atterrissage ou par la poignée de commande 15 du train d'atterrissage dans l'habitacle. Les portes 30 et 28 indiquent une condition d'approche dans les cas suivants: le train n'est pas rentré ou l'aéronef est à moins de 30 m d'altitude et le moteur ne produit pas la puissance de décollage et la vites20 se de l'aéronef est inférieure à 200 noeuds Une indication de condition d'approche issue de la porte 28 positionne la bascule 32. En fonctionnement, pendant la phase de vol de décollage, la bascule R-S 32 est restaurée, ce qui fait 25 passer la sortie Q de cette bascule d'un état haut à un état bas Cette transition est détectée par le détecteur de transition 36 qui produit une impulsion de sortie sous l'effet de la transition et qui positionne une bascule R-S 34 La sortie Q de la bascule 34 place alors le commutateur 30 38 sur la position représentée sur la figure 1, de façon à connecter une entrée de la porte 22 à un circuit qui comprend un comparateur "trop bas" 40, un circuit de cadrage 42 et ur. accumulateur d'altitude radioélectrique 44 Ces dispositifs déterminent le moment auquel un générateur 46 doit produire un avertissement "TROP BAS" pendant le mode de fonctionnement 9 ' de décollage. Une fois que le décollage de l'aéronef est terminé, ce qui est indiqué par le fait que l'altitude radioélectrique dépasse l'altitude de décision minimale (ADM), un comparateur d'ADM 50 produit un signal qui indique que l'aéronef a dépassé l'altitude de décision minimale, dans le but d'appliquer un signal de restauration à l'entrée de la bascule 34, ce qui restaure cette bascule. Lorsque la bascule 34 est restaurée, le commutateur 38 est actionné de façon à déconnecter la porte 22 par rapport au comparateur "trop bas' 40 et à la connecter à une sortie INFERIEURE A L'ADM du comparateur d'ADM, 50,ce qui fait que le système réagit à toute descente au-dessous de l'altitude de décision minimale Par conséquent, si l'aéronef tombe audessous de l'altitude de décision minimale lorsqu'il est dans ce mode, le générateur d'avertissement 46 produit l'avertissement "TROP BAS" et il l'applique au transducteur 48. Aussi longtemps que l'altitude de l'aéronef est inférieure à l'altitude de décision minimale augmentée d'un incrément prédéterminé, comme par exemple 30 m, mais n'est pas inférieure à l'altitude de décision minimale, le comparateur 50 valide la porte ET 24 par l'intermédiaire des signaux SUPERIEURE A L'ADM et INFERIEURE A 25 L'ADM + 30 METRES qui sont appliqués à deux de ses entrées Lorsque la porte ET 24 est ainsi validée, elle réagit à une paire de comparateurs 52 et 54 de façon à actionner un second générateur d'avertissement 56 qui produit un second avertissement tel que, par exemple "DIMINUEZ L'IN30 CLINAISON LATERALE" lorsque la vitesse de descente de l'aéronef dépasse une valeur prédéterminée pour un angle d'inclinaison latérale donné. En considérant le fonctionnement de façon plus détaillée, on note que lorsque l'aéronef décolle, la bascu35 le 32 est restaurée, ce qui fait que le détecteur de transi- tion 36 produit une impulsion de sortie pour positionner la bascule 34 et connecter ainsi la porte 22 au comparateur 40 L'impulsion de sortie du détecteur de transition 36 restaure également l'accumulateur d'altitude radioélec5 trique à zéro, ou à une valeur basse prédéterminée, comme par exemple 15 m L'accumulateur d'altitude radioélectrique reçoit les signaux d'altitude provenant du radioaltimètre 16 et il conserve l'altitude la plus élevée atteinte depuis le décollage Cette valeur maximale d'altitude radioélectrique atteinte depuis le décollage est appliquée à un circuit de cadrage qui la multiplie par un facteur de cadrage, par exemple 75 %, et l'applique au comparateur "trop bas" 40, qui commande le fonctionnement du générateur d'avertissement "TROP BAS" 46 pendant la phase de 15 décollage. Le signal du radioaltimètre est également appliqué au comparateur "trop bas" 40, et aucun avertissement n'est produit aussi longtemps que l'altitude radioélectrique demeure supérieure à l'altitude radioélectrique maxi20 male multipliée par le facteur de cadrage Cependant, si l'altitude radioélectrique tombe au-dessous de l'altitude maximale multipliée par le facteur de cadrage, par exemple au-dessous de 75 % de l'altitude maximale atteinte pendant le vol, le comparateur 40 applique un signal à la porte 22. 25 Sous l'effet de ce signal, la porte 22 applique un signal au générateur d'avertissement "TROP BAS" 46 et fait en sorte que le générateur 46 produise l'avertissement "TROP BAS" et l'applique, directement ou indirectement, au transducteur 48, à condition que l'autre entrée de la porte 22 soit vali30 dée par la porte 20. Le signal d'altitude radioélectrique provenant de l'altimètre 16 est également appliqué au comparateur d'ADMI qui contrôle le signal d'altitude radioélectrique provenant du radioaltimètre 16 et qui applique un signal SUPERIEURE 35 A L'ADM à la bascule 34 lorsque l'altitude radioélectrique dé- passe l'altitude de décision minimale Ce signal restaure la bascule 34 et commande le commutateur 38 de façon à connecter la porte 22 au comparateur d'ADM 50, afin que tout avertissement produit soit commandé par le compara5 teur d'ADM 50 Le comparateur d'ADM 50 continue à contrôler l'altitude radioélectrique et aucun avertissement n'est produit tant que l'altitude radioélectrique reste supérieure à l'altitude de décision minimale Cependant, si l'altitude tombe au-dessous de l'altitude de décision 10 minimale et si la porte 22 est validée par la porte 20, le comparateur d'ADM applique à la porte 22 un signal INFERIEURE A L'ADM pour que la porte 22 déclenche l'émission de l'avertissement "TROP BAS" par le générateur d'avertissement 46. Lorsque l'aéronef s'élève au-dessus de l'altitude de décision minimale, mais reste au-dessous de l'altitude de décision minimale augmentée d'un incrément prédéterminé, comme par exemple 30 m, et aussi longtemps que la porte 20 produit un signal de validation, la porte 24 est 20 sous la commande d'un comparateur "diminuez l'inclinaison latérale" 52 et d'un comparateur d'angle d'inclinaison latérale 54 Les comparateurs 52 et 54 ont pour fonction de contrôler l'angle d'inclinaison latérale et la vitesse de descente barométrique de l'aéronef, et de faire en sorte 25 que la porte 24 déclenche l'émission d'un avertissement par le générateur d'avertissement 56 s'il existe une combinaison dangereuse de vitesse de descente et d'angle d'inclinaison latérale. Comme il a été indiqué précédemment, les aéronefs 30 tendent à descendre lorsque l'angle d'inclinaison latérale augmente Cette tendance n'est cependant pas notable jusqu'à ce que l'angle d'inclinaison latérale dépasse une valeur prédéterminée, comme par exemple 450 pour un aéronef de chasse/ attaque moderne tel que le Fairchild Al O Par conséquent,le 35 comparateur d'angle d'inclinaison latérale 54 contrôle le signal d'angle d'inclinaison latérale produit par la plate-forme gyroscopique 18, ou par un dispositif similaire indiquant l'angle d'inclinaison latérale de l'aéronef, et il applique un signal de validation à la porte 24 lors5 que l'angle d'inclinaison latérale atteint la valeur à laquelle l'aéronef commence à descendre Ceci autorise la génération de l'avertissement "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE" par le générateur 56 si la vitesse de descente barométrique dépasse la vitesse de descente maximale per10 mise pour un angle d'inclinaison latérale donné, déterminé par le comparateur "diminuez l'inclinaison latérale", 52 Les conditions nécessaires pour produire l'avertissement "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE" sont envisagées de façon plus détaillée en relation avec la description de la 15 figure 3. La figure 2 montre un graphique qui illustre les conditions nécessaires pour produire l'avertissement "TROP BAS" et pour valider l'avertissement "DIMINUEZ L'INCLAISON LATERALE", en fonction de la vitesse-air et 20 de l'altitude Ces conditions sont représentées par les deux zones hachurées sur le graphique Comme le montre la figure 2, aucun avertissement ne peut être produit aussi longtemps que la vitesse-air de l'aéronef est inférieure à une valeur prédéterminée, soit 200 noeuds dans ce mode de 25 réalisation Si la vitesse-air de l'aéronef dépasse 200 noeuds, et si les autres conditions envisagées précédemment sont remplies, l'avertissement "TROP BAS" est donné chaque fois que l'aéronef tombe au-dessous de l'altitude de décision minimale, ou audessous d'un pourcentage prédétermine, 30 par exemple 75 %, de l'altitude maximale atteinte au déccllage ou pendant un tour de terrain, avant de dépasser l'altitude de décision minimale. Lorsque l'altitude de l'aéronef dépasse l'altitude de décision minimale, mais est inférieure à l'altizude35 de décision minimale augmentée d'un incrément prédétermri:ré, comme par exemple 30 m, l'avertissement "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE" est validé Cependant, l'avertissement "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE" n'est pas produit automatiquement lorsque la limite d'avertissement "DIMI5 NUEZ L'INCLINAISON LATERALE" représentée sur la figure 2 est franchie, comme c'est le cas au moment du franchissement de la limite d'avertissement "TROP BAS" Au contraire, le mode d'avertissement "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE" est seulement validé, mais l'avertissement réel n'est produit que si l'angle d'inclinaison latérale dépasse un angle prédéterminé, par exemple 450, et si la vitesse de descente franchit la limite définie par la courbe de vitesse de descente (figure 3) qui définit la vitesse de descente maximale admissible en fonction de s 15 l'angle d'inclinaison latérale. La figure 3 représente une courbe de vitesse de descente qu'on a trouvée particulièrement bien adaptée pour l'utilisation dans un aéronef de chasse/attaque La zone hachurée montre la relation entre l'angle d'incli20 naison latérale et la vitesse de descente barométrique qui est nécessaire pour produire l'avertissement "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE" Comme on peut le voir sur la figure 3, l'avertissement "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE" n'est pas produit jusqu'à ce que l'angle d'inclinaison 25 latérale atteigne 45 , et à ce point l'avertissement "DIMINUEZ L'INCLINAISON LATERALE" est produit si la vitesse de descente, basée sur l'altitude barométrique, dépasse m/mn Lorsque l'angle d'inclinaison latérale est augmenté jusqu'à 60 , il suffit d'une vitesse de descente de 15 m/mn pour déclencher un avertissement, et lorsque l'angle d'inclinaison latérale atteint 90 , absolument aucune descente ne peut être tolérée, du fait que la portance que les ailes produisent dans cette condition est virtuellement nulle. Il va de soi que de nombreuses modifications peu35 vent être apportées au dispositif décrit et représenté, sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1 Système d'avertissement destiné à alerter le pilote d'un aéronef de l'existence d'une condition de vol dangereuse après le décollage et au cours de manceu5 vres à basse altitude, caractérisé en ce qu'il comprend: des moyens ( 44) destinés à contrôler l'altitude de l'aéronef au-dessus du sol après le décollage et à enregistrer une indication de l'altitude au-dessus du sol la plus élevée qui a été atteinte pendant le vol; des moyens des10 tinés à sélectionner une altitude désirée minimale audessus du sol; et des moyens ( 22, 40, 46, 48, 50) qui réagissent à un signal représentatif de l'altitude de l'aéronef au-dessus du sol, aux moyens d'enregistrement d'indication d'altitude ( 44) et aux moyens de sélection 15 d'altitude minimale, en produisant un premier avertissement spécifique si l'altitude de l'aéronef descend audessous de l'altitude désirée minimale ou au-dessous d'un pourcentage prédéterminé de l'altitude audessus du sol la plus élevée qui a été atteinte pendant le vol, si l'aé20 ronef n'a pas encore atteint l'altitude désirée minimale prédéterminée. 2 Système d'avertissement selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des mcyens ( 26, 28, 30, 32, 34, 36) qui réagissent à un signal 25 représentatif de la puissance développée par le moteur et à la position du train d'atterrissage en faisant en scrte que le système puisse produire l'indication d'avertissement si l'altitude tombe au- dessous du pourcentage prédéterminé de l'altitude la plus élevée qui a été atteinte, si le train 30 d'atterrissage est rentré et si le moteur fonctionne à la puissance de décollage. 3 Système destiné à alerter le pilote d'un aéronef de l'existence d'une condition de vol dangereuse pendant des manoeuvres à basse altitude, caractérisé en ce qu'il coprent: des moyens ( 22, 40, 42, 44, 46, 48, 50) des- tinés à produire un premier avertissement spécifique si l'aéronef descend au-dessous d'une altitude minimale; et des moyens ( 24, 48, 52, 54, 56) destinés à produire un second avertissement spécifique au-dessus de l'altitude 5 minimale, en fonction de l'angle d'inclinaison latérale et de la vitesse de descente de l'aéronef. 4 Système selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens ( 24, 54) destinés à ne valider les moyens de génération du second 10 avertissement spécifique qu'après que l'angle d'inclinaison a dépassé une valeur prédéterminée. Système destiné à fournir un avertissement au pilote d'un aéronef manoeuvrant à proximité du sol, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens ( 24, 48, 52, 54, 15 58) qui réagissent à un signal représentatif de l'angle d'inclinaison latérale de l'aéronef et à un signal représentatif de la vitesse de descente de l'aéronef, en donnant un avertissement au pilote lorsque la combinaison de l'angle d'inclinaison latérale et de la vitesse de des20 cente dépasse un niveau prédéterminé. 6 Système selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens ( 24) destinés à empêcher la génération d'un avertissement si l'altitude de l'aéronef dépasse une valeur prédéterminée. 7 Système d'avertissement destiné à alerter le pilote d'un aéronef d'une condition de vol dangereuse après le décollage et au cours de manceuvres à basse altitude, caractérisé en ce qu'il comprend: des moyens ( 16) destinés à fournir un signal représentatif de l'altitude de l'aéronef 30 au-dessus du sol; des moyens ( 44) qui fonctionnent sous la dépendance des moyens fournissant un signal d'altitude audessus du sol, en enregistrant une indication de l'altitude au-dessus du sol la plus élevée qui a été atteinte après le décollage; et des moyens ( 22, 40, 46, 48) qui fonctionnent sous la dépendance des moyens fournissant un signal d'altitu- de au-dessus du sol ( 16) et des moyens d'enregistrement d'indication d'altitude ( 44), en produisant un avertissement si le signal d'altitude fourni par les moyens fournissant un signal d'altitude tombe à un pourcentage pré5 déterminé de l'altitude la plus élevée qui a été atteinte après le décollage. 8 Système d'avertissement selon la revendication 7, caractérisé en ce que les moyens fournissant un signal d'altitude comprennent un radicaltimètre ( 16). 9 Système d'avertissement destiné à alerter le pilote d'un aéronef de l'existence d'une condition de vol dangereuse après le décollage et au cours de manoeuvres à basse altitude, caractérisé en ce qu'il comprend: des moyens ( 16) destinés à fournir un signal représentatif de 15 l'altitude de l'aéronef au-dessus du sol; des moyens ( 44) qui fonctionnent sous la dépendance des moyens fournissant un signal d'altitude au-dessus du sol ( 16), en enregistrant une indication de l'altitude la plus élevée atteinte par l'aéronef après le décollage; des moyens destinés à 20 régler manuellement une altitude minimale; des moyens ( 12, 14) destinés à fournir un signal représentatif de la vitesse de descente de l'aéronef; des moyens ( 18) destinés à fournir un signal représentatif de l'angle d'inclinaison latérale de l'aéronef; des moyens ( 22, 40, 46, 48, 50 ' fonctionnant sous la dépendance des moyens fournissant ur signal d'altitude ( 16), des moyens de réglage d'altitude minimale, réglables manuellement et des moyens d'enregistrement d'altitude la plus élevée '44), de façon à produire un premier avertissement spécifique si l'aéronef descend au30 dessous d'un pourcentage prédéterminé de l'altitude maximale atteinte, avant d'atteindre l'altitude minimale réglée manuellement, et à produire le premier avertissement spécifique si l'aéronef tombe au-dessous de l'altitude minimale réglée manuellement après l'avoir dépassée; et des moyens ( 24, 48, 35 52, 54, 56) qui fonctionnent sous la dépendance des moyens fournissant un signal d'angle d'inclinaison latérale ( 18) et des moyens fournissant un signal de vitesse de descente ( 12, 14) en produisant un second avertissement spécifique lorsque l'aéronef est audessus de l'altitude mi5 nimale et la vitesse de descente dépasse une vitesse prédéterminée qui est fonction de l'angle d'inclinaison latérale. Système d'avertissement selon la revendication 9, caractérisé en ce que le second avertissement spé10 cifique n'est produit que si l'angle d'inclinaison latérale dépasse une valeur prédéterminée.