FR 2897715 A1 20070824 FR 0601409 A 20060217 SYSTEME DE DETECTION DE DESALIGNEMENT POUR CAPTEUR EMBARQUE DESCRIPTION 5 DOMAINE TECHNIQUE L'invention concerne le domaine des capteurs embarqués et trouve en particulier application dans l'aéronautique. 10 ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les exigences de sécurité dans la navigation aéronautique ont conduit un nombre croissant de constructeurs à intégrer dans leurs appareils un système d'amélioration de la vision dit EVS (Enhanced 15 Vision System) généralement couplé à un viseur tête haute ou H.UD (Head-Up Display). Ce système est destiné à aider le pilote dans sa perception de l'environnement extérieur pendant les différentes phases du vol, notamment lors de l'approche et de l'atterrissage, et à 20 lui permettre de prendre rapidement des décisions dans des conditions de visibilité critiques. On pourra trouver une présentation des systèmes EVS par exemple dans l'article intitulé EVS development surges forward de G. Connor, publié dans le numéro de Juin 25 2003 de la revue Professional Pilot , pages 66-70. Un système EVS comprend en général une caméra infrarouge ou FLIR (Forward Looking Infrared Sensor) montée à l'avant de l'appareil, captant une image de l'environnement en champ large. L'image infrarouge, 30 éventuellement accompagnée d'une symbologie adaptée est projetée par le viseur tête haute sur un écran placé à la hauteur des yeux du pilote. Ce dernier voit alors de manière superposée l'image réelle et l'image générée par le système EVS, la position angulaire de la caméra étant déterminée de manière à ce que l'image infrarouge coïncide avec l'image réelle vue par le pilote. Cette position angulaire sera dénommée ci-après position angulaire nominale. Tout défaut d'alignement de la caméra par rapport à sa position angulaire nominale peut être lourd de conséquences pour le pilotage : une piste d'atterrissage apparaissant sous un angle erroné est source d'accidents. Afin de remédier au problème susmentionné, il est connu de l'homme du métier de monter la caméra sur un châssis et de procéder au sol à son calage angulaire par rapport aux axes propres de l'avion, lors du montage initial ou d'une opération de maintenance ultérieure. Cette procédure d'alignement est complexe et coûteuse en temps d'immobilisation. D'autre part, les contraintes mécaniques en vol et lors de l'atterrissage peuvent causer un dérèglement de l'alignement de la caméra. Dès lors, il est important pour le pilote de savoir s'il peut faire confiance aux indications fournies par le système EVS. Un premier problème à la base de l'invention est de prévoir un système simple et fiable permettant un réglage de l'alignement de la caméra par rapport à sa position angulaire nominale. Un second problème à la base de l'invention est de pouvoir détecter à tout moment, notamment en vol, si la caméra présente un défaut d'alignement. Un problème subsidiaire consiste à 3 permettre la correction d'un tel défaut lorsqu'il est détecté. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention est définie par un système de détection de désalignement pour capteur embarqué sur une plateforme dynamique, par exemple un aéronef, comprenant : - une centrale inertielle adaptée à fournir 10 une position angulaire de la plateforme par rapport à un référentiel inertiel ; - un capteur de mesure angulaire monté solidairement sur le capteur embarqué et adapté à fournir une position angulaire de ce dernier par 15 rapport audit référentiel inertiel ; - des moyens de calcul adaptés à déterminer un écart angulaire du capteur embarqué par rapport à la plateforme en fonction des positions angulaires du capteur et de la plateforme, et à calculer la 20 différence entre ledit écart angulaire et un écart nominal. Ainsi l'on peut obtenir à tout moment la position angulaire relative du capteur par rapport à l'aéronef et en déduire si celui-ci est désaligné par 25 rapport à sa position nominale. Selon un premier mode de réalisation, le capteur de mesure angulaire est constitué par un inclinomètre adapté à fournir la position angulaire dudit capteur embarqué par rapport à la verticale. Ainsi l'on pourra détecter les défauts d'alignement du capteur embarqué selon l'axe de tangage et/ou de roulis de l'aéronef. Avantageusement, cet inclinomètre est constitué d'un gyroscope électromicromécanique ou MEMS. Les dimensions de ce type de capteur se prêtent particulièrement bien à un montage ou une intégration dans ledit capteur embarqué. Selon un second mode de réalisation, ledit capteur de mesure angulaire comprend en outre un magnétomètre adapté à fournir la position angulaire du capteur embarqué par rapport à la direction du champ magnétique terrestre. Ainsi, l'on pourra détecter les défauts 15 d'alignement du capteur embarqué selon l'axe de cap de l'aéronef. Avantageusement, le magnétomètre est un capteur à effet Hall ou à magnétorésistance géante. Les dimensions de ce type de capteur se prêtent 20 particulièrement bien à un montage ou une intégration dans ledit capteur embarqué. Selon une variante, ledit magnétomètre comprend des moyens de correction de la mesure angulaire effectuant une transformation affine sur les 25 composantes magnétiques mesurées par le magnétomètre. Ainsi l'on peut éliminer l'influence du champ magnétique produit par les courants statiques et du champ induit à l'intérieur de l'aéronef. Ledit capteur embarqué est avantageusement 30 choisi pour être incorporé dans un système de vision tête haute. Par exemple, le capteur embarqué pourra être une caméra infrarouge ou un radar, notamment un radar utilisant une antenne à balayage de phase. Selon un mode de réalisation, les moyens de calcul susmentionnés sont adaptés à déterminer si la 5 différence entre ledit écart angulaire et ledit écart nominal est supérieure à une valeur de seuil prédéterminée. Le pilote pourra être ainsi averti d'une défaillance du capteur embarqué. L'invention est défini en outre par un système d'imagerie embarqué pour plateforme dynamique équipée d'une centrale inertielle, comprenant : - un capteur d'imagerie embarqué; - un capteur angulaire solidairement monté sur ledit capteur embarqué et adapté à fournir une position angulaire de ce dernier par rapport à un référentiel inertiel; - des moyens de calcul adaptés à déterminer un écart angulaire du capteur embarqué par rapport à la plateforme en fonction des positions angulaires du capteur et de la plateforme et à calculer une erreur d'alignement comme différence entre ledit écart angulaire et un écart nominal ; - des moyens de traitement adaptés à corriger les signaux reçus par ledit capteur embarqué 25 en fonction de l'erreur d'alignement ; - des moyens de visualisation des signaux ainsi corrigés. L'invention concerne enfin un aéronef comportant le système de détection de désalignement ou 30 le système d'imagerie embarqué précité. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise par la description de modes de réalisation à l'aide des figures suivantes . - la Fig. 1 illustre schématiquement un système de détection de désalignement de capteur embarqué selon l'invention ; - les Figs. 2A et 2B illustrent schématiquement un gyroscope microélectromécanique utile à la réalisation du système selon l'invention ; - les Figs. 3A, 3B, 3C illustrent le passage d'un référentiel inertiel au référentiel lié au capteur ; - La Fig. 4 illustre schématiquement un système d'imagerie embarqué selon l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Pour des raisons de commodité, l'invention sera décrite pour un capteur embarqué sur un aéronef. Il est clair toutefois pour l'homme du métier qu'elle s'applique de manière générale à un capteur embarqué sur une plateforme dynamique. L'idée à la base de l'invention est de monter un capteur de mesure angulaire sur un capteur embarqué soit grâce à des moyens de fixation mécanique soit enccre en intégrant directement, lorsque cela est possible, le capteur angulaire sur le substrat du capteur embarqué. Le capteur de mesure angulaire fournit la position angulaire du capteur embarqué par rapport à un système d'axes de référence. De manière générale, on entend par position angulaire d'un objet par rapport à un référentiel donné, un triplet d'angles permettant de définir l'attitude de cet objet dans ledit référentiel ou un sous ensemble de ces dits angles. Ce triplet sera constitué par exemple du cap, de l'assiette et de l'inclinaison de l'objet ou bien d'un ou des angles d'Euler (précession, nutation et rotation propre). Par ailleurs l'aéronef est équipé d'une centrale inertielle capable de déterminer de manière connue en soi son attitude par rapport au même système d'axes. Des moyens de calcul permettent d'obtenir à partir des positions angulaires respectives du capteur et de l'aéronef la position angulaire relative du capteur par rapport à l'aéronef. Cette position angulaire relative est comparée à une valeur nominale et si la différence entre ces valeurs excède en valeur absolue un seuil prédéterminé, une erreur d'alignement est détectée. Une alarme peut alors être déclenchée pour signaler le désalignement du capteur au poste de pilotage. Alternativement ou cumulativement, l'erreur d'alignement peut être automatiquement compensée par la chaîne de traitement en aval du capteur. Enfin, selon une variante, deux seuils différents pourront être utilisés: un premier seuil en deçà duquel l'erreur d'alignement fera l'objet d'une compensation automatique, et un second seuil supérieur au premier au-delà duquel une alarme sera générée. La Fig. 1 montre un système de détection de désalignement de capteur embarqué mis en oeuvre dans un aéronef. Le système comprend au moins un capteur de mesure angulaire 110 monté solidairement sur le capteur embarqué 100 (configuration dite strapped-down ). On entend par solidairement une fixation mécanique à zéro degré de liberté, sans toutefois exclure la possibilité d'un démontage éventuel. Le capteur embarqué est par exemple placé à l'intérieur du radome à l'avant de l'aéronef ou en un autre lieu lui permettant d'effectuer des mesures de l'environnement extérieur. De préférence, le capteur embarqué 100 est un capteur d'imagerie, c'est-à-dire capable de fournir une image de l'environnement de l'appareil, tel qu'une caméra infrarouge (FLIR) ou un radar, notamment un radar à balayage de phase (phase array) ou un radar à synthèse d'ouverture (SAR), ou bien encore un lidar. On a représenté sur la Fig. 1 trois systèmes d'axes. Rs= (XS, YS, ZS) représente un référentiel lié au capteur, correspondant par exemple à ses axes d'inertie, RA= (XA, YA, ZA) représente un référentiel lié à l'aéronef, correspondant par exemple à ses axes d'inertie à savoir les axes de roulis, tangage et lacet et R=(X,Y,Z) représente un référentiel inertiel de référence. La centrale inertielle 120 de l'aéronef reçoit d'une pluralité de capteurs inertiels ou magnétométriques placés en divers points de l'appareil des informations angulaires et des vitesses angulaires et en déduit, de manière connue en soi, sa position angulaire par rapport au référentiel R. Typiquement, la centrale inertielle fournit l'assiette, l'inclinaison et le cap de l'aéronef. Par ailleurs, le capteur 110 détermine la position angulaire du capteur embarqué 100 par rapport au référentiel R. Selon un mode avantageux de réalisation, le 5 capteur 110 comprend un gyroscope électromicromécanique ou MEMS (Micro Electro Mechanical System) 111, tel que décrit par exemple dans l'article intitulé The development of a MEMS gyroscope for absolute angle measurement de D. Piyabongkarn et al., American 10 Control Conference, Mai 2002. Un tel gyroscope possède une taille de plusieurs ordres de grandeur plus faible que celle des gyroscopes conventionnels, et peut donc être monté sans difficulté sur une caméra infrarouge, un radar ou un lidar. Ainsi qu'on le verra plus loin, 15 ce gyroscope permet de mesurer non seulement une vitesse angulaire comme les gyroscopes conventionnels mais aussi une position angulaire par rapport au référentiel inertiel. Avantageusement, outre le gyroscope MEMS 20 susmentionné, un magnétomètre 112 à effet Hall ou un magnétomètre à magnétorésistance géante ou bien de type fluxgate sera également monté sur le capteur embarqué en configuration strapped-down ou, lorsque cela est possible, intégré dans le substrat du capteur. 25 Ce magnétomètre est configuré de manière à mesurer les composantes du champ magnétique selon les trois axes du référentiel Rs. Dans une variante de réalisation, le capteur angulaire peut comporter une pluralité de 30 gyroscopes MEMS 111 et/ou de magnétomètres 112 élémentaires montés solidairement sur le capteur embarqué, soit pour des raisons de redondance, un élément défaillant étant alors remplacé par un élément opérationnel, soit pour améliorer le rapport signal à bruit de la mesure en moyennant les mesures individuelles des différents éléments, soit encore pour effectuer comme on le verra plus loin, des mesures angulaires selon plusieurs axes. Quel que soit le mode de réalisation retenu, le capteur de mesure angulaire 100 permet d'obtenir l'un ou une pluralité des angles définissant l'attitude du capteur embarqué par rapport au référentiel R. Selon une première variante de réalisation, cette valeur ou ces valeurs sont transmises par le capteur 110 à l'ordinateur de bord 130 qui calcule alors la différence entre la position angulaire Ps du capteur et la position angulaire PA de l'aéronef. Si les positions angulaires sont exprimées dans des systèmes d'angles différents, une conversion préalable est effectuée pour les exprimer dans un système commun. Le capteur angulaire fournit par exemple les angles lrs, es, cps donnant l'attitude du capteur et le ou les angles donnant l'attitude de l'aéronef par rapport au référentiel R, c'est-à-dire son cap WA, son assiette eA et son inclinaison 9A. On obtient ainsi l'écart angulaire (8v,80,8ço)= (Irs-z/rA, es-eA, 9S-9A) du capteur embarqué par rapport à l'aéronef, exprimé dans le référentiel inertiel. L'ordinateur de bord 130 compare ensuite ledit écart angulaire à un écart nominal 40,80 ,89 correspondant aux conditions de fonctionnement correctes du capteur. Par exemple, si l'aéronef est équipé d'un système EVS, ces conditions nominales seront celles pour lesquelles l'image de l'environnement fournie par le capteur coïncide avec l'image réelle perçue par le pilote. L'écart angulaire nominal peut être déterminé une fois pour toutes lors d'une phase de réglage sur banc d'essai. La différence vectorielle (8yrù8yr ,89ù89 ,8gpù8gp entre l'écart angulaire et l'écart nominal sera dénommée erreur d'alignement du capteur embarqué. On appellera amplitude du désalignement la norme de cette erreur au sens d'une norme quelconque, par exemple + 89ù89 + 8çp ù 8çp ou max(JByr -8 89ù89 ,8gpù8gp ) . Bien entendu, l'écart angulaire peut n'être relatif 15 qu'à un angle ou deux angles, la définition de la norme étant alors modifiée en conséquence. Si l'amplitude du désalignement est supérieure à une valeur de seuil Thl, l'ordinateur de bord en avertit le système d'alerte en vol FWS (Flight 20 Warning System) représenté en 140. Ce dernier transmet alors une alarme AL au poste de pilotage. De manière optionnelle, l'amplitude du désalignement est comparée à une seconde valeur de seuil Tho Comme précédemment, si l'amplitude de désalignement excède Th1r une alarme est générée et ce, sans qu'une correction ne soit effectuée. Selon une seconde variante de réalisation, les calculs ne sont pas effectués par l'ordinateur de bord mais par un microprocesseur monté sur le capteur embarqué. Pour ce faire, la centrale inertielle 120 transmet au capteur embarqué 100 la position angulaire PA de l'aéronef, par exemple son cap, son assiette et son inclinaison. Le microprocesseur effectue alors les opérations précédemment décrites, à savoir le calcul de l'écart angulaire, de l'erreur d'alignement, de l'amplitude de désalignement et la comparaison à la valeur ou aux valeurs de seuil. Si l'amplitude de désalignement excède Thl, un signal d'erreur S1 est transmis par le capteur au système d'alerte 140 et relayé par une alarme AL au poste de pilotage. Cette variante de réalisation est notamment mise en oeuvre lorsqu'une correction automatique est effectuée. Le capteur de mesure angulaire 110 sera maintenant décrit dans son mode de réalisation préféré, à savoir un gyroscope MEMS. Une description plus détaillée du principe de fonctionnement pourra être trouvée dans l'article précité. Un tel gyroscope est illustré schématiquement en Figs. 2A et 2B. Il comprend une masse active 200 suspendue par des éléments élastiques 210, 220 à un cadre 250. Les éléments élastiques étant imparfaits, il peuvent être modélisés par une constante de rappel (kxs, kzs) en parallèle avec un coefficient d'amortissement (cxs,czs). La masse est soumise à une condition initiale correspondant à une vibration axiale, par exemple selon l'axe horizontal U. Idéalement, en absence d'amortissement, selon le principe d'inertie, la masse continuera à vibrer selon cet axe quelle que soit la position angulaire ultérieure du cadre. Ainsi, si l'axe Xs lié au capteur fait un angle es avec l'horizontale U, la direction de vibration de la masse fera un angle es avec l'axe Xs. Bien entendu, en réalité le mouvement est amorti et la masse revient au repos au bout d'un certain laps de temps. Toutefois si on lui applique des forces fx, et fz, (par exemple des forces électrostatiques) de contre-réaction choisies pour compenser l'amortissement du mouvement selon les axes Xs et Zs, il est possible d'entretenir le mouvement initial et de maintenir l'énergie totale du système constante. La direction de vibration de la masse active permet de déduire l'angle entre les axes U et Xs. En pratique, ce type de gyroscope fonctionne bien en tant qu'inclinomètre (ou niveau électronique). A ce titre, un premier gyroscope dont le cadre est fixé dans le plan (XS,ZS) du capteur embarqué permet de mesurer l'angle es par rapport à la verticale. De manière similaire, un second gyroscope orthogonal au premier et dont le cadre est fixé par conséquent dans le plan (),'S,ZS) du capteur permet de mesurer l'angle 49s. En pratique cependant, la compensation imparfaite de l'amortissement conduit à une calibration fréquente par recalage de la direction de vibration selon un angle de cap donné. Il est donc difficile d'obtenir une mesure fiable de 0-s sur une longue durée. Afin de déterminer l'angle de cap Ifs de manière précise, il est proposé d'inclure un magnétomètre de type trois axes dans le capteur angulaire. Un magnétomètre trois axes, connu en soi, permet de mesurer les composantes du champ magnétique selon trois axes orthogonaux, en l'occurrence ici les axes Xs, Ys, Zs. Soient B.,BYS,Bzr les composantes du champ magnétique ainsi mesurées. Par de simples opérations de changement de base indiquées en Figs. 3B et 3C, on peut obtenir les composantes BU,BV selon les axes U, V projection des axes Xs, Ys dans le plan (X, Y) . BU = Bx, cos e s + B Y s sin çs sin e s + B z s cos ç sin Os (1) Bv = BYS cos ços Bzs sin 7's (2) Si l'on choisit arbitrairement l'axe X selon la composante horizontale du champ magnétique terrestre, le cap peut être déterminé, comme indiqué sur la Fig. 3A, par: yrS = Arctg/ BV Arctg Bzs sinçps ùBYS cosçps BL, \ Bxs cos O + BYS sin ~S sin Os + Bzs cos go, sin es ~ (3) On voit ainsi qu'à l'aide des angles es, cps fournis par le gyroscope et les mesures des composantes du champ magnétique, on peut déterminer la position 5 angulaire du capteur embarqué par rapport au référentiel R. En pratique, la mesure du magnétomètre est perturbée par la présence d'un champ magnétique 10 parasite dû à l'équipement et les structures métalliques de l'aéronef. Il peut s'agir de champ induit par des courants, de champ créé par des matériaux à magnétisme permanent ou à magnétisme induit. Le vecteur du champ magnétique mesuré 15 B=(Bx,,By3,Bz)T peut s'écrire sous la forme : B=ABg+C (4) où Bg est le vecteur du champ magnétique terrestre 20 exprimé dans Rs, A une matrice constante, proche de la matrice identité, C un vecteur constant. Le vecteur C traduit l'influence des courants et des matériaux magnétiques permanents, il peut être obtenu de manière simple par moyennage temporel, les composantes de Bg 25 dans le référentiel Rs étant de moyenne nulle. La matrice A peut être obtenue par exemple au moyen d'une calibration au sol. Les composantes de Bg s'obtiennent alors par la relation affine : Bg =A-1BûA-'C et le calcul de cap est effectué à partir de celles-ci selon (3). Alternativement, considérant Bg comme vecteur d'état et la relation (4) comme une équation d'observation, les composantes de Bg peuvent être obtenues au moyen d'un filtrage de Kalman. La Fig. 4 montre un système d'imagerie embarqué 400 selon l'invention. Il comprend le capteur embarqué 100 sur lequel est monté le capteur de mesure angulaire 110, des moyens de calcul 131 recevant la position angulaire de l'aéronef transmise par la centrale inertielle et celle du capteur embarqué transmise par le capteur 110. Les moyens de calcul déterminent l'erreur d'alignement comme décrit plus haut et la fournissent au module de traitement 140. Ce module reçoit également les signaux du capteur 100 et en effectue une correction à partir de l'erreur d'alignement E. Les signaux ainsi corrigés sont fournis à l'unité de visualisation 150, par exemple un système EVS. En outre, les moyens de calcul 131 indiquent respectivement au module de traitement 140 et au système d'alerte en vol 140 que l'amplitude de désalignement franchit le seuil Tho et le seuil Th1 au moyens de signaux d'erreur correspondants So et S1. Sur réception de Sc, le module de traitement active la correction des signaux reçus du capteur et l'inhibe a contrario. Sur réception de S1r le système d'alerte 140 transmet une alarme à l'unité de visualisation 150. Les seuils peuvent être dédoublés pour présenter une hystérésis au franchissement par valeurs croissantes et décroissantes. La correction dépend du type de capteur utilisé. Si le capteur est une caméra infrarouge, la correction pourra être réalisée au moyen du déplacement de la fenêtre à visualiser à l'intérieur de l'image infrarouge captée par la caméra. La valeur du déplacement s'obtient simplement en fonction de l'erreur d'alignement et de la focale de la caméra. Si le capteur est un radar utilisant une antenne à balayage de phase, la correction automatique se fera simplement en corrigeant la loi de déphasage des éléments d'antenne en fonction de l'erreur d'alignement. De manière similaire, si le radar est à synthèse d'ouverture, la loi de déphasage appliquée aux signaux reçus aux différents instants d'échantillonnage sera corrigée en fonction de l'erreur d'alignement, sous réserve toutefois que celle-ci varie peu à travers l'ouverture. REVENDICATIONS 1. Système de détection de désalignement 5 pour capteur embarqué sur une plateforme dynamique, par exemple un. aéronef, comprenant : - une centrale inertielle (120) adaptée à fournir une position angulaire de la plateforme par rapport à un référentiel inertiel ; 10 - un capteur de mesure angulaire (110) monté solidairement sur le capteur embarqué (100) et adapté à fournir une position angulaire de ce dernier par rapport audit référentiel inertiel ; - des moyens de calcul (130,131) adaptés à 15 déterminer un écart angulaire du capteur embarqué par rapport à la plateforme en fonction des positions angulaires du capteur et de la plateforme et à calculer la différence entre ledit écart angulaire et un écart nominal. 20 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit capteur de mesure angulaire est un inclinomètre adapté à fournir la position angulaire du capteur embarqué par rapport à la 25 verticale. 3. Système selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que ledit capteur de mesure angulaire est un gyroscope MEMS. 30 4. Système selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que ledit capteur de mesure angulaire comprend en outre un magnétomètre adapté à mesurer les composantes du champ magnétique terrestre selon trois axes. 5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que le magnétomètre est un capteur à effet Hall. 6. Système selon la revendication 4 caractérisé en ce que le magnétomètre est un capteur à magnétorésistance géante. 7. Système selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce le magnétomètre comprend des moyens de correction adaptés à effectuer une transformation affine sur les composantes magnétiques mesurées par le magnétomètre. 8. Système selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit capteur embarqué est une caméra infrarouge. 9. Système selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que ledit capteur embarqué est un radar comprenant une antenne à balayage de phase. 10. Système selon l'une des revendications 30 précédentes, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul sort adaptés à déterminer si la différence entre 15 20 25ledit écart angulaire et ledit écart nominal est supérieure à une première valeur de seuil prédéterminée. 11. Système selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de génération d'une alarme (140) lorsque ladite différence excède ladite valeur de seuil. 12. Système d'imagerie embarqué pour plateforme dynamique équipée d'une centrale inertielle, comprenant . - un capteur d'imagerie embarqué (110) ; - un capteur angulaire solidairement monté sur ledit capteur embarqué (100) et adapté à fournir une position angulaire de ce dernier par rapport à un référentiel inertiel ; - des moyens de calcul adaptés à déterminer un écart angulaire du capteur embarqué par rapport à la plateforme en fonction des positions angulaires du capteur et: de la plateforme et à calculer une erreur d'alignement comme différence entre ledit écart angulaire et un écart nominal. - des moyens de traitement adaptés à 25 corriger les signaux reçus par ledit capteur embarqué en fonction de l'erreur d'alignement ; - des moyens de visualisation des signaux ainsi corrigés. 13. Aéronef caractérisé en ce qu'il comprend un système de détection de désalignement selon l'une des revendications 1 à 11. 14. Aéronef caractérisé en ce qu'il comprend un système d'imagerie embarqué selon la revendication 12.