FR 2927455 A1 20090814 FR 0800674 A 20080208 PROCEDES D'OPTIMISATION DE LA LOCALISATION D'UN AERONEF AU SOL ET EN PHASES DE DECOLLAGE ET D'ATTERRISSAGE La présente invention concerne le domaine des procédés et systèmes d'optimisation de la localisation d'un aéronef dans les aéroports et plus particulièrement dans les phases de décollage et d'atterrissage et 5 notamment dans les phases de transition air-sol et sol-air. Aujourd'hui, dans la plupart des aéronefs, le calcul de la position avion s'effectue à partir d'un système de localisation au sol pour les phases de roulage aéroportuaire et d'un système de localisation en vol pour le 10 décollage, l'atterrissage et le vol de croisière. En ce qui concerne le système de localisation en vol, généralement celui-ci est assuré par un calculateur, de type FMS, dont l'acronyme signifie dans la terminologie anglo-saxonne � Flight Management System �. En particulier le calculateur remplit les fonctions d'affichage du plan de vol, du 15 calcul et de l'affichage de la position avion. En ce qui concerne le système de localisation au sol, généralement celui-ci est assuré par un autre calculateur, appelé dans certains cas ANS, signifiant dans la terminologie anglo-saxonne � Airport Navigation System �. Ce dernier remplit les fonctions d'affichage de la carte de l'aéroport, le calcul 20 et l'affichage de la position au sol. Ces deux systèmes de localisation sont aujourd'hui indépendants dans la mesure où ils s'interfacent avec d'autres équipements ou systèmes intégrant des capteurs qui sont différents selon que l'aéronef est en phase de roulage, de décollage, en vol stabilisé ou en phase d'atterrissage. 25 Notamment les paramètres de dynamiques avion et les paramètres contextuels de navigation (obstacles, météo, pistes, trafic) peuvent être différents selon l'un ou l'autre des systèmes de navigation. Lors du roulage, les vitesses longitudinales sont faibles et peuvent être nulles, lors d'un arrêt, voire négatives, lors d'une manoeuvre de marche 30 arrière dite de � pushback �, les vitesses latérales sont quasiment nulles sauf en virage. Actuellement, la précision des système de localisation au sol est de l'ordre du mètre pour les phases de roulage. Le système de localisation au sol pendant la phase de roulage utilise généralement des capteurs de type GPS ou IRS, dont l'acronyme signifie � Initial Reference System � dans la terminologie anglo-saxonne. Ce système de localisation est souvent couplé, dans les aéroports, avec un système d'augmentations locales de précision de type GBAS, dont l'acronyme signifie � Ground based augmentation system � dans la terminologie anglo-saxonne. Ce dernier système permet de localiser avec plus de précisions l'aéronef grâce à une correction d'erreur faite au sol. Par ailleurs, ces informations peuvent être recoupées avec des informations provenant d'antennes fixées au sol à des positions connues capables de repérer l'aéronef par multilatération. Dans certains cas, des caméras permettent de visualiser les marquages au sol ou bien de connaître le nombre de tours des roues des trains par exemple. Le système de localisation au sol peut également prendre en compte 15 des données issues de la dynamique de l'aéronef provenant de capteurs placés sur le système de freinage ou encore sur les trains par exemple. En vol, les vitesses longitudinales sont élevées, généralement au delà de 100 noeuds, la vitesse latérale dépend du vent, elle peut atteindre 250 20 noeuds, et enfin la vitesse verticale est non nulle. Actuellement les précisions des systèmes de localisation en vol sont de l'ordre de 200 m en approche et supérieur au kilomètre en croisière. Le système de localisation en vol utilise pour repérer le positionnement de l'aéronef, essentiellement des équipements comprenant 25 des capteurs de type IRS ou GPS et un système d'augmentations régionales de type SBAS, dont l'acronyme signifie � Satellite based augmentation system � dans la terminologie anglo-saxonne. Ce dernier système permet de localiser avec plus de précisions l'aéronef grâce à une correction d'erreur faite par satellites. 30 Dans certains cas, il est possible que ces équipements soient couplés avec un système d'augmentation locale de type GBAS tel qu'une configuration d'approche pour l'atterrissage. Le système de localisation en vol peut également utiliser des équipements captant les signaux des balises de radionavigation de type VOR ou DME, dont l'acronyme signifie � Distance Measurement Equipement � dans la terminologie anglo-saxonne. Aujourd'hui, les systèmes de localisation en vol sont plus précis que les systèmes de localisation au sol lorsque l'aéronef est en vol et inversement les systèmes de localisation au sol sont plus précis que les systèmes de localisation en vol lorsque l'aéronef est au sol. Les deux systèmes peuvent être utilisés dans n'importe quelle configuration de l'aéronef, au sol ou en vol. Généralement le système utilisé est celui du contexte de l'aéronef le plus propice. C'est à dire en phase de roulage, l'équipage sélectionne le système de localisation au sol et en phase de vol, type vol de croisière, l'équipage sélectionne le système de localisation en vol. Mais un problème réside dans la phase transitoire de décollage et d'atterrissage pendant le basculement d'un système de localisation à l'autre où les précisions des systèmes de localisations ne permettent pas un basculement continue de la position de l'aéronef. Ce problème provoque un désagrément pour l'équipage, notamment pour l'affichage de la position avion lorsque qu'il y a bascule entre l'affichage de la carte de l'aéroport et l'affichage du plan de vol. Par ailleurs, lors de la phase de décollage, un problème est lié au décalage entre la position théorique, dit du point de décollage désigné, et la position réelle de l'aéronef sur la piste juste avant la mise des gaz. Ce problème provient soit de l'incertitude de positionnement de l'aéronef sur la piste par rapport au point théorique, soit d'un accès à la piste par une bretelle d'accès non prévu à l'origine, un changement aynt eu lieu lors de la phase de roulage. Actuellement, l'équipage est en charge de modifier le décalage manuellement dans le calculateur de bord afin de pallier la différence entre la position théorique et la position réelle de l'aéronef sur la piste. Un but de l'invention est de pallier les inconvénients précités. L'invention propose un procédé d'optimisation du calcul de la position de l'aéronef dans toutes les phases du décollage, c'est à dire de son point 35 d'arrêt, juste avant la mise des gaz jusqu'à un point du plan de vol où le vol est considéré stabilisé. Par ailleurs, l'invention permet de d'optimiser le calcul de sa position en phase d'atterrissage. L'invention permet la mise en oeuvre d'un procédé, dans les phases de transitions air-sol et sol-air, d'un calcul hybride entre sa position mesurée à partir d'un système de localisation en vol et sa position mesurée à partir d'un système de localisation au sol. Le dispositif selon l'invention reprend avantageusement les caractéristiques énoncées dans les revendications. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'aide de la description qui suit, faite en regard des dessins annexés qui représentent : • la figure 1A : un diagramme des données permettant la mise en 15 oeuvre de la première étape du premier procédé selon l'invention ; • la figure 1B : Un schéma du principe de recalage du positionnement d'un aéronef sur une piste de décollage selon le premier procédé de l'invention ; 20 • la figure 2: un exemple d'hybridation de la localisation de l'aéronef dans la phase transitoire de décollage ; • la figure 3 : le diagramme des données permettant l'hybridation de la localisation de l'aéronef ; 25 L'invention permet d'optimiser le calcul de la position de l'aéronef notamment par un premier procédé correspondant à la phase de décollage et un second procédé correspondant à la phase d'atterrissage, les concepts inventifs des deux procédés étant identiques. Pendant la phase de décollage, un premier procédé selon 30 l'invention comporte plusieurs étapes. Une première étape du premier procédé consiste à réajuster automatiquement, avant la mise des gaz, la position théorique de décollage dans le calculateur de bord. La position théorique de décollage est généralement désignée lors de la préparation du vol par l'équipage. 35 Lors de la préparation du vol généralement effectué au parking, le pilote initialise, au travers du calculateur de bord, les centrales inertielles et la position courante de l'aéronef. L'équipage est amené à sélectionner une bretelle d'accès à la piste ou au moins un élément de la base de données aéroportuaire afin de définir le point d'entrée sur la piste. Le décollage comprend une phase de roulage et une phase de 5 vol. Le roulage de l'aéronef en vue du décollage se déroule de l'initialisation du vol jusqu'au moment où l'aéronef quitte la piste. Le roulage comprend lui- même une première phase de roulage de l'initialisation du vol jusqu'au moment de la mise des gaz et une phase d'accélération sur la piste entre la mise des gaz et le moment où l'aéronef 10 quitte la piste. Le procédé selon l'invention permet d'établir dans cette première étape un recalage automatique dans le calculateur de la position de décollage réellement mesurée à partir du système de localisation au sol. 15 La figure 1A représente une vue schématique d'une piste 1 et de deux bretelles d'accès B1, B2. Dans l'exemple de la figure 1A, l'équipage a sélectionné préalablement la bretelle B1 de manière à venir se positionner sur la position théorique de décollage 3. A partir de la base de données aéroportuaire et de l'élément 20 sélectionné B1, le calculateur détermine le point d'intersection 2 de la bretelle B1 et de la piste 1 et le point de décollage théorique 3. Le point théorique de décollage de la piste généré par le calculateur est situé à une distance du point d'intersection 2 calculée de manière à ce que l'aéronef peut effectuer son dernier virage avant le 25 décollage et venir se positionner face à la piste. Ce dernier point de la piste ainsi généré à partir de la sélection de l'élément par l'équipage est appelée le � point théorique de décollage �. Dans la réalité, l'aéronef est rarement exactement placé au point 30 de décollage théorique généré par le calculateur, il peut alors être plus ou moins décalé par rapport à cette position. Dans l'exemple de la figure 1A, l'aéronef est situé à une position 4 à l'arrêt et se tient prêt à mettre les gaz. L'invention permet à partir du système de localisation au sol à mesurer la position réelle 4 de l'aéronef et à mettre à jour automatiquement cette position de décollage réelle dans le calculateur de manière à ce que cette dernière valeur remplace la position théorique 3. Le calcul de ce décalage est effectué à partir du calculateur et de la base de données des éléments de l'aéroport qui comprend les coordonnées et les formes géométriques notamment des pistes, des seuils de pistes, des axes de piste, des bretelles d'accès, des axes de bretelles d'accès, des intersections entre les taxiway et les runways et les intersections entre runways entre eux, ainsi que des marquages spécifiques sur les runways. Le point décollage théorique ainsi généré suite à la sélection d'un élément par l'équipage est le point de la piste de décollage présentant la plus grande probabilité pour que l'aéronef s'y positionne. L'aéronef a préalablement empreinté l'élément de l'aéroport sélectionné par l'équipage. Pour cela une règle de correspondance associe un élément de la base de données des éléments de l'aéroport à un point déterminé de la piste optimal pour le décollage, il s'agit du point théorique de décollage. Lors de la phase de positionnement de l'aéronef sur la piste de décollage, le calculateur de bord détecte à intervalles réguliers si l'aéronef est en situation de décollage, généralement l'aéronef est à l'arrêt dans cette situation et l'équipage se prépare à mettre les gaz. Cette dernière situation est relevée par une condition, notée condition de décollage. Lorsque la condition de décollage est validée, une mesure de l'écart entre la position de décollage théorique et la position réellement mesurée de l'aéronef par le système de localisation au sol. Lorsque la valeur de l'écart mesuré se situe au-delà d'un seuil de tolérance, le calculateur recale alors la position de l'aéronef sur la position réellement mesurée. En dessous du seuil, la valeur de la position de décollage théorique est maintenue dans le calculateur. La figure 1B représente un Calculateur K, tel qu'un FMS, ayant calculé un point de décollage � PT_décollage � à partir de la sélection, par l'équipage, d'un élément de la base de données aéroportuaires, appelées � data base airport � sur la figure I B. Le procédé selon l'invention permet donc de comparer la position du point de décollage PT_décollage avec la position courante de l'aéronef, celle-ci étant mesurée à partir du système de localisation au sol. La position courante, mesurée par le système de localisation au 5 sol SYS_LOC_SOL, est accompagnée d'une marge d'incertitude liée au contexte de l'aéronef et au système de localisation. Si la condition de � décollage est validée �, c'est à dire que l'aéronef est arrêté et que la mise des gaz peut être effectuée, alors selon la valeur de la différence des positions mesurées entre le point de décollage et 10 la position courante de l'aéronef, un recalage automatique du point de décollage est effectué dans le FMS. Ce recalage permet de mettre à jour le calculateur de manière à ce que le point initial de décollage soit un point correct fourni au système de localisation en vol. Le recalage automatique de la position de décollage est réalisé 15 pour une valeur de la différence des positions mesurées dépassant un seuil prédéterminé. Cette dernière valeur seuil prend en compte les marges d'incertitude mesurées par les équipements de détection de la position de l'aéronef. 20 La seconde étape du procédé est réalisée lors de la phase d'accélération de l'aéronef sur la piste de décollage entre le moment de la mise des gaz et le moment où l'aéronef quitte la piste et qu'il n'est plus en contact avec la piste. Dans cette étape, la position de l'aéronef est entièrement mesurée 25 à partir du système de localisation au sol, celui-ci étant assuré par un dispositif de capteurs de type GPS et/ ou IRS avec un système d'augmentation locale de type GBAS et utilisant éventuellement une multilatération à partir d'antennes fixées au sol dont les positions sont connues. 30 La figure 2 représente la distribution de la pondération des mesures des positions (LOC_SOL, LOC_VOL) de l'aéronef par le système de localisation au sol et par le système de localisation en vol pendant la phase de décollage. La pondération des mesures dans le procédé selon l'invention est différente selon si l'aéronef se trouve dans l'une des trois phases distinctes représentées : l'accélération, l'envol ou la phase de transition et une dernière phase de vol, notée phase de stabilisation. La position de l'aéronef, tout au long de la phase d'accélération, est comprise dans la partie 20 de la courbe entre le point de décollage, représenté par l'origine du graphe et le point où l'aéronef quitte la piste, représenté par le point A0. Une troisième étape du procédé, succédant à l'accélération de l'aéronef, comprend le calcul d'au moins une position entre le point A0 où l'aéronef quitte la piste et un point seuil As à partir duquel la position de l'aéronef est entièrement mesurée à partir du système de localisation en vol. La figure 2 représente, sur la partie 21 de la courbe entre le point A0 et le point AS, une hybridation linéaire entre la mesure de la position de l'aéronef par le système de localisation au sol et la mesure de la position par le système de localisation en vol. Le procédé selon l'invention permet de disposer de plusieurs indicateurs pour déterminer le point A0. Ce dernier point peut être déterminé après la rotation de l'aéronef, impliquant une condition d'altitude franchie au-dessus de la piste de décollage ou encore par un indicateur du dépassement d'un seuil de pression sur les trains d'atterrissage. A titre d'exemple, la condition d'altitude du point A0 peut être obtenue pour un seuil d'altitude au-dessus de la piste de 10 pieds. Le point AS est considéré comme une position seuil ne nécessitant plus la précision du système de localisation au sol. Cette dernière position peut être déterminée de plusieurs manières selon les modes de réalisations. La condition d'altitude du point AS peut être obtenue pour un seuil d'altitude prédéterminée au-dessus du sol, par exemple celle-ci 3o pourrait être de 50 pieds. Dans un autre mode de réalisation, le point AS peut être déterminé par une condition d'un seuil de roulis franchi, c'est à dire après la réalisation d'un virage par l'aéronef. Une variante de réalisation de l'invention permet de déterminer le point AS à partir d'un délai correspondant à une durée prédéterminée après la mise des gaz. Pendant cette phase de transition suite au décollage, lorsque l'aéronef a quitté la piste, l'invention propose de mesurer dans cette étape la position de l'aéronef par une pondération exprimée en pourcentage d'une première position, notée PCT_ROU, déterminée à partir du système de localisation au sol et d'une seconde position, notée PCT_VOL, déterminée à partir du système de localisation en vol. Cette pondération peut être une fonction de l'altitude, de la vitesse ou du roulis de l'aéronef ou bien une combinaison de ces données. La pondération peut être réalisée, également, pendant une durée prédéterminée à partir de la mise des gaz par exemple. La courbe liant les deux positions issues de leur système respectif de localisation peut être linéaire ou bien non linéaire. Dans ce dernier cas il peut s'agir d'une courbe du second degré ou logarithmique par exemple ou encore n'importe quelle autre fonction basique. Un exemple de réalisation d'hybridation basée sur une pondération de la localisation de l'aéronef en fonction des positions de chaque système de localisation permet de déterminer indifféremment la latitude, notée Lat(avion), et la longitude, notée Long(avion), de l'aéronef par les relations suivantes : ^ LAT(avion)= [PCT_VOL LAT_VOL] + [(100%-PCT_VOL) LAT_ROU]; où la latitude calculée à partir du système de localisation au sol est notée LAT ROU et a latitude calculée à partir du système de localisation en vol est notée LAT VOL, et ; ^ LONG(avion)=[PCT_VOL LONG_VOL]+[(100%-PCT_VOL) LONG_ROU]; où la longitude calculée à partir du système de localisation au sol est notée LONG_ROU et a latitude calculée à partir du système de localisation en vol est notée LONG VOL. La figure 2 représente une pente linéaire entre AO et AS où 35 l'hybridation des positions LOC_SOL et LOC_VOL est effectuée en fonction de l'altitude. Les pourcentages PCT_VOL et PCT_ROU correspondants à l'hybridation des positions issues des systèmes de localisation en vol et au sol sont donc des fonctions de l'altitude. Dans l'exemple, la relation, liant les positions LOC_SOL et LOC VOL avec l'altitude, est linéaire entre les points AO et AS. ALT(avion) représente l'altitude de l'aéronef instantanée et ALT(AS) représente l'altitude au point AS. Les relations deviennent alors : LAT(Avion) - ALT(AA ~T(avion) LAT ROU + ALT(avion) LAT VOL ALT(AS) ALT(AS) LONG(Avion) . ALT(AA (avion) . LONG ROU + ALT(avion) . LONG VOL ALT(AS) ALT(AS) où la latitude calculée à partir du système de localisation au sol est notée LAT ROU et a latitude calculée à partir du système de localisation en vol est 15 notée LAT VOL, et ; où la longitude calculée à partir du système de localisation au sol est notée LONG ROU et a latitude calculée à partir du système de localisation en vol est notée LONG VOL. 20 Dans ce dernier exemple, après le passage au point AS, l'altitude, dite � altitude seuil �, le calcul de la position de l'aéronef est effectué uniquement par le système de localisation vol. On a alors PCT ROU = 0% et PCT VOL = 100%. Dans un autre mode de réalisation, les pourcentages, PCT_VOL 25 et PCT_ROU, correspondants à l'hybridation des positions issues des systèmes de localisation en vol et au sol sont des fonctions du temps. On note T(avion), l'heure locale de l'aéronef exprimée en seconde, Ts le temps prévu où l'aéronef utilise uniquement son système de localisation en vol correspondant au point AS, et TO l'heure, exprimée en seconde, à laquelle 30 l'aéronef quitte la piste, ce point correspondant au point A0 de la figure 2. Les relations deviennent alors : LAT(Avion) - Ts ù T(avion) LAT ROU + T(avion) ù TO LAT VOL Ts ù TO Ts ù TO LONG(Avion) = Ts ù T(avion) . LONG ROU + T(avion) ùTO LONG VOL Ts ù TO Ts ù TO Lorsque le temps Ts est dépassé, la position de l'aéronef utilise 100% de la position issue du système de localisation en vol. Un second procédé permet de calculer, à partir d'une hybridation analogue à celle utilisée au décollage, la position de l'aéronef lorsque celui-ci est en phase d'approche. Une condition de seuil en altitude, en temps ou en mode de vol, par exemple lors de l'arrondi final permet de déterminer un mode de calcul hybride. Tant que la condition n'est pas atteinte, c'est à dire que l'aéronef est en vol de croisière ou en amont de la phase d'approche finale, la position de l'aéronef est entièrement déterminée à partir du système de localisation en vol. Dans la phase transitoire d'approche finale, une hybridation du calcul de la position de l'aéronef entre la position issue du système de localisation en vol et du système de localisation au sol peut être déterminé en fonction de l'altitude. Les relations sont les suivantes : LAT(Avion) = ALT(avion) . LAT ROU + ALT(avion) . LAT VOL ALT(AS) ALT(AS) LONG(Avion) - ALT(avion) ù ALT(AS) _ LONG ROU + ALT(avion) . LONG VOL ALT(AS) ALT(AS) De la même manière que dans la phase de décollage, une variante de réalisation permet de mettre en oeuvre un procédé dont l'hybridation de la position de l'aéronef est une fonction du temps. Enfin au contact de l'aéronef sur la piste, cette condition étant déterminé par une mesure de l'altitude ou d'une pression des trains par exemple, la position de l'aéronef est alors entièrement déterminée à partir du système de localisation au sol, ainsi que pendant les phases de roulage précédent l'atterrissage. La figure 3 représente le principe d'hybridation de la position de l'aéronef à partir des données issues du calculateur de l'aéronef. LOC VOL représente la position issue du système de localisation en vol, LOC SOL représente la position issue du système de localisation au sol. L'hybridation entre les deux positions mesurées est contrôlées et effectuées à partir des données liées au contexte de l'aéronef : le temps déterminé par l'horloge du calculateur, la pression des trains par des capteurs positionnés sur l'aéronef, de l'altitude, du roulis et de la vitesse déterminés à partir du calculateur de bord de l'aéronef. Le calculateur est alors capable de déterminer une position hybridée dans les phases de décollage et d'approche.15 REVENDICATIONS 1. Procédé d'optimisation de localisation d'un aéronef pendant la phase de décollage ou d'atterrissage comprenant une étape de transition (21), celle-ci étant définie entre deux évènements (A0, AS), le premier événement étant une condition de contact entre l'aéronef et la piste et le second événement étant une condition de seuil définissant une phase de vol stabilisé, caractérisé en ce que l'étape de transition (21) comprend la détermination d'au moins une � position de transition � de l'aéronef par une pondération entre la � position sol � (LOC_SOL) déterminée par le système de localisation sol et la � position vol � (LOV VOL) déterminée par le système de localisation vol. 2. Procédé d'optimisation de localisation d'un aéronef pendant la phase de décollage selon la revendication 1, caractérisé en ce que : ^ une première étape, au moment de la mise des gaz, comprend la détermination d'au moins une position de l'aéronef par le calculateur de bord, notée � position de départ � ; ^ une seconde étape (20) précédent l'étape de transition, lorsque l'aéronef accélère, comprend le calcul d'au moins une � position sol � de l'aéronef par le système de localisation au sol ; ^ une dernière étape (22) succédant à l'étape de transition, au delà de la condition de seuil (AS), de détermination d'au moins une � position vol � de l'aéronef par le système de localisation en vol. 3. Procédé d'optimisation de localisation d'un aéronef pendant la phase d'atterrissage selon la revendication 1, caractérisé en ce que : • une étape préliminaire, précédant l'étape de transition, comprend le calcul d'une position seuil de l'aéronef, au-delà de laquelle la position de l'aéronef est calculée de manière hybride ; ^ une étape d'atterrissage, succédant l'étape de transition, lorsque l'aéronef est en contact avec la piste, comprend le calcul d'au moins une � position sol � de l'aéronef par le système de localisation au sol ; 4. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que la première étape comprend le recalage automatique de la � position de départ � dans le calculateur de bord à partir d'un calcul de la différence mesurée entre le point désigné de décollage, noté � position théorique de décollage �, et la position réelle de l'aéronef obtenue, juste avant la mise des gaz, par le système de localisation au sol. 5. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que la � position de décollage � est déterminée par la désignation, dans le calculateur de bord, d'un élément de la base de données aéroportuaires, la désignation étant réalisée lors de la préparation du vol par l'équipage. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le premier événement permettant de calculer la position de l'aéronef dans l'étape de transition est déclenché pour un changement d'altitude de l'aéronef. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le premier événement est déclenché pour un changement de pression sur les trains d'atterrissage de l'aéronef. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la condition de seuil est validée par un seuil d'altitude franchi. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la condition de seuil est validée par un seuil de roulis franchi. 30 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la condition de seuil est validée par une durée prédéterminée. 11. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'une � position 35 de transition � dans la phase de transition est calculée à partir d'un25pourcentage de la première position (PCT_ROU) et un pourcentage de la seconde position (PCT_VOL). 12. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce que la latitude de l'aéronef, dans la phase de transition, est déterminée par la relation : Lat (aéronef) = [PCT_VOL. Lat VOL] + [(100-PCT_VOL)•Lat_ROU], où la latitude calculée à partir du système de localisation au sol est notée Lat_ROU et a latitude calculée à partir du système de localisation en vol est notée Lat_VOL et où PCT_VOL représente le 1 o pourcentage de la pondération de la position issue du système de localisation en vol. 13. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce que la longitude de l'aéronef, dans la phase de transition, est déterminée par la 15 relation : Long (aéronef) = [PCT_VOL x Long_VOL] + [(100-PCT_VOL) x Long_ROU], où la longitude calculée à partir du système de localisation au sol est notée Long_ROU et la latitude calculée à partir du système de 20 localisation en vol est notée Long_VOL, et où PCT_VOL représente le pourcentage de la pondération de la position issue du système de localisation en vol. 14. Procédé selon les revendications 11 à 13, caractérisé en ce que le 25 pourcentage de la première position (PCT ROU) et le pourcentage de la seconde position (PCT_VOL) sont déterminés à partir d'une relation linéaire fonction de l'altitude. 15. Procédé selon la revendication 14, caractérisé en ce que la latitude et 30 la longitude de la position courante de l'aéronef sont déterminées par les relations suivantes : ALT(AS) ù ALT(avion) ALT(avion) LAT(Avion) _ • LAT ROU + • LAT VOL ALT(AS) ALT(AS)LONG(Avion) = ALT(AS) (avion) . LONG ROU + ALT(avion) . LONG VOL ALT(AS) ALT(AS) où ALT(AS) est l'altitude au point de où la position de l'aéronef est entièrement calculée à partir du système de localisation en vol et LAT(avion) est l'altitude courante de l'aéronef. 16. Procédé selon les revendications 11 à 13, caractérisé en ce que le pourcentage de la première position (PCT_ROU) et le pourcentage de la seconde position (PCT_VOL) est déterminée à partir d'une relation linéaire fonction du temps. 10 17. Procédé selon la revendication 16, caractérisé en ce que la latitude et la longitude de la position courante de l'aéronef sont déterminées par les relations suivantes : LAT(Avion) = Ts ù T(avion) , LAT ROU + T(avion) ù TO LAT VOL TsùTO Ts ù TO ù 15 LONG(Avion) = Ts ùT(avion) , LONG ROU + T(avion) ù TO LONG VOL TsùTO TsùTO où Ts est le temps de passage au point de où la position de l'aéronef est entièrement calculée à partir du système de localisation en vol, TO est le temps de passage lorsque l'aéronef quitte la piste et T(avion) l'heure locale de l'aéronef. 20