FR 2777535 A1 19991022 FR 9804957 A 19980421 La présente invention concerne un système de commande de vol d'un aéronef, en particulier d'un hélicoptère. Bien que non exclusivement, ledit système de commande de vol est destiné plus particulièrement à faciliter les approches du sol, en vue d'un atterrissage, avec un vent latéral important, et en particulier les approches qui s'effectuent sous forte pente et par mauvaise visibilité. De façon usuelle, lorsqu'un hélicoptère effectue une approche dite en pilotage aux instruments , en suivant un axe de guidage (ou d'approche), par exemple un faisceau de guidage émis par une balise agencée au sol, il corrige les écarts latéraux, par exemple la dérive induite par un vent de travers, par une modification du cap dans le sens approprié. II engendre ainsi une vitesse latérale par rapport au sol, qui lui permet de revenir sur l'axe d'approche s'il s'en écarte. Ce mode d'approche usuel, par modification du cap, bien que largement utilisé, présente quelques inconvénients, notamment pour les aéronefs, tels qu'un hélicoptère ou un convertible à rotors basculants, qui sont susceptibles d'effectuer les approches sous forte pente avec une vitesse faible. En effet, à faible vitesse, ce qui est nécessaire pour une approche à pente élevée, le pilotage du cap par le roulis devient délicat, puisque la moindre inclinaison engendre une rotation en lacet importante. De plus, la compensation d'un vent latéral important ou la correction d'une dérive engendrée notamment par un vent latéral important relativement à l'axe d'approche, exige généralement un écart de cap très important par rapport à l'alignement avec ledit axe d'approche. En pratique, cet écart de cap atteint parfois des valeurs supérieures à 30 , ce qui n'est guère acceptable, notamment pour des raisons de sécurité. La présente invention qui concerne un système de commande de vol approprié a pour objet de remédier à ces inconvénients. A cet effet, selon l'invention, ledit système de commande de vol d'un aéronef, en particulier d'un hélicoptère, du type recevant une pluralité d'informations et notamment les positions d'organes de commande de vol dudit aéronef et communiquant, en fonction de ces informations, des ordres de commande à des organes de pilotage de l'aéronef, est remarquable en ce qu'il comporte - au moins un capteur qui mesure des valeurs effectives d'au moins un paramètre représentatif du vol dudit aéronef; et - des moyens de calcul qui élaborent, au moins à partir desdites valeurs effectives mesurées et des positions d'organes de commande de vol, des ordres de commande corrigés destinés à être communiqués auxdits organes de pilotage et permettant de contrôler sans références visuel les extérieures la vitesse latérale par rapport au sol dudit aéronef, sans agir sur le cap de ce dernier. Ainsi, grâce à l'invention, on est en mesure de contrôler la vitesse latérale par rapport au sol de l'aéronef, c'est-à-dire de compenser ou de corriger l'effet d'un vent latéral, sans pour autant agir sur le cap, ce dernier pouvant par exemple être maintenu aligné par rapport à une axe de guidage lors d'une approche du sol. Ceci permet d'utiliser au mieux la capacité de vol latéral dudit aéronef, par exemple un hélicoptère, et ainsi de faciliter le pilotage notamment lors d'approches. On notera que, dans le cadre de la présente invention - le terme sol n'est pas limité à une surface terrestre fixe, telle qu'une piste d'atterrissage d'un héliport par exemple, mais concerne toute surface même mobile, telle que la plate-forme d'un navire, sus ceptible de servir d'aire d'atterrissage audit aéronef ; et - le système conforme à l'invention peut être appliqué aussi bien à un aéronef muni d'un dispositif de commande de vol électrique ou opti que, qu'à un aéronef muni de commandes de vol mécaniques et d'un pilote automatique. Par ailleurs, de façon avantageuse, lesdits moyens de calcul élaborent des ordres de commande corrigés, pour maintenir constante la direction de la vitesse (et donc la trajectoire) par rapport au sol dudit aéronef, lors d'une modification du cap et/ou de la vitesse longitudinale de ce dernier. Ce mode de réalisation est, notamment, particulièrement avantageux et utile, lors d'une phase d'approche, en particulier lorsque la trajectoire de l'aéronef est alignée par rapport à un axe de guidage. En effet, dans cette situation, une commande de la rotation en cap, une accélération et/ou une décélération de l'aéronef, n'ont aucune influence sur la trajectoire qui, grâce à l'invention, reste alignée par rapport à l'axe de guidage, ce qui facilite ainsi énormément l'atterrissage. En outre, de façon avantageuse, lesdits moyens de calcul sont activables. Ils peuvent donc être activés et désactivés, soit manuellement par le pilote, soit automatiquement, par exemple en fonction de phases de vol, pour n'être utilisés que lorsque l'aide au pilotage qu'ils apportent est nécessaire ou utile, c'est-à-dire notamment lors d'un atterrissage. Dans un mode de réalisation préféré, ledit système est remarquable en ce que lesdits moyens de calcul comprennent - une première unité de calcul qui calcule au moins une valeur de réfé rence, par exemple une vitesse latérale, une vitesse longitudinale et/ou une accélération longitudinale, précisée ci-dessous, à partir desdites valeurs effectives mesurées ; et - une seconde unité de calcul qui élabore lesdits ordres de commande corrigés, à partir au moins de ladite valeur de référence et de positions d'organes de commande de vol. En outre, pour faciliter le pilotage ou la prise de décisions par le(s) pilote(s), le système conforme à l'invention comporte de plus, avantageuserment - un indicateur de valeur susceptible d'indiquer à un pilote de l'aéronef, la valeur de la vitesse latérale par rapport au sol de l'aéronef ; et - un indicateur de position qui est couplé audit indicateur de valeur et qui est susceptible d'indiquer à un pilote de l'aéronef, la position de ce dernier par rapport à un axe déterminé. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un système de commande de vol, conforme à l'invention et appliqué à un hélicoptère. La figure 2 illustre schématiquement le principe de l'invention sur l'axe de roulis de l'hélicoptère. La figure 3 illustre schématiquement le principe de l'invention sur l'axe de tangage de l'hélicoptère. Le système de commande de vol 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est monté à bord d'un aéronef à voilure tournante, en l'occurrence un hélicoptère He à piloter, bien que, pour des raisons de clarté du dessin, I'hélicoptère He soit représenté à petite échelle, extérieurement audit système de commande de vol 1. Dans l'exemple représenté, l'hélicoptère He comporte un rotor principal RP destiné à assurer la sustentation et l'avance, ainsi qu'un ro tor de queue RQ, destiné à assurer l'équilibre et la commande en lacet de l'hélicoptère He. L'exemple de réalisation du système de commande de vol 1 pour hélicoptère He, montré schématiquement sur la figure 1, comporte un dispositif de conduite de vol électrique 2 recevant une pluralité d'informations et émettant des ordres de commande. A cet effet, dans l'exemple considéré, audit dispositif 2 sont associés de façon connue - des organes de commande non représentés et des transducteurs asso ciés, qui sont également non représentés et qui transmettent des in formations relatives aux positions desdits organes de commande, par l'intermédiaire d'une liaison 3, audit dispositif 2 - un ensemble 4 de capteurs, montés à bord de l'hélicoptère He et déli vrant sous forme de signaux électriques une pluralité d'informations sur les états dudit hélicoptère He, telles que vitesse air, vitesse sol, vi tesses angulaires, accélérations angulaires, assiettes, facteurs de charge, etc ..., lesdites informations étant adressées au dispositif 2 par une liaison 5 ; et - un mélangeur d'ordres 6 recevant, par des liaisons S1 à S4, des ordres de commande élaborés par un bloc 10 d'un calculateur 7 du dispositif 2 à partir des signaux adressés par les liaisons 3 et 5 et adressant des ordres de commande par des liaisons sl à s3, à des servocommandes du rotor principal RP et, par une liaison s4, à une servocommande du rotor de queue RQ. De façon connue, ledit dispositif de conduite de vol électrique 2 détermine, à l'aide d'un algorithme qui est intégré dans le calculateur 7, les ordres de commande desdits rotors RP et RO, en tenant compte à la fois - d'informations représentatives des positions respectives des organes de commande de vol précités, susceptibles d'être actionnés par un pi lote de l'hélicoptère He ; et - d'informations délivrées par l'ensemble 4 de capteurs, relativement à l'état dudit hélicoptère He. Selon l'invention, ledit système 1 comporte de plus des moyens de calcul 9 du calculateur 7 qui élaborent, au moins à partir de valeurs reçues dudit ensemble 4 de capteurs par la liaison 5 et des positions (écarts angulaires ou positions absolues) d'organes de commande de vol, reçues par la liaison 3, des ordres de commande corrigés transmis au bloc 10 par une liaison 12 et permettant de contrôler la vitesse latérale par rapport au sol dudit hélicoptère He, sans agir sur le cap de ce dernier. Ainsi, grâce auxdits moyens de calcul 9, on est en mesure de contrôler la vitesse latérale de l'hélicoptère, notamment sans références visuelles extérieures, c'est-à-dire de compenser ou de corriger un écart latéral et notamment l'effet d'un vent latéral, sans pour autant agir sur le cap, ce dernier pouvant par exemple être maintenu aligné par rapport à un axe de guidage lors d'une approche du sol. Ceci permet d'utiliser au mieux la capacité de vol latéral de l'hélicoptère He, et ainsi de faciliter le pilotage notamment lors d'approches. De plus, selon l'invention, lesdits moyens de calcul 9 élaborent des ordres de commande corrigés, pour maintenir constante la direction de la vitesse (c'est-à-dire la direction du vecteur vitesse) et donc la trajectoire par rapport au sol dudit hélicoptère He, lors d'une modification du cap et/ou de la vitesse longitudinale de ce dernier, comme on le verra plus en détail ci-dessous. Bien entendu, lesdits moyens de calcul 9 conformes à l'invention sont activables et désactivables de sorte qu'ils n'élaborent et ne commu niquent les ordres de commandes corrigés que pour des situations de vol, pour lesquelles les effets précités sont nécessaires et lorsque lesdits moyens 9 ont été activés. Selon l'invention, un ordre d'activation ou de désactivation peut être transmis auxdits moyens 9 par l'intermédiaire d'une liaison 13: - soit manuellement par un pilote de l'hélicoptère He - soit automatiquement, par exemple, en fonction de conditions de vol ou de phases de vol déterminées. A titre d'exemple, lesdits moyens de calcul 9 peuvent être déclenchés avantageusement lors d'une approche, juste après que l'hélicoptère He ait capturé un faisceau de guidage d'approche non représenté. Ainsi, grâce à l'invention, ledit hélicoptère He est en mesure de compenser l'effet d'un vent latéral, tout en maintenant le cap aligné par rapport audit faisceau de guidage, et ceci même en cas d'accélérations ou de décélérations dudit hélicoptère He, pilotées sur l'axe longitudinal, de telles décélérations devant généralement être réalisées pour permettre l'atterrissage. La présente invention permet également une continuité de stratégie pour la correction des écarts de vol entre un vol d'avancement et un vol stationnaire. Sur la figure 2, on a représenté schématiquement un mode de réalisation préféré des moyens de calcul 9 pour le pilotage conforme à l'invention sur l'axe de roulis de l'hélicoptère He. A cet effet, lesdits moyens de calcul 9 comportent - une unité de calcul 14 qui calcule, à partir de valeurs effectives mesu rées, reçues de l'ensemble 4 de capteurs par la liaison 5 et précisées ci-dessous, une vitesse latérale de référence Vref, de la manière indi quée ci-après ; et - une unité de calcul 15 qui reçoit cette valeur de référence Vref par une liaison i 6 et détermine les ordres de commande corrigés correspon dants, qui sont transmis par la liaison 12 au bloc 10. Pour ce faire, ladite unité de calcul 15 comporte selon l'invention: - un moyen de calcul 17 qui comprend un modèle en vitesse de transla tion et qui transforme une information de pilotage en roulis, reçue par la liaison 3, en une vitesse latérale commandée Vcom - un sommateur 18 qui additionne cette vitesse latérale commandée Vcom (reçue par une liaison 19) et la vitesse de référence Vref élabo rée par l'unité de calcul 14, pour former une vitesse latérale de consi gne Vcons - un moyen de calcul 20 qui calcule la différence entre ladite vitesse de consigne Vcons reçue par une liaison 21 et la vitesse latérale effective Vsol par rapport au sol de l'hélicoptère He, dans un repère lié audit hé licoptère He, vitesse Vsol qui est déterminée par l'ensemble 4 de cap teurs ; et - un moyen de correction 22 qui détermine, à partir de cette différence, lesdits ordres de commande corrigés. Plus précisément, ledit moyen de correction 22 réalise l'asservissement de la vitesse Vsol sur la vitesse Vcons, c'est-à-dire i'asservissement à une valeur nulle du signal d'erreur qui est issu de la différence précitée et qui est reçu par une liaison 23. Selon l'invention, ledit moyen de correction 22 réalise également la mise en stabilité de l'hélicoptère He, à partir de valeurs effectives mesurées et reçues de l'ensemble 4 de capteurs, ainsi qu'un découplage d'axe de la boucle de pilotage, et il met en oeuvre, à partir de l'information relative à l'ordre de pilotage en roulis, une précommande pour moduler la bande passante. Sur la figure 3, on a représenté schématiquement un mode de réalisation préféré des moyens de calcul 9 pour le pilotage conforme à l'invention sur l'axe de tangage de l'hélicoptère He. A cet effet, lesdits moyens de calcul 9 comportent - une unité de calcul 25 qui calcule, à partir de valeurs reçues de l'ensemble 4 de capteurs par la liaison 5 et précisées ci-dessous, une vitesse longitudinale de référence Uref et une accélération longitudinale de référence yref, comme indiqué ci-après ; et - une unité de calcul 26 qui détermine les ordres de commande corrigés correspondants, qui sont transmis par la liaison 12 au bloc 10. Pour ce faire, ladite unité de calcul 26 comporte, selon l'invention - un moyen de calcul 27 qui comprend un modèle en dérivée de la vi tesse de translation et qui transforme une information de pilotage en tangage, reçue par la liaison 3, en une accélération longitudinale com mandée ycom; - un sommateur 28 qui additionne cette accélération commandée ycom (reçue par une liaison 29) et l'accélération de référence yref élaborée par l'unité de calcul 25 et reçue par une liaison 24, pour former une accélération de consigne ycons - un moyen de calcul 30 qui calcule la différence entre ladite accéléra tion de consigne ycons reçue par une liaison 31 et la dérivée de la vi tesse de translation longitudinale effective (ou l'accélération longitudi nale effective) ysol par rapport au sol de l'hélicoptère He, dans un re père lié à ce dernier, accélération ysol qui est déterminée par l'ensemble 4 de capteurs ; et - un moyen de correction 32 qui détermine lesdits ordres de commande corrigés. Ledit moyen de correction 32 est susceptible d'être relié, par l'intermédiaire d'un moyen de commutation 33, soit audit moyen de calcul 30, soit à un moyen de calcul 34. Ce dernier calcule la différence entre la vitesse longitudinale de référence Uref reçue par une liaison 35 de l'unité de calcul 25 et la vitesse longitudinale effective Usol par rapport au sol, qui est déterminée par l'ensemble 4 de capteurs. En outre, le moyen de commutation 33 est commandé, par l'intermédiaire d'une liaison 36, par une unité 37 qui est susceptible de déterminer deux modes de fonctionnement différents, à savoir - un mode piloté, pour lequel le pilote agit sur la commande longitudinale de l'hélicoptère He ; et - une mode non piloté, pour lequel le pilote n'agit pas sur ladite com mande longitudinale. Selon l'invention - dans le mode piloté, le moyen de correction 32 est relié au moyen de calcul 30 et il réalise l'asservissement à zéro du signal d'erreur issu de la différence entre les accélérations ysol et ycons ; tandis que - dans le mode non piloté, le moyen de correction 32 est relié au moyen de calcul 34 et il réalise l'asservissement à zéro du signal d'erreur issu de la différence entre les vitesses longitudinales Usol et Uref. On notera de plus que ledit moyen de correction 32 réalise également la mise en stabilité de l'hélicoptère He, à partir de valeurs mesurées reçues de l'ensemble 4 de capteurs, ainsi que le découplage d'axe de la boucle de pilotage, et il met en oeuvre, à partir d'une information relative à l'ordre de pilotage en tangage, une précommande pour moduler la bande passante. En outre, on notera que, dans le cadre de la présente invention - les unités de calcul 14 et 25 peuvent être regroupées en une seule uni té ; et - les moyens de correction 22 et 32 peuvent être regroupés en un seul moyen de correction. En supposant que les unités de calcul 14 et 25 comprennent chacune un calculateur numérique cadencé à une fréquence 1/dt, dt représentant la période d'échantillonnage dudit calculateur, et en notant T(t) le cap, les valeurs Vref(t), Uref(t) et yref(t) précitées s'écrivent, selon l'invention, à un instant t *Vref (t) = Vref (t-dt) . cos(#(t)-#(t-dt) )-Uref (t-dt) .sin(#(t)-#(t-dt)) + (Vref(t dt)/Uref(t-dt)) . (Uref(t) - Uref(t-dt) .cos(#(t)-#(t-dt)) + Vref(t-dt) .sin('I'(t)-W(t- dt))) Vref(t) = Vsol, au moment de l'activation des moyens de calcul 9 * Uref(t) = Usol, en mode piloté Uref(t) = Uref(t-dt) . cos(T(t)-v(t-dt)) + Vref (t-dt) .sin(#(t)-#(t-dt)), en mode non piloté Uref(t) = Usol, au moment de l'activation des moyens de calcul 9, en mode non piloté *&gamma;ref(t) = (Uref(t-dt).cos(#(t)-#(t-dt)) + Vref(t-dt).sin(#(t)-#(t-dt))-Uref(t- dt))/dt. Les vitesses de référence Uref et Vref sont recalculées à chaque cycle, en fonction de l'évolution du cap T de l'hélicoptère He par rapport au cycle précédent, pour permettre de conserver la trajectoire par rapport au sol, lors de rotations. L'accélération de référence yref est calculée à chaque cycle, en fonction de l'évolution du cap # de l'hélicoptère He par rapport au cycle précédent, et sert de précommande pour aider le système 1 à conserver la trajectoire par rapport au sol, lors de rotations dans le mode piloté. De plus, la vitesse de référence Vref est recalculée à chaque cycle, en prenant en compte la variation de vitesse Usol commandée par le pilote, pour conserver la trajectoire par rapport au sol de l'hélicoptère He, lors d'accélérations ou de décélérations commandées par le pilote. En outre, les valeurs de référence des unités de calcul 14 et 25 peuvent être modifiées manuellement par un pilote, comme indiqué par une liaison 38 sur les figures 2 et 3. Par ailleurs, ledit système 1 comporte, tel que représenté schématiquement sur la figure 1 - un indicateur de valeur 39 susceptible d'indiquer à un pilote de l'hélicoptère He, la valeur de la vitesse latérale Vsol par rapport au sol dudit hélicoptère He ; et - un indicateur de position 40 couplé audit indicateur de valeur 39 et susceptible d'indiquer la position de l'hélicoptère He par rapport à un axe déterminé, par exemple un faisceau de guidage d'approche. Pour bien mettre en évidence les avantages de la présente invention, on précise ci-dessous les différentes étapes successives non représentées d'une phase d'approche de l'hélicoptère He qui désire se poser sur un sol, par exemple une surface d'atterrissage d'un héliport ou la plate-forme d'un navire - lors de l'étape initiale de la phase d'approche, I'hélicoptère He inter cepte, de façon usuelle, un faisceau de guidage émis à partir du sol. La composante du vent perpendiculaire à l'axe d'approche est compensée par un écart de cap - avant de procéder à la décélération nécessaire pour entamer la des cente sous forte pente, le pilote active les moyens de calcul 9 qui en registrent alors, instantanément, les deux composantes Usol et Vsol de la vitesse par rapport au sol de l'hélicoptère He, dans un repère lié à ce dernier - le pilote commande une décélération pour réduire la vitesse jusqu'à une valeur compatible avec la pente d'approche. Pendant cette décéléra tion, le système 1 conforme à l'invention maintient constante la direc tion de la vitesse et donc la trajectoire par rapport au sol, en mainte nant constant le rapport Usol/Vsol effectif par une action sur les servo commandes en engendrant un dérapage air - pendant et après la décélération, le pilote peut corriger d'éventuels écarts par rapport au faisceau de guidage par des actionnements ap propriés des organes de commande, en surveillant sur l'indicateur 39 la valeur de la vitesse latérale ainsi engendrée ; et à à proximité du sol, afin d'apercevoir un balisage lumineux du sol dans l'axe du pare-brise, le pilote aligne le fuselage de l'hélicoptère He par rapport à l'axe d'approche. Pour ce faire, il lui suffit d'activer la com mande de lacet pour aligner le fuselage sur ledit axe d'approche. En ef fet, le système 1 conforme à l'invention agit automatiquement pour maintenir constante la direction du vecteur vitesse par rapport au sol et évite ainsi toute dérive parasitaire (on notera qu'en l'absence de l'invention, le pilote devrait engendrer lui-même la vitesse air latérale, pour contrer la dérive due au vent). REVENDICATIONS 1. Système de commande d'un vol d'un aéronef, en particulier d'un hélicoptère (He), ledit système (i) recevant une pluralité d'informations et notamment les positions d'organes de commande de vol dudit aéronef (He) et communiquant, en fonction de ces informations, des ordres de commande à des organes de pilotage de l'aéronef (He), caractérisé en ce qu'il comporte - au moins un capteur (4) qui mesure des valeurs effectives d'au moins un paramètre représentatif du vol dudit aéronef (He) ; et - des moyens de calcul (9) qui élaborent, au moins à partir desdites va leurs effectives mesurées et des positions d'organes de commande de vol, des ordres de commande corrigés destinés à être communiqués auxdits organes de pilotage et permettant de contrôler sans références visuelles extérieures la vitesse latérale par rapport au sol dudit aéronef (He), sans agir sur le cap de ce dernier. 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (9) élaborent des ordres de commande corrigés, pour maintenir constante la direction de la vitesse par rapport au sol dudit aéronef (He), lors d'une modification du cap de ce dernier. 3. Système selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (9) élaborent des ordres de commande corrigés, pour maintenir constante la direction de la vitesse par rapport au sol dudit aéronef (He), lors d'une modification de la vitesse longitudinale de ce dernier. 4. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (9) sont activables. 5. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (9) comprennent - une première unité de calcul (14,25) qui calcule au moins une valeur de référence, à partir desdites valeurs effectives mesurées ; et - une seconde unité de calcul (15,26) qui élabore lesdits ordres de com mande corrigés, à partir au moins de ladite valeur de référence et de positions d'organes de commande de vol. 6. Système selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite première unité de calcul (14) calcule, comme valeur de référence, en fonction du temps t, une vitesse latérale de référence Vref(t), à partir de l'expression Vref(t) = Vref(t-dt) .cos(#(t)-#(t-dt)) - Uref(t-dt) .sîn("J(t)-'P(t-dt)) + (Vref(tdt)/Uref(t-dt)) . (Uref(t) - Uref(t-dt) .cos(#(t)-#(t-dt)) + Vref(t-dt) .sin(#(t)-#(t- dt))) dans laquelle - Uref(t) est une vitesse longitudinale de référence de l'aéronef (He) - T(t) est le cap de l'aéronef (He) ; et - dt est la période d'échantillonnage de ladite première unité de calcul (14). 7. Système selon l'une des revendications 5 ou 6, caractérisé en ce que ladite première unité de calcul (25) calcule, comme valeur de référence, en fonction du temps t, une vitesse longitudinale de référence Uref(t), à partir de l'expression Uref(t) = Uref(t-dt) .cos(#(t)- 'P(t-dt)) + Vref(t-dt) .sin(T(t)- "J(t-dt)) dans laquelle - Vref(t) est une vitesse latérale de référence de l'aéronef (He) - 'f'(t) est le cap de l'aéronef (He) ; et - dt est la période d'échantillonnage de ladite première unité de calcul (25). 8. Système selon l'une des revendications 5 à 7, caractérisé en ce que ladite première unité de calcul (25) calcule, comme valeur de référence, en fonction du temps t, une accélération longitudinale de référence yref(t), à partir de l'expression yref(t) = (Uref(t-dt).cos(T(t) - T(t-dt)) + Vref(t-dt).sin(w(t) - "J(t-dt)) U ref(t-dt) ) /dt dans laquelle - Uref(t) est une vitesse longitudinale de référence de l'aéronef (He) - Vref(t) est une vitesse latérale de référence de l'aéronef (He) - T(t) est le cap de l'aéronef (He) ; et - dt est la période d'échantillonnage de ladite première unité de calcul (25). 9. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte de plus un indicateur de valeur (39) susceptible d'indiquer à un pilote de l'aéronef (He), la valeur de la vitesse latérale par rapport au sol de l'aéronef (He). 10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce qu'il comporte de plus un indicateur de position (40) qui est susceptible d'indiquer à un pilote de l'aéronef (He), la position de ce dernier par rapport à un axe déterminé, et qui est couplé audit indicateur de valeur (39).