FR 2936344 A1 20100326 FR 0805212 A 20080923 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour la prévention automatique des alertes inutiles engendrées par les systèmes anticollision embarqués à bord des avions, lors d'un changement d'altitude, ainsi qu'un avion pourvu d'un tel dispositif. On sait que la plupart des avions de ligne sont équipés de systèmes anticollision (généralement appelés systèmes TCAS pour Traffic Collision Avoidance Systems) qui permettent d'assurer la sécurité du trafic aérien en prévenant les risques de collision en vol. Ainsi, lorsque deux avions convergent l'un vers l'autre, leurs systè- 1 0 mes anticollision calculent une estimation du temps de collision et émettent une alerte informant les équipages de chaque avion d'une possible future collision : une telle alerte est généralement appelée �avis de trafic� ou �alerte TA�. Le cas échéant, lesdits systèmes anticollision émettent de plus, à l'attention de l'équipage, un ordre de manoeuvre d'évitement dans 15 le plan vertical afin de sortir de la situation de possibilité de collision : un tel ordre de manoeuvre d'évitement est généralement appelé �avis de ré-solution� ou �alerte RA�. Les alertes TA et RA sont matérialisées par des messages vocaux et par l'affichage d'informations dans les cabines de pilotage. 20 En pratique, un système anticollision embarqué calcule un temps de collision dans le plan horizontal (rapport entre la distance horizontale des deux avions et leur vitesse horizontale relative) et un temps de collision dans le plan vertical (rapport entre la distance verticale des deux avions et leur vitesse verticale relative). Lesdits temps de collision ainsi calculés 25 sont comparés à des seuils prédéterminés pour les alertes TA et pour les alertes RA (lesdits seuils prédéterminés étant par ailleurs fonction de l'altitude) et lesdites alertes sont déclenchées lorsque lesdits temps de collision calculés sont inférieurs aux seuils prédéterminés correspondants. Par ailleurs, on sait qu'il est fréquent qu'un avion doive capturer (en montant ou en descendant) un niveau d'altitude stabilisé voisin d'un autre niveau d'altitude attribué à un autre avion et que, selon les règles de navigation aérienne, deux niveaux d'altitude stabilisés voisins ne sont séparés que de 300 m (1000 pieds). Aussi, à cause de cette faible différence d'altitude entre les niveaux d'altitude stabilisés, de la vitesse verticale élevée des avions modernes et de l'importance du trafic aérien, lesdits systèmes anticollision engendrent de nombreuses alertes TA et RA, alors même que l'avion, évoluant verticalement pour changer d'altitude, manoeuvre correctement sans risque de collision avec un autre avion. Ces alertes induisent beaucoup de stress et sont jugées opérationnellement inutiles par les pilotes, puisque la manoeuvre de changement d'altitude est correcte et leur prise en compte conduit dans la plupart des cas à une perturbation du trafic. De plus, les alertes RA durant les phases de capture d'altitude sont très nombreuses et on estime qu'elles représentent actuellement plus de 50% du total de ces alertes dans l'espace européen, ce pourcentage étant amené à augmenter dans le futur par suite du développement du trafic aérien. La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. A cette fin, grâce à l'invention, le procédé pour limiter le nombre des alertes émises par un système anticollision monté à bord d'un avion qui effectue une manoeuvre de changement d'altitude comportant une phase d'approche suivie d'une phase de capture d'une altitude de consigne associée à un délai d'exécution de consigne prédéterminé, ledit système anticollision étant apte à détecter un aéronef intrus se trouvant dans l'environnement aérien dudit avion, à calculer un temps de collision théorique entre ledit avion et ledit aéronef intrus et à émettre au moins une alerte lorsque ce temps de collision théorique est inférieur à un seuil pré-déterminé, est remarquable en ce qu'on réalise les étapes suivantes : A) - on détermine un délai d'exécution minimal et un délai d'exécution maximal de ladite phase de capture, ledit délai d'exécution minimal étant supérieur audit délai d'exécution de consigne ; B) - on établit au moins un profil de vitesse verticale modifié associé à 0 ladite phase de capture d'altitude, de sorte que la durée de cette dernière soit comprise entre lesdits délais d'exécution minimal et maxi-mal ; C) - lorsque ledit avion est en phase d'approche et proche de ladite altitude de consigne, on déclenche ladite phase de capture ; et 15 D) - après déclenchement de ladite phase de capture, on contrôle la vitesse verticale dudit avion, de sorte qu'elle suive au moins approximativement ledit profil de vitesse verticale modifié. De façon usuelle, le délai d'exécution de consigne de la phase de capture peut être déterminé par le pilote automatique de l'avion. 20 Ainsi, grâce à l'invention, en allongeant de façon limitée la durée de la phase de capture (qui ne peut dépasser le délai d'exécution maximal), on prévient le déclenchement intempestif d'au moins une partie des alertes RA et/ou TA. En outre, on évite que la manoeuvre de changement d'altitude ne soit trop longue, ce qui serait susceptible de perturber à la 25 fois les pilotes de l'avion et le trafic aérien environnant celui-ci, par exemple en contraignant les aéronefs à proximité de ce dernier à effectuer une modification de trajectoire. En outre, on peut calculer un niveau d'altitude d'engagement de ladite phase de capture. Ainsi, on peut considérer que ledit avion est pro- che de ladite altitude de consigne lorsque le niveau d'altitude courant du-dit avion est compris entre ledit niveau d'altitude d'engagement et ladite altitude de consigne. De préférence, ledit niveau d'altitude d'engagement est déterminé à l'aide de la formule suivante : Ze = a-(Si + T) *Vzo dans laquelle : ù Vzo est la vitesse verticale dudit avion, sensiblement constante, au cours de ladite phase d'approche ; ù a est un paramètre de réglage dépendant desdits délais d'exécution minimal et maximal ; - Si est ledit seuil prédéterminé ; et ù T est une marge temporelle positive par rapport audit seuil prédéterminé S. En outre, au cours de ladite phase de capture, ledit contrôle de la vitesse verticale dudit avion peut être effectué par commande du facteur de charge dudit avion défini à l'aide de la formule suivante : nz = k*(Vz-f(Z)) dans laquelle : ù nz est le facteur de charge dudit avion au cours de ladite phase de cap- ture ; k est une constante négative dépendant des caractéristiques physiques dudit avion ; Vz est la vitesse verticale dudit avion ; et f représente une fonction décrivant ledit profil de vitesse verticale modifié en fonction du niveau d'altitude courant Z dudit avion par rapport à ladite altitude de consigne. Dans le cas où ladite altitude de consigne n'a pas été rejointe après l'expiration dudit délai d'exécution maximal, ledit contrôle de la vitesse verticale dudit avion peut être effectué par commande du facteur de charge dudit avion qui est alors défini par la formule suivante : nz=k1 *Z+k2*Vz dans laquelle : ù nz est le facteur de charge dudit avion au cours de ladite phase de cap- ture ; k1 et k2 sont des constantes négatives dépendant des caractéristiques physiques dudit avion ; Vz est la vitesse verticale dudit avion ; et Z est le niveau d'altitude courant dudit avion par rapport à ladite alti- tude de consigne. Par ailleurs, ledit profil de vitesse verticale modifié comporte une première partie associée à une trajectoire dudit avion de type exponentiel, suivie d'une seconde partie associée à une trajectoire dudit avion de type parabolique. Ladite première partie dudit profil peut avantageusement être décrite à l'aide de la fonction suivante : f 1(Z) = (a-Z)/(Si + T) dans laquelle : ù a est un paramètre de réglage dépendant desdits délais d'exécution minimal et maximal ; Z est le niveau d'altitude courant dudit avion par rapport à ladite altitude de consigne ; Si est ledit seuil prédéterminé ; et T est une marge temporelle positive par rapport audit seuil prédéterminé Si. En outre, ladite seconde partie dudit profil peut être définie à l'aide de la fonction suivante : f2(Z) =J(a*0,1 g*Z) dans laquelle: - a est une constante égale à -1 lorsque ledit avion est en phase de montée et à 1 lorsqu'il est en phase de descente ; g est la constante gravitationnelle terrestre ; et Z est le niveau d'altitude courant dudit avion par rapport à ladite alti- tude de consigne. Par ailleurs, l'invention concerne également un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé tel que spécifié ci-dessus permettant de limiter le nombre des alertes émises par un système anticollision monté à bord d'un avion qui effectue une manoeuvre de changement d'altitude comportant une phase d'approche suivie d'une phase de capture d'une altitude de consigne associée à un délai d'exécution de consigne prédéterminé, ledit système anticollision étant apte à détecter un aéronef intrus se trouvant dans l'environnement aérien dudit avion, à calculer un temps de collision théorique entre ledit avion et ledit aéronef intrus et à émettre au moins une alerte lorsque ce temps de collision théorique est inférieur à un seuil prédéterminé. Selon l'invention, un tel dispositif comporte : des moyens de détermination d'au moins un profil de vitesse verticale modifié associé à ladite phase de capture d'altitude, de sorte que la du-rée de cette dernière soit comprise entre un délai d'exécution minimal et un délai d'exécution maximal prédéterminés ; des moyens de commande activables aptes à engager ladite phase de capture d'altitude et à contrôler la vitesse verticale dudit avion, de sorte qu'elle suive au moins approximativement ledit profil de vitesse verti- cale modifié ; et des moyens d'activation aptes à activer lesdits moyens de commande, lorsque ledit avion est en phase d'approche et proche de ladite altitude de consigne. En outre, le dispositif peut comporter des moyens de calcul d'un ni-veau d'altitude d'engagement de ladite phase de capture d'altitude. L'invention concerne également un avion pourvu du dispositif tel que mentionné précédemment. 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 représente, sous forme synoptique, un dispositif conforme à la présente invention permettant de limiter les alertes émises par un système anticollision monté à bord d'un avion lors d'un change-ment d'altitude. Les figures 2A et 2B illustrent schématiquement un avion lors d'une manoeuvre de changement d'altitude avec capture d'une altitude de consigne, en phase de montée (figure 2A) ou de descente (figure 2B), confor- mément à la présente invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à limiter le nombre des alertes émises par un système anticollision TCAS (non représenté) monté à bord d'un avion AC, lorsque ce dernier effectue une manoeuvre de changement d'altitude pour capturer une altitude de consigne. Sur la figure 1, le dispositif 1 et un ensemble E de sources d'informations sont représentés extérieurs à l'avion AC, alors qu'ils sont en réalité montés à bord de ce dernier. De façon usuelle, l'avion AC est en outre pourvu d'un pilote auto- matique (non représenté) apte à contrôler la manoeuvre de changement d'altitude, qui comporte notamment une phase de capture (détaillée en relation avec les figures 2A et 2B). En particulier, le pilote automatique est capable de déterminer un délai d'exécution de consigne de ladite phase de capture, par exemple préalablement au déclenchement de la manoeuvre de changement d'altitude. Comme le montre la figure 1, conformément à l'invention, le dispositif 1, qui peut être intégré au pilote automatique de l'avion AC, corn- porte : des moyens de calcul 2 d'un niveau d'altitude d'engagement de la phase de capture d'altitude, ledit niveau étant déterminé par rapport à ladite altitude de consigne prise comme référence. Ces moyens de cal-cul 2 sont aptes à recevoir, par l'intermédiaire de la liaison L1, un délai d'exécution maximal et un délai d'exécution minimal souhaités de la phase de capture d'altitude. En outre, à l'aide de l'ensemble E de sources d'informations, les moyens de calcul 2 peuvent recevoir, par l'intermédiaire de la liaison L2, des données relatives à l'avion AC (par exemple sa vitesse verticale, son niveau d'altitude courant par rapport à l'altitude de consigne, ...) et des informations propres au système anticollision (par exemple les seuils d'alertes TA et RA définis précédemment) ; des moyens de détermination 3 d'un profil de vitesse verticale modifié associé à ladite phase de capture d'altitude. Ces moyens de détermina- tion 3 reçoivent, par l'intermédiaire de la liaison L1, lesdits délais d'exécution minimal et maximal souhaités et sont aptes à déterminer un profil de vitesse verticale modifié permettant à l'avion AC de rejoindre l'altitude de consigne avant la fin du délai d'exécution maximal (repérée par Tmax sur les figures 2A et 2B) mais après l'expiration du délai d'exécution minimal (repérée par Tmin sur les figures 2A et 2B) ; des moyens d'activation 4, reliés aux moyens de calcul 2 par l'intermédiaire de la liaison L3. Ces moyens d'activation 4 reçoivent également, par l'intermédiaire de la liaison L2, des données relatives à l'avion AC provenant de l'ensemble E. Lorsque des conditions d'engagement (précisées par la suite) sont réalisées, ces moyens d'activation 4 sont aptes à activer des moyens de commande 5 ; et ù les moyens de commande 5 activables, reliés aux moyens d'activation 4 et aux moyens de détermination 3 par l'intermédiaire respectivement des liaisons L4 et L5. Ils reçoivent en outre, par l'intermédiaire de la liaison L2, des données représentatives de l'état dudit avion AC en provenance dudit ensemble E. Lorsqu'ils sont activés par les moyens d'activation 4 (les conditions d'engagement sont alors réalisées), les moyens de commande 5 sont aptes à engager la phase de capture io d'altitude et à déterminer les valeurs du facteur de charge de l'avion AC permettant à la vitesse verticale de ce dernier de suivre ledit profil de vitesse verticale modifié. Les valeurs du facteur de charge obtenues sont transmises à un calculateur de vol 6 de l'avion AC. Le calculateur de vol 6, relié notamment aux moyens de commande 15 5 du dispositif 1 par l'intermédiaire de la liaison L6, est apte à délivrer des ordres de commande, par l'intermédiaire des liaisons L7, par exemple aux actionneurs des surfaces 8 de contrôle longitudinal de l'avion AC (gouvernes de profondeur, aérofreins) et/ou aux moteurs 7 dudit avion, de manière à appliquer les valeurs du facteur de charge déterminées par les 20 moyens de commande 5. Sur les figures 2A et 2B, on a représenté schématiquement l'avion AC au cours d'une manoeuvre de changement d'altitude avec capture d'une altitude de consigne Zc, respectivement en montée (figure 2A) et en descente (figure 2B). Comme illustré, la manoeuvre de changement 25 d'altitude comporte les trois phases successives suivantes : une phase d'approche de montée (ou de descente), au cours de laquelle la trajectoire d'approche 9 de l'avion AC est sensiblement rectiligne et est parcourue à vitesse verticale Vzo sensiblement constante jusqu'à un niveau d'altitude d'engagement Ze (point 10) se trouvant au-dessous (ou au-dessus) de l'altitude de consigne Zc à rejoindre ; une phase de capture d'altitude, au cours de laquelle la trajectoire de capture 11 de l'avion AC est arrondie, et vient tangenter en 12 l'altitude de consigne Zc ; et une phase de stabilisation, pendant laquelle la trajectoire 13 de l'avion AC suit ladite altitude de consigne Zc. Dans la réalisation préférée, préalablement à la manoeuvre de changement d'altitude, les pilotes de l'avion AC déterminent un délai d'exécution minimal égal, par exemple, supérieur au délai d'exécution de consigne, ledit délai de consigne ayant été déterminé par le pilote automatique de l'avion AC et rendu accessible aux pilotes par l'intermédiaire, par exemple, d'un écran de contrôle). Les pilotes déterminent en outre un dé-lai d'exécution maximal de la phase de capture d'altitude pour éviter que la manoeuvre de changement d'altitude ne dure trop longtemps. Une fois les délais d'exécution minimal et maximal déterminés par les pilotes, ces derniers les transmettent au dispositif 1, par exemple au moyen d'une interface de type clavier (non représentée sur la figure 1). En variante, ces délais d'exécution minimal et maximal peuvent être définis par un réglage préétabli définitif et transmis directement, par l'intermédiaire de la liaison L1, au dispositif 1. Les moyens de calcul 2 du dispositif 1 sont formés de manière à calculer le niveau d'engagement Ze à partir de la formule suivante : Ze = a-(Si + T) *Vzo dans laquelle : ù a est un paramètre de réglage (dont le calcul est précisé ci-après) dépendant des délais d'exécution minimal et maximal de ladite phase de capture ; Si est ledit seuil d'alerte prédéterminé ; - T est une marge temporelle positive par rapport audit seuil prédéterminé Si ; et ù Vzo est la vitesse verticale de l'avion AC, sensiblement constante, au cours de ladite phase d'approche. Selon que l'on cherche à réduire le nombre d'alertes RA et/ou d'alertes TA, le seuil Si pourra être choisi égal respectivement au seuil SRA d'alertes RA ou au seuil STA d'alertes TA. En outre, les moyens de détermination 3 sont aptes à déterminer un profil de vitesse verticale modifié associé à ladite phase de capture. Un tel 1 o profil de vitesse verticale modifié comporte une première partie associée à une trajectoire de l'avion AC de type exponentiel, suivie d'une seconde partie associée à une trajectoire de l'avion AC de type parabolique à 0.05g, achevant la phase de capture. On entend par profil de vitesse verticale modifié associé à la trajec- 15 toire de capture 11 un ensemble de valeurs de vitesse verticale correspondant à un ensemble de niveaux d'altitude de l'avion AC le long de cette trajectoire 1 1 . En outre, la fonction f décrivant le profil de vitesse verticale modifié vérifie les conditions suivantes : 20 ù f(Zc) =0 (Zc étant l'altitude de référence des niveaux d'altitude, on a Zc=O); j f(Z).f'(Z) l Ainsi, lorsque l'avion AC est en montée (figure 2A), la fonction f décrivant le profil de vitesse verticale modifié est définie, en fonction du niveau d'altitude courant Z de l'avion AC, comme la plus basse des deux fonctions suivantes : la fonction f1(Z) = (a-Z)/(Si+T) dudit profil de vitesse verticale modifié associée à une trajectoire de l'avion AC de type exponentiel ; et la fonction f2(Z) = i(-0,1 g *Z) dudit profil de vitesse verticale modifié associée à une trajectoire de l'avion AC de type parabolique à 0.05g. Dans le cas où l'avion AC est en descente (figure 2B), la fonction f 1 o décrivant le profil de vitesse verticale est définie, en fonction du niveau d'altitude courant Z de l'avion AC, comme la plus haute des deux fonc- tions f1 et f2', avec f2'(Z)=i(0,1g*Z). Ainsi, en supposant que la phase de capture s'achève à l'instant Tcap égal à la moyenne (Tmin+Tmax)/2 (c'est-à-dire que 15 dcap = (dmin + dmax)/2), on peut utiliser l'équation suivante (obtenue à partir de la formule de dcap précisée ci-dessus) pour déterminer le paramètre de réglage a : 2a ~0.2g(S, +T) 2a \\ _ d min+ d max (S +T)4ù4 1ù 0.05g(S +T)2 + ln Vzo+ 1 0.05g(S, + T)2 ~ 2 20 Pour des questions de performance, les valeurs du paramètre a obtenues par la résolution de cette équation sont préférablement restreintes à l'intervalle [0 ; 300 m] (soit [0 ; 1000 pieds]). Il est à noter que, lorsque l'avion AC est en descente (figure 2B), les valeurs obtenues du paramètre de réglage a doivent être multipliées 25 par -1. Par ailleurs, les moyens de commande 5 sont activés par les moyens d'activation 4 lorsque les conditions d'engagement suivantes sont simultanément vérifiées : l'avion AC suit la trajectoire 9 de montée (figure 2A) ou de descente (figure 2B) de la phase d'approche, au cours de laquelle sa vitesse verticale Vzo est sensiblement constante ; et le niveau d'altitude courant Z de l'avion AC est compris entre l'altitude de consigne Zc et le niveau d'altitude d'engagement Ze déterminé pré- cédemment. Une fois activés (les conditions d'engagement sont réalisées), les moyens de commande 5 sont aptes à engager la phase de capture d'altitude. 1 o En outre, ces moyens de commande 5 déterminent les valeurs du facteur de charge nz de l'avion AC le long de la trajectoire de capture 1 1 pour les transmettre au calculateur de vol 6, de sorte que la vitesse verticale dudit avion AC suive au moins approximativement le profil de vitesse verticale modifié, préalablement déterminé par les moyens de détermina- 15 tion 3. Au cours de la phase de capture, ledit facteur de charge nz est du type proportionnel et défini par la formule suivante : nz= k*(Vz-f(Z)) dans laquelle : 20 k est une constante négative dépendant des caractéristiques physiques de l'avion AC ; Vz est la vitesse verticale de l'avion AC ; et f est la fonction décrivant le profil de vitesse verticale modifié de l'avion AC en fonction du niveau d'altitude courant Z de ce dernier. 25 A partir des valeurs du facteur de charge reçues, le calculateur de vol 6 peut délivrer des ordres de commande destinés, par exemple, à commander les actionneurs des surfaces 8 de contrôle longitudinal et/ou les moteurs 7 de l'avion AC. Dans le cas où l'altitude de consigne Zc n'est pas atteinte avant l'instant de fin Tmax (par exemple à cause d'une turbulence), on change le mode de détermination du facteur de charge de l'avion AC qui devient de type proportionnel dérivé. Le facteur de charge nz est alors défini par la formule suivante : nz=kl *Zùk2*Vz dans laquelle k1 et k2 sont des constantes négatives dont les valeurs sont déterminées par réglage en fonction des caractéristiques de l'avion AC. REVENDICATIONS1. Procédé pour limiter le nombre des alertes émises par un système anticollision monté à bord d'un avion (AC) qui effectue une manoeuvre de changement d'altitude comportant une phase d'approche suivie d'une phase de capture d'une altitude de consigne (Zc) associée à un délai d'exécution de consigne prédéterminé, ledit système anticollision étant apte à détecter un aéronef intrus se trouvant dans l'environnement aérien dudit avion (AC), à calculer un temps de collision théorique entre ledit avion (AC) et ledit aéronef intrus et à émettre au moins une alerte lorsque ce temps de collision théorique est inférieur à un seuil prédéterminé, caractérisé en ce qu'on réalise les étapes suivantes : A) - on détermine un délai d'exécution minimal (dmin) et un délai d'exécution maximal (dmax) de ladite phase de capture, ledit délai d'exécution minimal (dmin) étant supérieur audit délai d'exécution de consigne ; B) - on établit au moins un profil de vitesse verticale modifié associé à ladite phase de capture d'altitude, de sorte que la durée (dcap) de cette dernière soit comprise entre lesdits délais d'exécution minimal (dmin) et maximal (dmax) ; C) - lorsque ledit avion (AC) est en phase d'approche et proche de ladite altitude de consigne (Zc), on déclenche ladite phase de capture ; et D) - après déclenchement de ladite phase de capture, on contrôle la vi- tesse verticale dudit avion (AC), de sorte qu'elle suive au moins ap- proximativement ledit profil de vitesse verticale modifié. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé : û en ce qu'on calcule un niveau d'altitude d'engagement (Ze) de ladite phase de capture ; et ù en ce que ledit avion (AC) est proche de ladite altitude de consigne (Zc) lorsque le niveau d'altitude courant dudit avion est compris entre ledit niveau d'altitude d'engagement (Ze) et ladite altitude de consigne (Zc). 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit niveau d'altitude d'engagement (Ze) est déterminé à l'aide de la formule suivante : Ze = a-(Si + T) *Vzo dans laquelle : Vzo est la vitesse verticale dudit avion (AC), sensiblement constante, au cours de ladite phase d'approche ; a est un paramètre de réglage dépendant desdits délais d'exécution minimal (dmin) et maximal (dmax) ; S est ledit seuil prédéterminé ; et T est une marge temporelle positive par rapport audit seuil prédéterminé S. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, au cours de ladite phase de capture, ledit contrôle de la vitesse verticale dudit avion (AC) est effectué par commande du facteur de charge dudit avion (AC) défini à l'aide de la formule suivante : nz = k* (Vz-f(Z)) dans laquelle : û nz est le facteur de charge dudit avion (AC) au cours de ladite phase de capture ; k est une constante négative dépendant des caractéristiques physiques dudit avion (AC) ; Vz est la vitesse verticale dudit avion (AC) ; et f représente une fonction décrivant ledit profil de vitesse verticale modifié en fonction du niveau d'altitude courant Z dudit avion (AC) par rapport à ladite altitude de consigne (Zc). 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, dans le cas où ladite altitude de consigne (Zc) n'a pas été rejointe après l'expiration dudit délai d'exécution maximal (dmax), ledit contrôle de la vitesse verticale dudit avion (AC) est effectué par commande du facteur de charge dudit avion (AC) qui est défini par la for-mule suivante : nz=k1 *Z+k2*Vz dans laquelle : nz est le facteur de charge dudit avion (AC) au cours de ladite phase de capture ; k1 et k2 sont des constantes négatives dépendant des caractéristiques physiques dudit avion (AC) ; Vz est la vitesse verticale dudit avion (AC) ; et Z est le niveau d'altitude courant dudit avion (AC) par rapport à ladite altitude de consigne (Zc). 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit profil de vitesse verticale modifié comporte une première partie associée à une trajectoire dudit avion (AC) de type exponentiel, suivie d'une seconde partie associée à une trajectoire dudit avion (AC) de type parabolique. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que ladite première partie dudit profil de vitesse verticale modifié associée à une trajectoire de type exponentiel est décrite à l'aide de la fonction suivante : f1 (Z) = (a-Z)/(S, +T) dans laquelle : û a est un paramètre de réglage dépendant desdits délais d'exécution minimal (dmin) et maximal (dmax) ; Z est le niveau d'altitude courant dudit avion (AC) par rapport à ladite altitude de consigne (Zc) ; Si est ledit seuil prédéterminé ; et T est une marge temporelle positive par rapport audit seuil prédéterminé Si. 8. Procédé selon la revendication 7 ou 8, caractérisé en ce que ladite seconde partie dudit profil de vitesse verticale modifié associée à une trajectoire de type parabolique est définie à l'aide de la fonction suivante : f2(Z) =-\i(a*o,1g*Z) dans laquelle: ù a est une constante égale à -1 lorsque ledit avion (AC) est en phase de montée et à 1 lorsqu'il est en phase de descente ; g est la constante gravitationnelle terrestre ; et Z est le niveau d'altitude courant dudit avion (AC) par rapport à ladite altitude de consigne (Zc). 9. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé tel que spécifié sous l'une des revendications 1 à 8 permettant de limiter le nombre des alertes émises par un système anticollision monté à bord d'un avion (AC) qui ef- fectue une manoeuvre de changement d'altitude comportant une phase d'approche suivie d'une phase de capture d'une altitude de consigne (Zc) associée à un délai d'exécution de consigne prédéterminé, ledit système anticollision étant apte à détecter un aéronef intrus se trouvant dans l'environnement aérien dudit avion (AC), à calculer un temps de collision théorique entre ledit avion (AC) et ledit aéronef intrus et à émettre au moins une alerte lorsque ce temps de collision théorique est inférieur à un seuil prédéterminé, caractérisé en ce qu'il comporte : des moyens de détermination (3) d'au moins un profil de vitesse verticale modifié associé à ladite phase de capture d'altitude, de sorte que la durée (dcap) de cette dernière soit comprise entre un délai d'exécution minimal (dmin) et un délai d'exécution maximal (dmax) prédéterminés ; des moyens de commande (5) activables aptes à engager ladite phase de capture d'altitude et à contrôler la vitesse verticale dudit avion (AC), de sorte qu'elle suive au moins approximativement ledit profil de vitesse verticale modifié ; et des moyens d'activation (4) aptes à activer lesdits moyens de com- mande (5), lorsque ledit avion (AC) est en phase d'approche et proche de ladite altitude de consigne. 10. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que spécifié sous la revendication 9.