FR 2815145 A1 20020412 FR 0012820 A 20001006 PROCEDE ET SYSTEME DE NAVIGATION UTILISANT UN RECEPTEUR DE POSITIONNEMENT PAR SATELLITE. La présente invention concerne un procédé et un système de navigation utilisant un récepteur de positionnement par satellites GPS, ainsi qu'un aéronef équipé d'un tel système. Plus particulièrement, l'invention concerne un procédé de navigation pour aéronef, notamment en phase d'approche, ledit aéronef étant équipé : - d'un récepteur de positionnement par satellites GPS agencé pour délivrer notamment un ensemble de pseudo-vitesses, ou projections sur l'axe reliant le récepteur à chaque satellite en vue, du vecteur vitesse relative entre le récepteur et ledit satellite ; de moyens de navigation indépendants du récepteur de positionnement par satellites GPS, agencés pour délivrer au moins le cap suivi par l'aéronef, deux paramètres d'attitude, une vitesse verticale et le vecteur vitesse air ; et - d'un moyen de visualisation tête haute HUD agencée pour délivrer des informations visuelles à partir dudit cap, desdits paramètres d'attitude et de trois composantes du vecteur vitesse sol. Les systèmes de positionnement par satellites, et plus particulièrement le système dit GPS, comprennent une constellation de satellites en orbite autour de la terre, des stations terrestres de contrôle et des récepteurs d'utilisateur. Les satellites sont synchronisés entre eux par les stations de contrôle, elles-mêmes reliées entre elles et à une station de contrôle maîtresse qui calcule très précisément les paramètres d'orbite des satellites et les transmet aux satellites par l'intermédiaire des stations de contrôle. Les satellites émettent des signaux de navigation (positionnement et temps). Un récepteur d'utilisateur reçoit ces signaux d'au moins quatre satellites distincts et en déduit le temps exact et sa position exacte (3 coordonnées) par rapport aux satellites à l'instant de la mesure et, de là, sa position par rapport à un référentiel terrestre quelconque. On se référera ci-après au système GPS pour fixer les idées, mais l'invention est bien entendu applicable à tout système de positionnement par satellites, tel que le système GLONASS. Il est par ailleurs connu d'équiper des avions, généralement courtscourriers, de systèmes de visualisation tête haute HUD (Head Up Display) pour leur permettre d'atterrir en catégorie IIIA (c'est-à-dire sous certaines conditions de visibilité). Ces systèmes de visualisation sont constitués d'un écran transparent disposé entre le pilote et la verrière du cockpit, sur lequel sont projetées certaines informations visuelles qui, par conséquent, se superposent à la vue qu'a le pilote de l'extérieur de l'avion. Les systèmes HUD nécessitent pour fonctionner de disposer en entrée du cap suivi par l'avion, des deux paramètres d'attitude (roulis et tangage), et des trois composantes de sa vitesse dans un repère lié au sol. Il ne leur est pas nécessaire de disposer de moyens autonomes d'acquisition d'informations de position, ces informations leur étant fournies par des équipements au sol (tels qu'ILS et DME). Actuellement, les informations nécessaires à l'exploitation d'un système HUD sont fournies par une centrale inertielle IRS (Inertial Reference System). Le problème réside dans le fait que les systèmes IRS sont très coûteux du fait qu'ils sont conçus pour fournir des paramètres de position (grande précision à long terme), alors même que ces paramètres ne sont pas utilisés par les systèmes HUD qui n'exigent que des paramètres de vitesse. On a donc proposé, par exemple dans le document FR-A-2730841, d'utiliser des systèmes GPS, relativement peu coûteux par rapport à un système IRS, à la place de ces systèmes IRS. Ces systèmes GPS fournissent en effet, outre des informations de positionnement, des informations de vitesse. Plus précisément, ils fournissent des"pseudovitesses", c'est-à-dire les valeurs des projections sur l'axe reliant le récepteur à chaque satellite en vue du système GPS, du vecteur vitesse relative entre le récepteur et ce satellite. De même que pour le positionnement, les récepteurs GPS doivent disposer d'au moins quatre satellites en vue pour déterminer la vitesse sol à partir de quatre pseudo-vitesses. Il en résulte un problème de disponibilité des informations. Par ailleurs, il est nécessaire dans le domaine de l'avionique d'être certain de l'intégrité des mesures que l'on fournit aux systèmes de navigation, c'est-à-dire que la disponibilité des mesures est généralement moins importante que leur fiabilité (il est essentiel de savoir quand une information n'est pas fiable de manière à ne plus l'utiliser). Or, il est connu que l'une des difficultés principales rencontrées avec le système GPS est précisément celui de sa fiabilité. On comprendra que cette difficulté est particulièrement critique dans le domaine de l'avionique, tout particulièrement en phase d'approche avant l'atterrissage. On a proposé dans les documents FR-A-2749665 et WO-A-9818016, de tester l'intégrité des mesures GPS par la redondance des informations lorsque plus de quatre satellites sont en vue. Plus particulièrement, le dernier de ces documents traite des procédés de surveillance d'intégrité de récepteur dits RAIM (Receiver Autonomous Integrity Monitoring) bien connus dans la technique pour s'assurer de l'intégrité des informations de position fournies par les systèmes GPS. Mais ces procédés aggravent le problème de la disponibilité puisque, étant fondés sur la redondance, ils exigent qu'au moins cinq satellites soient en vue. On a également proposé dans le document FR-A-2730841 précité, de résoudre le problème d'intégrité en associant à la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS délivrant notamment l'accélération verticale, une centrale anémo-barométrique ADC (Air Data Computer) délivrant notamment l'altitude barométrique, pour fournir une vitesse verticale hybride bar-inertielle résultant de la combinaison de ces deux grandeurs. Cette vitesse verticale baro-inertielle est ensuite comparée à la vitesse verticale résultant du système GPS de manière à tester l'intégrité de la vitesse. Mais une telle disposition présente toutefois deux inconvénients. En premier lieu, elle ne permet en aucune manière d'améliorer la fiabilité de la mesure de la vitesse lorsqu'il est observé que cette fiabilité est insuffisante. Et par ailleurs, elle n'apporte rien à la solution du problème de la disponibilité. La présente invention vise à palier ces inconvénients. Plus particulièrement, l'invention vise à permettre l'utilisation de moyens de visualisation tête haute HUD sans pour autant nécessiter l'installation d'une centrale inertielle IRS. L'invention vise également à faciliter l'intégration d'un récepteur de navigation par satellites GPS dans un système de navigation comportant une visualisation tête haute HUD. L'invention vise également à améliorer les performances et la disponibilité d'un récepteur de navigation par satellites GPS intégré à un système de navigation pour aéronef. A cet effet, l'invention à tout d'abord pour objet un procédé de navigation pour aéronef, notamment en phase d'approche, ledit aéronef étant équipé : - d'un récepteur de positionnement par satellites GPS agencé pour délivrer notamment un ensemble de pseudo-vitesses, ou projections sur l'axe reliant le récepteur à chaque satellite en vue, du vecteur vitesse relative entre le récepteur et ledit satellite ; de moyens de navigation indépendants du récepteur de positionnement par satellites GPS, agencés pour délivrer au moins le cap suivi par l'aéronef, deux paramètres d'attitude, une vitesse verticale et le vecteur vitesse air ; et - d'un moyen de visualisation tête haute HUD agencé pour délivrer des informations visuelles à partir dudit cap, desdits paramètres d'attitude et de trois composantes du vecteur vitesse sol ; caractérisé par le fait qu'il comprend l'étape consistant à utiliser ladite vitesse verticale comme une pseudo-vitesse supplémentaire qui serait obtenue d'un satellite équivalent situé au centre de la Terre. Ce procédé présente en premier lieu l'avantage de fournir les composantes du vecteur vitesse sol avec une meilleure précision du fait de la présence d'un paramètre supplémentaire en entrée. Un autre avantage réside dans le fait que le procédé selon invention améliore grandement la disponibilité de l'hybridation puisque celle-ci peut fonctionner dès lors que l'on dispose de trois satellites en vue seulement, fournissant trois pseudo-vitesses auxquelles s'ajoute la pseudo-vitesse supplémentaire constituée par la vitesse verticale précitée. Dans un mode de mise en oeuvre particulier du procédé selon invention, lesdits moyens de navigation indépendants du récepteur de positionnement par satellites GPS comprennent : - une centrale anémo-barométrique ADC agencée pour délivrer notamment une altitude barométrique ; - une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS agencée pour délivrer notamment les vitesses angulaires et les accélérations ; ledit procédé comprenant les étapes consistant à hybrider les sorties de la centrale anémo-barométrique ADC et de la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, en vue d'obtenir une vitesse verticale baroinertielle, et à utiliser ladite vitesse verticale bar-inertielle comme pseudo-vitesse supplémentaire. On observera que l'invention propose, comme le document précité FR-A- 2730841, l'utilisation d'une vitesse verticale baro-inertielle, mais dans un contexte différent. Il s'agissait dans ce document uniquement de comparer la vitesse verticale bar-inertielle à la vitesse verticale résultant du système GPS. Dans l'invention, au contraire, la vitesse verticale bar-inertielle est assimilée à une pseudo-vitesse supplémentaire comme cela a été exposé ci-dessus. Egalement dans un mode de mise en oeuvre particulier de l'invention, ledit aéronef est en outre équipé d'une unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur, RAIM, agencée pour vérifier l'intégrité des pseudo-vitesses délivrées par le récepteur de positionnement par satellite GPS, et ladite pseudo-vitesse supplémentaire est associée à la vérification de l'intégrité des pseudo-vitesses par l'unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur RAIM. Le procédé selon invention peut également comprendre une étape de détermination d'une limite d'erreur garantie sur la vitesse horizontale, tenant compte des pseudo-vitesses et de ladite pseudo-vitesse supplémentaire. L'avantage d'une telle disposition est également d'augmenter la disponibilité de la fonction tête haute en minimisant l'erreur garantie sur la vitesse. Le procédé selon invention peut également comprendre une étape de vérification de l'intégrité des sorties hybridées attitude, cap et vitesse verticale, par comparaison avec les sorties de la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS. L'invention a également pour objet un système de navigation pour aéronef, notamment en phase d'approche, comprenant : - un récepteur de positionnement par satellites GPS agencé pour délivrer notamment un ensemble de pseudo-vitesses, ou projections sur l'axe reliant le récepteur à chaque satellite en vue, du vecteur vitesse relative entre le récepteur et ledit satellite ; - des moyens de navigation indépendants du récepteur de positionnement par satellites GPS, agencés pour délivrer au moins le cap magnétique de l'aéronef, la vitesse air, l'altitude barométrique et les vitesses angulaires et accélérations ; et - un moyen de visualisation tête haute HUD agencé pour délivrer des informations visuelles à partir dudit cap, desdits paramètres d'attitude et de trois composantes de vitesse sol ; caractérisé par le fait qu'il comprend : - des moyens de calcul agencés pour déduire un vecteur vitesse sol, incluant une vitesse verticale baro-inertielle, le cap suivi par l'aéronef et deux paramètres d'attitude, à partir desdites pseudo-vitesses, dudit cap magnétique, de ladite vitesse air, de ladite altitude barométrique, et desdites vitesse angulaires et accélérations ; et - des moyens de traitement agencés pour traiter ladite vitesse verticale comme une pseudo-vitesse supplémentaire qui serait obtenue d'un satellite équivalent situé au centre de la Terre. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens de navigation indépendants du récepteur de positionnement par satellites GPS comprennent : - une centrale anémo-barométrique ADC ; et - une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS ; lesdits moyens de traitement comprenant des moyens de calcul agencés pour déduire une vitesse verticale baro-inertielle de ladite altitude barométrique et de ladite accélération verticale, et étant agencés pour traiter ladite vitesse verticale baro-inertielle comme pseudo-vitesse supplémentaire. Plus particulièrement, lesdits moyens de calcul peuvent comprendre un filtre de Kalman. Le système de navigation selon l'invention peut comprendre une unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur RAIM agencée pour vérifier l'intégrité des pseudo-vitesses délivrées par le récepteur de positionnement par satellite GPS, des moyens étant prévus pour associer ladite pseudo-vitesse supplémentaire à la vérification de l'intégrité des pseudo-vitesses par l'unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur RAIM, et pour fournir une alarme lorsque ladite intégrité n'est pas assurée. Le système de navigation selon invention peut également comprendre des moyens de détermination d'une limite d'erreur garantie sur la vitesse tenant compte des pseudo-vitesses et de ladite pseudo-vitesse supplémentaire. Le système de navigation selon invention peut également comprendre des moyens de vérification de l'intégrité des sorties hybridées attitude, cap et vitesse verticale, par comparaison avec les sorties de la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, et pour fournir une alarme lorsque le résultat de la comparaison est supérieur à un seuil prédéterminé. L'invention a également pour objet un équipement autonome d'hybridation agencé pour former avec : - une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS ; - une centrale anémo-barométrique ADC ; - un récepteur de positionnement par satellite GPS ; et - un moyen de visualisation tête haute HUD ; un système de navigation tel que décrit ci-dessus, caractérisé par le fait qu'il comporte en entrée : - une liaison ARINC 705 pour ladite centrale de référence d'attitude et de cap AHRS ; - une liaison ARINC 706 pour ladite centrale anémo-barométrique ADC ; et - une liaison ARINC 743 pour ledit récepteur de positionnement par satellite GPS ; et en sortie - une liaison ARINC 704 pour ledit moyen de visualisation tête haute HUD. On rappelle que les liaisons ARINC sont des liaisons normalisées par AERONAUTICAL RADIO, INC. L'invention a également pour objet un aéronef, caractérisé par le fait qu'il comprend un système de navigation tel que décrit ci-dessus. On décrira maintenant, à titre d'exemple non limitatif, un mode de réalisation particulier d'un système de navigation selon l'invention, en référence à la figure unique annexée constituée d'un schéma par blocs de ce système. Ce système est installé sur un aéronef et est composé d'un récepteur 1 de positionnement par satellites, d'une centrale anémo-barométrique 2, et d'un capteur magnétique 3 fournissant les paramètres d'entrée. Il comprend également une centrale de référence d'attitude et de cap 4 ainsi que, en sortie, un dispositif de visualisation tête haute 5 et deux alarmes 6 et 7 de tout type connu, par exemple visuelles et/ou sonores. Les dispositifs précités sont connus en eux-mêmes et ne seront donc pas décrits plus en détail. De façon connue, le récepteur 1 de positionnement par satellites fournit en sortie notamment un certain nombre de pseudo-vitesses, fonction du nombre de satellites en vue du récepteur, la centrale anémobarométrique 2 fournit en sortie les composantes de la vitesse air ainsi que l'altitude barométrique Hb, et le capteur magnétique 3 fournit en sortie le cap magnétique Pm. Egalement de façon connue, le dispositif de visualisation tête haute 5 nécessite en entrée le cap, deux angles d'attitude (roulis et tangage) et les trois composantes de la vitesse sol. Le système de navigation selon invention comprend également une unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur 8, un filtre de Kalman 9 et un comparateur 10 de vérification de l'intégrité des sorties hybridées. Le cap magnétique fourni par le capteur magnétique 3 ainsi que les composantes de la vitesse air et l'altitude barométrique fournies par la centrale anémo-barométrique 2 sont transmis en entrée de la centrale de référence d'attitude et de cap 4, par des liaisons 11 et 12 respectivement. Les pseudo-vitesses fournies par le récepteur de positionnement par satellite 1 ainsi que les paramètres issus de la centrale anémobarométrique 2 sont par ailleurs transmis en entrée du filtre de Kalman 9 par des liaisons 13 et 14 respectivement. Ce filtre reçoit également en entrée, par une liaison 15, notamment les vitesses angulaires et les accélérations issue de la centrale de référence d'attitude et de cap 4. Le filtre de Kalman 9 donne en premier lieu une vitesse verticale baroinertielle résultant d'une hybridation entre les données qui lui sont fournies en entrée. Cette vitesse verticale baro-inertielle est transmise par une liaison 16 à l'unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur 8, comme le sont les pseudo-vitesses issues du récepteur de positionnement par satellites 1. L'unité 8 est connue en elle-même intégrée à des système GPS mais, dans cette application connue, elle est appliquée à des distances pour fournir une limite d'intégrité horizontale HIL (Horizontal Integrity Limit) ou aux vitesse fournies exclusivement par un GPS. Au contraire, elle est ici appliquée à une combinaison de pseudo-vitesses et d'une vitesse verticale bar-inertielle pour fournir une limite d'intégrité de vitesse horizontale. Dans le cas où l'intégrité sur les vitesses n'est pas assurée, un signal est transmis sur une ligne 17 au dispositif d'alarme 7. De plus, la limite d'intégrité de vitesse horizontale permet de prévoir la disponibilité de la fonction pour l'atterrissage par un calcul prédictif avant le décollage, cette procédure étant déjà en place pour prévoir la disponibilité du système GPS pour la navigation durant le vol et l'approche. A partir des données qui lui sont fournies en entrée, le filtre de Kalman 9 détermine également des valeurs optimisées pour l'attitude, le cap et la vitesse. Ces données, ainsi que la vitesse verticale, sont transmises à l'entrée du comparateur 10 par une liaison 18. Une liaison 19 transmet par ailleurs à l'entrée du comparateur 10 les grandeurs de sortie de la centrale de référence d'attitude et de cap 4 et une liaison 20 transmet la limite d'erreur garantie sur les vitesses à ce même comparateur 10. Les grandeurs de sortie de la centrale de référence d'attitude et de cap sont comparées dans le comparateur 10 aux grandeurs homologues calculées dans le filtre de Kalman 9 et, si l'écart entre deux de ces grandeurs est supérieur à un seuil de tolérance, un signal est transmis par une ligne 21 au dispositif d'alarme 6. Enfin, le filtre de Kalman 9 transmet les valeurs optimisées de cap, d'attitude et de vitesse au dispositif de visualisation tête haute 5 par une liaison 22. On observera que, dans le mode de réalisation représenté, le filtre de Kalman 9, l'unité de surveillance d'intégrité de récepteur 8 et le comparateur 10 sont réunis dans un équipement autonome 23. Dans ce cas, la liaison 13 est de préférence au format ARINC 743, la liaison 14 au format ARINC 706, la liaison 15 au format ARINC 705 et la liaison 22 au format ARINC 704 (compatible IRS). Cet équipement autonome 23 peut ainsi être immédiatement adapté sur un aéronef de manière à équiper ce dernier d'un dispositif de visualisation tête haute. REVENDICATIONS 1-Procédé de navigation pour aéronef, notamment en phase d'approche, ledit aéronef étant équipé : - d'un récepteur de positionnement par satellites GPS (1) agencé pour délivrer notamment un ensemble de pseudo-vitesses, ou projections sur l'axe reliant le récepteur à chaque satellite en vue, du vecteur vitesse relative entre le récepteur et ledit satellite ; - de moyens de navigation (2-4) indépendants du récepteur de positionnement par satellites GPS, agencés pour délivrer au moins le cap suivi par l'aéronef, deux paramètres d'attitude, une vitesse verticale et le vecteur vitesse air ; et - d'un moyen de visualisation tête haute HUD (5) agencé pour délivrer des informations visuelles à partir dudit cap, desdits paramètres d'attitude et de trois composantes du vecteur vitesse sol ; caractérisé par le fait qu'il comprend l'étape consistant à utiliser ladite vitesse verticale comme une pseudo-vitesse supplémentaire qui serait obtenue d'un satellite équivalent situé au centre de la Terre. 2-Procédé de navigation selon la revendication 1, lesdits moyens de navigation indépendants du récepteur de positionnement par satellites GPS comprenant : - une centrale anémo-barométrique ADC (2) agencée pour délivrer notamment une altitude barométrique ; - une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS (4) agencée pour délivrer notamment les vitesses angulaires et les accélérations ; ledit procédé comprenant les étapes consistant à hybrider les sorties de la centrale anémo-barométrique ADC et de la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, en vue d'obtenir une vitesse verticale baroinertielle, et à utiliser ladite vitesse verticale baro-inertielle comme pseudo-vitesse supplémentaire. 3-Procédé de navigation selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, ledit aéronef étant en outre équipé d'une unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur RAIM (8) agencée pour vérifier l'intégrité des pseudo-vitesses délivrées par le récepteur de positionnement par satellite GPS, dans lequel ladite pseudo-vitesse supplémentaire est associée à la vérification de l'intégrité des pseudovitesses par l'unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur RAIM. 4-Procédé de navigation selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, comprenant une étape de détermination d'une limite d'erreur garantie sur la vitesse horizontale, tenant compte des pseudo-vitesses et de ladite pseudo-vitesse supplémentaire. 5-Procédé de navigation selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, comprenant une étape de vérification de l'intégrité des sorties hybridées attitude, cap et vitesse verticale, par comparaison avec les sorties de la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS. 6-Système de navigation pour aéronef, notamment en phase d'approche, comprenant : - un récepteur de positionnement par satellites GPS (1) agencé pour délivrer notamment un ensemble de pseudo-vitesses, ou projections sur l'axe reliant le récepteur à chaque satellite en vue, du vecteur vitesse relative entre le récepteur et ledit satellite ; - des moyens de navigation (2-4) indépendants du récepteur de positionnement par satellites GPS, agencés pour délivrer au moins le cap magnétique de l'aéronef, la vitesse air, l'altitude barométrique et les vitesses angulaires et accélérations ; et - un moyen de visualisation tête haute HUD (5) agencé pour délivrer des informations visuelles à partir dudit cap, desdits paramètres d'attitude et de trois composantes de vitesse sol ; caractérisé par le fait qu'il comprend : - des moyens de calcul (9) agencés pour déduire un vecteur vitesse sol, incluant une vitesse verticale baro-inertielle, le cap suivi par l'aéronef et deux paramètres d'attitude, à partir desdites pseudo-vitesses, dudit cap magnétique, de ladite vitesse air, de ladite altitude barométrique, et desdites vitesse angulaires et accélérations ; et - des moyens de traitement (8) agencés pour traiter ladite vitesse verticale comme une pseudo-vitesse supplémentaire qui serait obtenue d'un satellite équivalent situé au centre de la Terre. 7-Système de navigation selon la revendication 6, dans lequel lesdits moyens de navigation indépendants du récepteur de positionnement par satellites GPS comprennent : - une centrale anémo-barométrique ADC (2) ; et - une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS (4) ; 8-Système de navigation selon la revendication 7, dans lequel lesdits moyens de calcul comprennent un filtre de Kalman (9). 9-Système de navigation selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, comprenant une unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur RAIM (8) agencée pour vérifier l'intégrité des pseudo-vitesses délivrées par le récepteur de positionnement par satellite GPS, des moyens (8) étant prévus pour associer ladite pseudo-vitesse supplémentaires à la vérification de l'intégrité des pseudo-vitesses par l'unité autonome de surveillance d'intégrité de récepteur RAIM et pour fournir une alarme lorsque ladite intégrité n'est pas assurée. 10-Système de navigation selon l'une quelconque des revendications 6 à 9, comprenant des moyens (8) de détermination d'une limite d'erreur garantie sur la vitesse tenant compte des pseudo-vitesses et de ladite pseudo-vitesse supplémentaire. 11-Système de navigation selon l'une quelconque des revendications 6 à 10, comprenant des moyens (10) de vérification de l'intégrité des sorties hybridées attitude, cap et vitesse verticale, par comparaison avec les sorties de la centrale de référence d'attitude et de cap AHRS, et pour fournir une alarme lorsque le résultat de la comparaison est supérieur à un seuil prédéterminé. 12-Equipement autonome d'hybridation (23) agencé pour former avec : - une centrale de référence d'attitude et de cap AHRS (4) ; - une centrale anémo-barométrique ADC (2) ; - un récepteur de positionnement par satellite GPS (1) ; et - un moyen de visualisation tête haute HUD (1) ; un système de navigation selon la revendication 7, ou selon la revendication 7 et l'une quelconque des revendications 8 à 11, caractérisé par le fait qu'il comporte en entrée : - une liaison ARINC 705 (15) pour ladite centrale de référence d'attitude et de cap AHRS ; - une liaison ARINC 706 (12) pour ladite centrale anémo-barométrique ADC ; et - une liaison ARINC 743 (13) pour ledit récepteur de positionnement par satellite GPS ; et en sortie - une liaison ARINC 704 (22) pour ledit moyen de visualisation tête haute HUD. 13-Aéronef, caractérisé par le fait qu'il comprend un système de navigation selon l'une quelconque des revendications 6 à 11.