FR 2949259 A1 20110225 FR 0800208 A 20080115 .1 Procédé d'alignement autonome d'unité de mesure inertielle pour instrument de bord d'aéronef L'invention concerne un procédé d'alignement autonome d'unité de mesure inertielle pour instrument de bord pouvant équiper un aéronef. L'invention concerne en particulier un procédé d'alignement autonome d'unité de mesure inertielle pour instrument de secours générant et affichant des informations de vitesse, d'altitude et d'attitude de l'aéronef. Elle trouve une utilité particulière pour l'alignement d'unités de mesure inertielle dans toutes les conditions possibles d'alignement. En particulier, l'invention est adaptée pour équiper des aéronefs pouvant décoller à partir de plates-formes non stabilisées, comme des plates-formes pétrolières, des porte-avions ou des porte-hélicoptères. Elle peut également s'appliquer pour l'alignement d'unités de mesure inertielle équipant des aéronefs décollant de plates-formes stables, comme une piste d'atterrissage, dans la mesure où l'aéronef peut être soumis à des mouvements, même à l'arrêt, par exemple à cause du vent ou des servitudes autour de l'aéronef. Elle peut encore 15 s'appliquer pour l'alignement des unités de mesure inertielle lorsque l'aéronef est en vol. Les instruments de secours sont des instruments de bord autonomes générant et affichant des informations de vol essentielles au 20 pilote d'un aéronef en cas de défaillance d'instruments de bord primaires. Ces informations de vol, obtenues généralement avec une moindre précision que celle des instruments de bord primaires, concernent essentiellement la vitesse, l'altitude et l'attitude de l'aéronef. Afin de garantir l'autonomie des instruments de secours vis-à-vis des instruments de bord primaires, les 25 instruments de secours doivent disposer de leurs propres capteurs afin de générer et d'afficher la vitesse, l'altitude et l'attitude de l'aéronef. En particulier, les instruments de secours comportent habituellement un capteur de pression statique, un capteur de pression totale et une unité de mesure inertielle. 30 Les capteurs de pression statique et totale sont respectivement reliés à une prise de pression statique et à une prise de pression totale situées sur la peau de l'aéronef. La pression statique permet de déterminer l'altitude de l'aéronef. La différence entre la pression totale et la pression statique permet de déterminer la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. L'unité de mesure inertielle comprend par exemple 3 gyromètres et 2 ou 3 accéléromètres. Les gyromètres mesurent les vitesses de rotation du référentiel du capteur, en l'occurrence un système d'axes lié à l'instrument de secours, par rapport à un référentiel inertiel. Par intégration des vitesses de rotation, il est possible de connaître la position de l'instrument de secours par rapport au référentiel inertiel et donc, connaissant la position de l'instrument de secours par rapport à l'aéronef et la position du repère géographique local par rapport au repère inertiel, il est possible de connaître la position de l'aéronef par rapport au repère géographique local. La position de l'aéronef par rapport au repère géographique local, appelée attitude de l'aéronef, est repérée par rapport à un axe de roulis, un axe de tangage et un axe de lacet et les mouvements autour de ces axes sont appelés respectivement le roulis, le tangage et le lacet. Les accéléromètres mesurent des forces non gravitationnelles appliquées à l'aéronef, dont on déduit des accélérations de translation du référentiel du capteur par rapport au référentiel inertiel. La combinaison des gyromètres et des accéléromètres permet une détermination précise de l'attitude de l'aéronef, les données fournies par les accéléromètres étant utilisées préférentiellement aux données fournies par les gyromètres dans les phases statiques ou quasi-statiques de vol, et les données fournies par les gyromètres étant utilisées préférentiellement aux données fournies par les accéléromètres lors des phases dynamiques du vol. Lors de la mise sous tension d'un aéronef et en particulier d'un instrument de secours, l'unité de mesure inertielle de l'instrument de secours doit être initialisée afin de fournir des informations d'attitude les plus fiables possibles au cours du vol. Cette initialisation comprend une phase d'alignement consistant notamment à estimer une dérive de chaque gyromètre, c'est-à-dire une vitesse de rotation mesurée par le gyromètre considéré en l'absence de tout mouvement de celui-ci. Les gyromètres étant des capteurs électroniques, leur dérive peut différer entre deux mises sous tension de l'unité de mesure inertielle, au point de rendre inutilisable toute mesure effectuée par ces gyromètres et donc toute attitude affichée par l'instrument de secours. Il est donc nécessaire de déterminer la dérive des gyromètres à chaque mise sous tension. Cependant, la mise sous tension de l'instrument de secours peut intervenir alors que l'aéronef est posé sur une plate-forme stable, par exemple une piste d'atterrissage, sur une plate-forme instable, par exemple une plate-forme pétrolière, un porte-avions ou un porte-hélicoptères, ou même alors qu'il est en vol, après une coupure plus ou moins brève de l'alimentation électrique de l'instrument de secours. Lorsque l'aéronef est posé sur une plate-forme instable ou lorsqu'il est en vol, l'alignement de l'unité de mesure inertielle prend en compte des mesures de dérives dues, non seulement aux dérives intrinsèques de l'unité de mesure inertielle, mais également à des mouvements de l'aéronef. En particulier, l'alignement peut prendre en compte des mouvements de houle lorsque l'aéronef est posé sur une plate-forme pétrolière et des mouvements dus à des perturbations atmosphériques lorsqu'il est en vol. Par conséquent, l'alignement peut être faussé par les mouvements de l'aéronef. Pour assurer l'alignement correct de l'unité de mesure inertielle, il est connu de vérifier la présence ou l'absence de mouvements de l'unité de mesure inertielle au moyen des accéléromètres de l'unité de mesure inertielle. Pendant toute la durée de l'alignement, les accéléromètres mesurent les forces non gravitationnelles de l'unité de mesure inertielle par rapport au référentiel inertiel. En cas de mouvement de l'unité de mesure inertielle au cours de l'alignement, mesuré par les accéléromètres, l'instrument de secours, à la fin de l'alignement, invalide la détermination de la dérive de chaque gyromètre, affiche un message indiquant au pilote la détection de mouvement et demande au pilote de relancer l'alignement soit en éteignant et remettant sous tension l'instrument de secours, soit en pressant un bouton sur la face avant de l'instrument de secours. Cette relance de l'alignement est impérative dans la mesure où la disponibilité de l'instrument de secours, et donc de l'alignement de l'unité de mesure inertielle, est une condition nécessaire à l'autorisation de décollage de l'aéronef. Une telle solution présente plusieurs inconvénients. Un premier inconvénient est l'attente de la fin de l'alignement pour indiquer la détection d'un mouvement au cours de l'alignement. Ce n'est donc qu'à la fin de l'alignement des gyromètres que le pilote a connaissance de l'invalidation de l'alignement et peut le relancer. Par conséquent, le temps écoulé entre la détection de mouvement et la fin de l'alignement est perdu. Un deuxième inconvénient est la perte de l'estimation des dérives effectuée entre le début de l'alignement et la détection d'un mouvement. A la fin de l'alignement invalidé, toute la procédure d'alignement est relancée, la dérive estimée risquant d'avoir été faussée par le mouvement de l'unité de mesure inertielle. A plus forte raison, si l'alignement est relancé par une remise à zéro matérielle, c'est-à-dire en éteignant et remettant sous tension l'instrument de secours, la dérive des gyromètres risque de changer, rendant obsolète la détermination précédente des dérives. Un troisième inconvénient est l'impossibilité, dans certaines situations, de pouvoir effectuer un alignement. Le cas de figure peut notamment se présenter lorsque l'aéronef est démarré sur une plate-forme mouvante. Dans la plupart des cas, le mouvement de la plate-forme, par exemple dû à la houle de la mer, ne peut être empêché. L'aéronef doit alors attendre la cessation des mouvements, en l'occurrence une accalmie de la houle, pour pouvoir décoller. Une telle immobilisation est incontestablement néfaste à la rentabilité des aéronefs. De même, lorsque l'aéronef est en vol, l'instrument de secours risque d'être soumis à des mouvements dus au pilotage de l'aéronef et à des perturbations de l'air entourant l'aéronef. Bien que le pilote puisse limiter les mouvements dus au pilotage de l'aéronef, il ne peut empêcher les mouvements dus aux perturbations de l'air. L'alignement de l'unité de mesure inertielle ne peut alors être effectué. Un but de l'invention est notamment de pallier tout ou partie des inconvénients précités. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé d'alignement autonome d'unité de mesure inertielle pour instrument de bord pouvant équiper un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes : - déterminer un état de l'aéronef, à savoir si l'aéronef est en vol ou non, dans le cas où l'aéronef est détecté en vol : o effectuer un alignement de type vol, dans le cas où l'aéronef n'est pas détecté en vol : 2949259 :5 o déterminer une stabilité de l'aéronef, à savoir si l'aéronef est au sol ou en ruer, o dans le cas où l'aéronef est détecté au sol : ^ effectuer un alignement de type sol, 5 o dans le cas où l'aéronef est détecté en mer : ^ effectuer un alignement de type mer. L'invention a notamment pour avantage qu'elle permet de faire aboutir l'alignement avec une même précision quelles que soient les 10 conditions dans lesquelles se trouve l'aéronef, l'alignement étant adapté à ces conditions. L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée d'un mode de réalisation 15 donné à titre d'exemple, description faite en regard de dessins annexés qui représentent : - la figure 1, un instrument de secours pouvant équiper un aéronef ; - la figure 2, un aéronef équipé de l'instrument de secours 20 représenté sur la figure 1, l'aéronef et l'instrument de secours possédant chacun un système d'axes ; - la figure 3, un synoptique des moyens mis en oeuvre par l'instrument de secours pour le calcul et l'affichage de l'attitude de l'aéronef ; la figure 4, des étapes mises en oeuvre pour l'alignement de 25 l'instrument de secours ; - la figure 5, un exemple d'étapes mises en oeuvre selon l'invention pour l'alignement de l'instrument de secours ; - la figure 6, un exemple de sous-étapes mises en oeuvre selon l'invention pour l'alignement de l'instrument de secours au cours d'un vol de 30 l'aéronef ; - la figure 7, un exemple de sous-étapes mises en oeuvre selon l'invention pour l'alignement de l'instrument de secours après une longue coupure d'alimentation au cours d'un vol de l'aéronef ; - la figure 8, sous forme de chronogramme, un exemple 35 d'alignement de l'instrument de secours au cours d'un vol de l'aéronef ; - la figure 9, sous forme de chronogramme, un exemple d'alignement au sol de l'instrument de secours selon un premier mode de réalisation la figure 10, sous forme de chronogramme, un exemple 5 d'alignement en mer de l'instrument de secours selon le premier mode de réalisation la figure 11, sous forme de chronogramme, un exemple d'alignement au sol de l'instrument de secours selon un deuxième mode de réalisation ; 10 - la figure 12, sous forme de chronogramme, un exemple d'alignement en mer de l'instrument de secours selon le deuxième mode de réalisation la figure 13, sous forme de chronogramme, un exemple d'alignement au sol de l'instrument de secours selon un troisième mode de 15 réalisation la figure 14, sous forme de chronogramme, un exemple d'alignement en mer de l'instrument cle secours selon le troisième mode de réalisation. 20 La description qui suit est faite en rapport à un instrument de secours. II est bien entendu possible de mettre en oeuvre l'invention à partir de tout instrument de bord comportant une unité de mesure inertielle. La figure 1 représente un instrument de secours 1 pouvant 25 équiper un aéronef. L'instrument de secours 1 comporte un afficheur 2, par exemple un écran à cristaux liquides, L'afficheur 2 affiche des informations de vol essentielles pour le pilotage de l'aéronef. Ces informations concernent notamment la vitesse air, l'altitude et l'attitude de l'aéronef. La vitesse air et l'altitude de l'aéronef sont représentées sous forme d'échelles graduées 30 verticales tournantes, une échelle 3 indiquant la vitesse air de l'aéronef et une échelle 4 indiquant l'altitude de l'aéronef. L'attitude de l'aéronef est symbolisée par une ligne d'horizon mobile 5 par rapport à une silhouette fixe 6 représentant l'aéronef. Les informations de vitesse air et d'altitude sont obtenues à partir de capteurs anémo-barométriques reliés d'une part à des 35 prises de pression disposées sur la peau de l'aéronef et d'autre part à un calculateur. Les capteurs anémo-barométriques fournissent une pression statique Ps et une pression totale Pt de l'air entourant l'aéronef à partir desquelles le calculateur détermine la vitesse air et l'altitude de l'aéronef. L'attitude de l'aéronef est obtenue à partir d'une unité de mesure inertielle comprenant des gyromètres et des accéléromètres, comme expliqué plus loin. Les capteurs anémo-barométriques, l'unité de mesure inertielle et le calculateur forment des moyens de détermination des paramètres de vol. Ces moyens de détermination sont autonomes car ils appartiennent à l'instrument de secours 1 et peuvent fonctionner sans autre information extérieure que celles provenant des prises de pression. La figure 2 représente un aéronef 20 équipé de l'instrument de secours 1 et la figure 3 représente un synoptique des moyens mis en oeuvre par l'instrument de secours 1 pour le calcul et l'affichage de l'attitude de l'aéronef 20. L'unité de mesure inertielle de l'instrument de secours 1 comprend généralement 3 gyromètres 30 et 3 accéléromètres 31. Les gyromètres 30 mesurent des vitesses angulaires S2,, d'un repère R,s(X;S,@S,Zj lié à l'instrument de secours 1 par rapport à un repère inertiel. Pour la lisibilité de la description, on pourra négliger les mouvements de la terre et considérer un repère géographique local, appelé repère terrestre comme étant le repère inertiel. Pour une mise en oeuvre de l'invention, il sera toutefois possible de tenir compte des mouvements de la terre par rapport au référentiel inertiel. Comme représenté à la figure 3, les vitesses angulaires S2;s de l'unité de mesure inertielle sont corrigées au moyen d'un opérateur 32 de dérives internes dS2, de l'unité de mesure inertielle, le vecteur dS2c représentant les composantes des dérives internes de l'unité de mesure inertielle, par exemple une dérive par gyromètre 30. Les dérives internes dS2~ sont par exemple stockées dans une mémoire vive 33. Des moyens pour déterminer les dérives internes dS2c seront décrits plus loin. Les vitesses angulaires ainsi corrigées et notées S2, dans le repère R,(X,,@äZ,) sont transformées pour obtenir des vitesses angulaires S2a d'un repère lié à l'aéronef 20 et noté Ra(Xa,@a,Za) par rapport au repère ,Z-t). De même, les accéléromètres 31 mesurent des accélérations 2949259 de translation y;s du repère R,s(X;s,@s,Zj lié à l'instrument de secours 1 par rapport au repère terrestre R,,,@,,2, ). Ces accélérations de translation y;s sont également transformées pour obtenir des accélérations de translation Ta du repère Ra(Xa,@a,Za) lié à l'aéronef 20 par rapport au repère 5 R,(X,,@äZ,). Les vitesses angulaires S2a et les accélérations de translation ra permettent de déterminer l'attitude de l'aéronef 20 par rapport au repère terrestre R, (X,,@,,2,) au moyen d'un calculateur 34 appartenant à l'unité de mesure inertielle. Avantageusement, le calculateur 34 effectue également les transformations de vitesses angulaires et d'accélérations de translation. 10 Dans une forme particulière de réalisation, seules les accélérations de translation Ta sont utilisées pour la détermination de l'attitude de l'aéronef 20 lorsqu'il est en vol stabilisé. A l'inverse, seules les vitesses angulaires S2a sont utilisées pour la détermination de l'attitude de l'aéronef 20 lorsqu'il est en vol dynamique. D'autres formes de réalisation sont possibles. En 15 particulier, il est possible d'utiliser une pondération des accélérations de translation ya et des vitesses angulaires S2a pour la détermination de l'attitude de l'aéronef 20, cette pondération pouvant varier en fonction des conditions de vol. L'attitude de l'aéronef 20 est affichée sur l'afficheur 2 de l'instrument de secours 1. 20 La figure 4 représente des étapes mises en oeuvre pour l'initialisation d'un instrument de secours 1. A la mise sous tension 41 de l'instrument de secours 1, une estimation grossière, appelée mise à niveau 42, des dérives internes de l'unité de mesure inertielle est effectuée. 25 Cette mise à niveau 42 permet de déterminer une valeur minimale et une valeur maximale pour chaque dérive interne de gyromètre 30. A la fin de la mise à niveau 42, un alignement fin, également appelé alignement 43, est effectué pour déterminer précisément la dérive interne de chaque gyromètre 30. L'alignement 43 comporte notamment une étape de mesure des dérives 30 instantanées et une étape de filtrage de ces dérives pour obtenir des valeurs précises des dérives internes dS2e . La mise à niveau 42 et l'alignement 43 sont appelés alignement global 40. Au cours de cet alignement global 40, les accéléromètres 31 surveillent les mouvements de l'unité de mesure inertielle. A l'issue de l'alignement 43, une étape de contrôle 44 examine si les mouvements détectés par les accéléromètres 31 n'ont pas dépassé un seuil prédéfini et si les dérives internes d i se trouvent entre les valeurs minimales et maximales déterminées lors de la mise à niveau 42. Si tel est le cas, les dérives internes dç2c sont enregistrées dans la mémoire vive 33 de l'instrument de secours 1. L'instrument de secours 1 est prêt pour la navigation 45 et affiche les informations d'attitude de l'aéronef 20. Dans tous , les autres cas, les dérives internes dS2 sont invalidées et l'alignement global 40 est relancé selon le repère 46. Les étapes mises en oeuvre à la figure 4 ne permettent pas un alignement global 40 dans toutes les situations dans lesquelles l'aéronef 20 peut se trouver. En particulier, lorsque les mouvements sont répétés, par exemple parce que l'aéronef 20 se trouve sur une plate-forme mouvante ou parce qu'il est en vol, l'alignement global 40 est toujours relancé et l'instrument de secours 1 reste indisponible. Le procédé selon l'invention permet de remédier à cet inconvénient par des étapes représentées à la figure 5. A la mise sous tension 41 de l'instrument de secours 1, on détermine dans une étape 51 un état de l'aéronef 20, à savoir si l'aéronef 20 est en vol ou non. Dans le cas où l'aéronef 20 est détecté en vol, on effectue un alignement de type vol 52. Dans le cas où l'aéronef 20 n'est pas détecté en vol, on détermine dans une étape 53 une stabilité de l'aéronef 20, à savoir si l'aéronef 20 est au sol ou en mer. L'expression "aéronef au sol" correspond à une situation dans laquelle l'aéronef 20 est posé sur un support stable, par exemple une piste d'atterrissage ou le toit d'un immeuble. L'expression "aéronef en mer", par opposition, correspond à une situation dans laquelle l'aéronef 20 est posé sur un support instable, par exemple une plate-forme pétrolière, un porte- avions, un porte-hélicoptère ou toute autre plate-forme mouvante. Dans le cas où l'aéronef 20 est détecté au sol, on effectue un alignement de type sol 54. Dans le cas où l'aéronef 20 n'est pas détecté au sol, c'est-à-dire s'il est détecté en mer, on effectue un alignement de type mer 55. A l'issue de l'alignement de type vol 52, de l'alignement de type sol 54 ou de l'alignement de type mer 55, l'instrument de secours 1 peut être utilisé pour la détermination et l'affichage de l'attitude de l'aéronef 20 selon le repère 45. Dans une forme particulière de réalisation, l'alignement de type vol 52, l'alignement de type sol 54 et l'alignement de type mer 55 comprennent une étape de détermination des dérives internes dS2~ de l'unité de mesure inertielle. Ces dérives internes dSi peuvent être enregistrées dans la mémoire vive 33 de l'instrument de secours 1 à la fin des alignements de type vol 52, de type sol 54 et de type mer 55. Dans une forme particulière de réalisation, l'état de l'aéronef 20 est déterminé par une information provenant d'un train d'atterrissage de l'aéronef 20 et indiquant si des roues du train d'atterrissage sont en contact avec un support. L'état de l'aéronef 20 peut également être déterminé par une vitesse de l'air entourant l'aéronef 20. Cette vitesse air peut être fournie de façon autonome par les capteurs anémo-barométriques de l'unité de mesure inertielle. L'aéronef 20 est par exemple considéré en vol lorsque la vitesse air dépasse 50 noeuds. Dans une forme particulière de réalisation, la stabilité de l'aéronef 20 est déterminée par un ou plusieurs accéléromètres, un ou plusieurs gyromètres ou une combinaison d'accéléromètres et de gyromètres. Avantageusement, les accéléromètres 31 et les gyromètres 30 de l'unité de mesure inertielle sont utilisés. Dans une forme particulière de réalisation, la stabilité de l'aéronef 20 est déterminée par la présence ou l'absence d'une rotation autour d'un axe de lacet de l'aéronef 20, d'une translation suivant cet axe de lacet, un axe de roulis et/ou un axe de tangage de l'aéronef 20 ou encore par une combinaison de cette rotation et de ces translations. Ces axes de roulis, de tangage et de lacet sont par exemple les axes Xa , Éa et 2a respectivement. La présence ou l'absence de la rotation et des translations peut être déterminée par un seuil prédéfini, une rotation ou une translation étant présente lorsque sa valeur dépasse ce seuil prédéfini et absente sinon. Elle peut également être déterminée par deux seuils prédéfinis, l'un négatif et l'autre positif. Dans ce cas, une rotation ou une translation est présente lorsque sa valeur n'est pas comprise entre ces deux seuils prédéfinis. Dans une forme particulière de réalisation, représentée à la figure 6, l'alignement de type vol 52 peut être effectué différemment en fonction d'une durée T représentant le temps écoulé entre une mise sous tension de l'instrument de secours 1 et une mise hors tension précédant immédiatement la mise sous tension. Dans une étape 61, on détermine la durée T. Dans une étape 62, on détermine si cette durée T est inférieure ou supérieure à une durée r prédéterminée, par exemple d'une ou deux minutes. Dans le cas où la durée T est inférieure à la durée r , on effectue un alignement court 63. Dans le cas où la durée T est supérieure ou égale à la durée r , on effectue un alignement long 64. Cette forme de réalisation permet de tenir compte d'une caractéristique des gyromètres 30 selon laquelle leur dérive interne peut différer entre deux mises sous tension. Une différence de dérive interne est due, notamment, à une différence de température interne de l'instrument de secours 1. Par conséquent, on peut estimer qu'après une courte interruption d'alimentation de l'instrument de secours 1, les dérives internes A), évoluent moins qu'après une longue interruption. Selon cette forme de réalisation, l'alignement court 63 peut comprendre une étape consistant à réutiliser des dérives internes dS2~ précédemment déterminées. Avantageusement, les dérives internes dÇ2 sont gardées dans la mémoire vive 33, l'attitude de l'aéronef 20 pouvant être directement déterminée par l'instrument de secours 1 à sa mise sous 25 tension. Toujours selon cette forme de réalisation, l'alignement long 64 peut comprendre une étape de détermination de valeurs minimale et maximale pour chaque dérive interne de gyromètre 30, appelée mise à niveau 71, et une étape de détermination précise des dérives internes dç2c , 30 appelée alignement fin 72. La mise à niveau 71 peut comprendre une mesure des dérives instantanées des gyromètres 30, une détermination d'une valeur moyenne pour chaque dérive interne, et une détermination de valeurs minimale et maximale pour chaque dérive interne à partir de la valeur moyenne correspondante et d'intervalles prédéterminés, ces intervalles 35 prédéterminés étant ajoutés ou soustraits aux valeurs moyennes pour déterminer respectivement les valeurs minimales et maximales. Avantageusement, l'alignement fin 72 ne prend pas en compte les dérives instantanées non comprises entre les valeurs minimales et maximales respectives des dérives internes dS2. Cette forme de réalisation est illustrée à la figure 8. La figure 8 présente, sous forme de chronogramme, un exemple d'alignement long 64 d'instrument de secours 1. Le temps est représenté en abscisse et une mesure instantanée d'une dérive interne de gyromètre 30 est représentée en ordonnée. Une valeur réelle 81 de la dérive interne, déterminée par l'alignement fin 72 mais inconnue jusqu'à la fin de cet alignement fin 72, est représentée par une droite. A la mise sous tension 41 de l'instrument de secours 1 à un instant to, on effectue la mise à niveau 71 de l'unité de mesure inertielle pendant une durée TI, généralement une dizaine de secondes. Cette mise à niveau 71 permet de définir une valeur minimale 82 et une valeur maximale 83 pour la dérive interne de gyromètre 30, cette dérive interne devant être déterminée entre ces valeurs minimale 82 et maximales 83. A la fin de la mise à niveau 71, à un instant t1, on effectue pendant une durée T2 l'alignement fin 72 de l'unité de mesure inertielle jusqu'à un instant t2 à partir duquel la mesure instantanée de la dérive interne devient supérieure à la valeur maximale 83. Pendant toute la durée T3 où la mesure instantanée de la dérive interne est supérieure à la valeur maximale 83, cette mesure instantanée n'est pas prise en compte pour la détermination de la dérive interne. A un instant t3, lorsque la mesure instantanée devient inférieure à la valeur maximale 83, l'alignement fin 72 reprend pendant une durée T4, soli. jusqu'à un instant t4 où la mesure instantanée de la dérive interne redevient supérieure à la valeur maximale 83. Pendant toute la durée T5 où la mesure instantanée de la dérive interne est supérieure à la valeur maximale 83, cette mesure instantanée n'est pas prise en compte pour la détermination de la dérive interne. A un instant t5, lorsque la mesure instantanée redevient inférieure à la valeur maximale 83, l'alignement fin 72 reprend pendant une durée T6, soit jusqu'à un instant t6 où l'alignement fin 72 prend fin. Le même mécanisme d'interruption de prise en compte de la 35 mesure instantanée d'une dérive interne peut être appliqué pour tous les gyromètres 30 et, en particulier, pour toutes leurs dérives internes dS2~ . En d'autres termes, cette interruption permet de ne pas prendre en compte des mouvements de forte amplitude de l'aéronef 20 pendant l'alignement de son unité de mesure inertielle. Dans une forme particulière de réalisation, les durées de l'alignement de type sol 54, de l'alignement de type mer 55 et de l'alignement long 64 sont des durées prédéterminées. Avantageusement, les durées de l'alignement de tÿpe mer 55 et de l'alignement long 64 sont supérieures à la durée de l'alignement de type sol 54. Cette forme de réalisation permet de moyenner les mouvements de l'aéronef 20 en mer ou en vol sur une plus longue durée afin d'obtenir une précision équivalente à celle de l'alignement de type sol 54. Dans une forme particulière de réalisation, dans le cas où l'aéronef 20 n'est pas détecté en vol, le procédé selon l'invention comprend, en outre, une étape de détermination de valeurs minimale et maximale pour chaque dérive interne de gyromètre 30, appelée mise à niveau à terre. Cette mise à niveau à terre peut être identique à la mise à niveau 71 de l'alignement long 64. Pour la suite de la description, on considère les figures 9 à 14. Ces figures présentent sous forme de chronogrammes des exemples d'alignement de l'unité de mesure inertielle selon différents modes de réalisation dans le cas où l'aéronef 20 n'est pas détecté en vol. Dans chaque figure, un chronogramme supérieur représente un mouvement de l'unité de mesure inertielle en fonction d'un temps t et un chronogramme inférieur présente la succession des étapes du procédé selon ce même temps t. Le mouvement est par exemple une translation déterminée par un accéléromètre 31. Le mouvement peut également être une rotation déterminée par un gyromètre 30 ou une combinaison de translations et de rotations. Dans chaque figure, un seuil prédéfini 91 permet de déterminer la présence ou l'absence de mouvement de l'unité de mesure inertielle. Les figures portant un numéro pair correspondent à une situation où l'aéronef 20 est au sol et les figures portant un numéro impair correspondent à une situation où l'aéronef 20 est en mer. Selon un premier mode de réalisation, illustré par les figures 9 et 5 10, dans le cas où l'aéronef 20 n'est pas détecté en vol, les étapes suivantes sont effectuées successivement : simultanément : o effectuer la mise à niveau à terre, o déterminer la stabilité de l'aéronef 20 pendant toute la 10 durée de la mise à niveau à terre, dans le cas où l'aéronef 20 est détecté en mer : o effectuer l'alignement de type mer 55, dans le cas contraire : o effectuer l'alignement de type sol 54. 15 Comme représenté à la figure 9, à la mise sous tension 41 de l'instrument de secours 1 à un instant t10, on effectue la mise à niveau à terre pendant une durée T11. Pendant toute cette durée T11, on détermine la stabilité de l'aéronef 20. A l'instant t11, aucun mouvement n'ayant dépassé le seuil prédéfini 91, on effectue un alignement de type sol 54 pendant une 20 durée T12 jusqu'à un instant t12. La figure 10 illustre ce premier mode de réalisation alors que l'aéronef 20 est en mer. A la mise sous tension 41 de l'instrument de secours 1 à un instant t20, on effectue pareillement la mise à niveau à terre pendant la durée T11 et on détermine la stabilité de l'aéronef 20. A un instant t21, un 25 mouvement dépasse le seuil prédéfini 91. Par conséquent, à la fin de la mise à niveau à terre à un instant t22, on effectue un alignement de type mer 55 pendant une durée T21 jusqu'à un instant t23. Selon un deuxième mode de réalisation, illustré par les figures 11 30 et 12, dans le cas où l'aéronef 20 n'est pas détecté en vol, les étapes suivantes sont effectuées successivement : effectuer la mise à niveau à terre, simultanément : o effectuer l'alignement de type sol 54, o déterminer la stabilité de l'aéronef 20 pendant toute la durée de l'alignement de type sol 54, dans le cas où l'aéronef 20 est détecté en mer : o abandonner l'alignement de type sol 54, o effectuer l'alignement de type mer 55. Comme représenté à la figure 11, à la mise sous tension 41 de l'instrument de secours 1 à un instant t30, on effectue la mise à niveau à terre pendant la durée T11. A l'issue de cette mise à niveau à terre, à un instant t31, on effectue un alignement de type sol 54 et on détermine la stabilité de l'aéronef 20 pendant la durée T12 jusqu'à un instant t32, aucun mouvement n'ayant dépassé le seuil prédéfini 91. Selon la figure 12, on effectue pareillement la mise à niveau à terre pendant la durée T11 après la mise sous tension 41 à un instant t40. A l'issue de cette mise à niveau à terre, à un instant t41, on effectue un alignement de type sol 54 pendant une durée T41 et on détermine la stabilité de l'aéronef 20 jusqu'à un instant t42 où un mouvement dépasse le seuil prédéfini 91. A partir de cet instant t42, on abandonne l'alignement de type sol 54 et la détermination de la stabilité de l'aéronef 20 et on effectue un alignement de type mer 55 pendant la durée T21 jusqu'à un instant t43. Selon un troisième mode de réalisation, illustré par les figures 13 et 14, dans le cas où l'aéronef 20 n'est pas détecté en vol, les étapes suivantes sont effectuées successivement : - effectuer la mise à niveau à terre, - simultanément : o effectuer l'alignement de type sol 54, o effectuer l'alignement de type mer 55, o déterminer la stabilité de l'aéronef 20 pendant toute la durée de l'alignement de type sol 54, dans le cas où l'aéronef 20 est détecté en mer : o abandonner l'alignement de type sol 54, l'alignement de type mer 55 étant alors utilisé, dans le cas contraire : o abandonner l'alignement de type mer 55, l'alignement de type sol 54 étant alors utilisé. 30 35 2949259 1 6 Comme représenté à la figure 13, à la mise sous tension 41 de l'instrument de secours 1 à un instant t50, on effectue la mise à niveau à terre pendant la durée T11. A l'issue de cette mise à niveau à terre, à un instant t51, on effectue simultanément un alignement de type sol 54 et un alignement de 5 type mer 55 et on détermine la stabilité de l'aéronef 20 pendant la durée T12 jusqu'à un instant t52, aucun mouvement n'ayant dépassé le seuil prédéfini 91. Selon la figure 14, on effectue pareillement la mise à niveau à terre pendant la durée T11 après la mise sous tension 41 à un instant t60. A 10 l'issue de cette mise à niveau à terre, à un instant t61, on effectue simultanément un alignement de type sol 54 et un alignement de type mer 55 et on détermine la stabilité de l'aéronef 20 pendant une durée T61 jusqu'à un instant t62 où un mouvement dépasse le seuil prédéfini 91. A partir de cet instant t62, on abandonne l'alignement de type sol 54 et la détermination de la 15 stabilité de l'aéronef 20 et on poursuit l'alignement de type mer 55 pendant une durée T62 jusqu'à un instant t63, l'addition des durées T61 et T62 étant égale à la durée T21 de l'alignement de type mer 55. Ce troisième mode de réalisation permet d'optimiser la durée de l'alignement de l'unité de mesure inertielle tout en déterminant la stabilité de 20 l'aéronef 20 pendant cette durée d'alignement. REVENDICATIONS1. Procédé d'alignement autonome d'unité de mesure inertielle pour instrument de bord pouvant équiper un aéronef (20), caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes : - déterminer un état de l'aéronef (20), à savoir si l'aéronef (20) 5 est en vol ou non, dans le cas où l'aéronef (20) est détecté en vol : o effectuer un alignement de type vol (52), - dans le cas où l'aéronef (20) n'est pas détecté en vol : o déterminer une stabilité de l'aéronef (20), à savoir si 10 l'aéronef (20) est au sol ou en mer, o dans le cas où l'aéronef (20) est détecté au sol : ^ effectuer un alignement de type sol (54), o dans le cas où l'aéronef (20) est détecté en mer : ^ effectuer un alignement de type mer (55). 15 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'unité de mesure inertielle comprend des gyromètres (30) et en ce que l'alignement de type vol (52), l'alignement de type sol (54) et l'alignement de type mer (55) comprennent une étape de détermination d'une dérive interne de chaque 20 gyromètre (30). 3. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'état de l'aéronef (20) est déterminé par une information provenant d'un train d'atterrissage de l'aéronef (20) et indiquant 25 si des roues du train d'atterrissage sont en contact avec un support et/ou par une vitesse air. 4. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la stabilité de l'aéronef (20) est déterminée par un 30 accéléromètre (31) et/ou un gyromètre (30). 5. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la stabilité de l'aéronef (20) est déterminée par la présence ou l'absence d'une rotation autour d'un axe de lacet de l'aéronef(20) et/ou d'une translation suivant l'axe de lacet de l'aéronef (20), un axe de roulis et/ou un axe de tangage de l'aéronef (20). 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que la 5 présence ou l'absence de la rotation et/ou de la translation est déterminée par un seuil prédéfini (91). 7. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'alignement de type vol (52) comprend les étapes 10 suivantes : déterminer un temps écoulé (T) entre une mise sous tension (41) de l'instrument de bord et une mise hors tension précédant immédiatement la mise sous tension (41), dans le cas où ce temps (T) est inférieur à une durée (r ) 15 prédéterminée : o effectuer un alignement court (63), dans le cas contraire : o effectuer un alignement long (64). 20 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'alignement court (63) comprend une étape consistant à réutiliser des dérives internes dii de l'unité de mesure inertielle précédemment déterminées. 25 9. Procédé selon l'une des revendications 7 ou 8, caractérisé en ce que l'alignement long (64) comprend une étape de détermination de valeurs minimales et maximales (71) de dérives internes dû, de l'unité de mesure inertielle et une étape de détermination précise (72) de ces dérives internes dS2~ . 30 10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que l'étape de détermination précise (72) des dérives internes dû, dans le cadre de l'alignement long (64) ne prend pas en compte des dérives instantanées de 2949259 119 l'unité de mesure inertielle non comprises entre les valeurs minimales et maximales des dérives internes dû, . 11. Procédé selon l'une des revendications 7 à 10, caractérisé en ce que l'alignement de type sol (54), l'alignement de type mer (55) et l'alignement long (64) se déroulent chacun pendant une durée (T12, T21) prédéterminée et en ce que les durées (T21) de l'alignement de type mer (55) et de l'alignement long sont supérieures à la durée (T12) de l'alignement de type sol (54) pour pouvoir moyenner des mouvements de l'aéronef (20). 12. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que, dans le cas où l'aéronef (20) n'est pas détecté en vol, il comprend, en outre, une étape de détermination de valeurs minimales et maximales de dérives internes dû, de l'unité de mesure inertielle. 13. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que, dans le cas où l'aéronef (20) n'est pas détecté en vol, les étapes suivantes sont effectuées successivement : simultanément : o déterminer les valeurs minimales et maximales des dérives internes dû, de l'unité de mesure inertielle, o déterminer la stabilité de l'aéronef (20) pendant toute la durée (T11) de détermination des valeurs minimales et maximales des dérives internes dû de l'unité de mesure inertielle, dans le cas où l'aéronef (20) est détecté en mer : o effectuer l'alignement de type mer (55), dans le cas contraire : o effectuer l'alignement de type sol (54). 30 14. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que, dans le cas où l'aéronef (20) n'est pas détecté en vol, les étapes suivantes sont effectuées successivement : 20 25déterminer les valeurs minimales et maximales des dérives internes dfl, de l'unité de mesure inertielle, simultanément : o effectuer l'alignement de type sol (54), o déterminer la stabilité de l'aéronef (20) pendant toute la durée de l'alignement de type sol (54), dans le cas où l'aéronef (20) est détecté en mer : o abandonner l'alignement de type sol (54), o effectuer l'alignement de type mer (55). 15. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que, dans le cas où l'aéronef (20) n'est pas détecté en vol, les étapes suivantes sont effectuées successivement : - déterminer les valeurs minimales et maximales des dérives 15 internes dS de l'unité de mesure inertielle, simultanément : o effectuer l'alignement de type sol (54), o effectuer l'alignement de type mer (55), o déterminer la stabilité de l'aéronef (20) pendant toute la durée (T12, T61) de l'alignement de type sol (54), dans le cas où l'aéronef (20) est détecté en mer : o abandonner l'alignement de type sol (54), l'alignement de type mer (55) étant alors utilisé, dans le cas contraire : o abandonner l'alignement de type mer (55), l'alignement de type sol (54) étant alors utilisé. 16. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'instrument de bord est un instrument de secours (1) 30 générant et affichant des informations de vitesse, d'altitude et d'attitude de l'aéronef (20). 20 25