FR 2946173 A1 20101203 FR 0902548 A 20090527 La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'engagement d'un mode de pilotage automatique d'un aéronef comportant un pilote automatique, lors d'un atterrissage sur une piste. L'invention concerne également un aéronef équipé d'un tel dispositif. Pour un aéronef équipé d'un pilote automatique, par exemple un avion civil de transport, on sait que, lors de la phase d'approche au cours d'un atterrissage contrôlé par le pilote automatique, de nombreuses lois de guidage sont mises en oeuvre au sein même du pilote automatique. Ces lois de guidage permettent d'amener l'aéronef jusqu'au seuil de la piste et de réaliser l'arrondi, l'alignement, l'abattée puis la décélération sur la piste. A chaque loi de guidage est associé un mode de pilotage automatique particulier du pilote automatique, de sorte que l'engagement des modes de pilotage automatique provoque l'activation des lois de guidage correspondantes. Le bon déroulement d'un atterrissage contrôlé par le pilote automatique est donc conditionné par le séquencement et le comporte-ment cohérent des différents modes de pilotage. On sait de plus que, lors d'une telle phase d'approche automatique (c'est-à-dire contrôlée par le pilote automatique), l'engagement des modes de pilotage par le pilote automatique dépend notamment de la hauteur courante de l'aéronef par rapport au sol. Cependant, la hauteur courante de l'aéronef est essentiellement déterminée par des radioaltimètres (généralement deux ou trois, embarqués à bord de l'aéronef et reliés au pilote automatique de celui-ci), qui sont sensibles aux perturbations extérieures (par exemple les nuages, la pluie, etc ...). Ils peuvent donc fournir des données inexactes, susceptibles d'être mal interprétées par le pilote automatique et de perturber l'engagement des modes de pilotage automatique. Or, un engagement intempestif (ou une absence d'engagement) d'un mode de pilotage automatique a pour conséquence une activation intempestive (ou une absence d'activation) d'une loi de guidage, entraî- nant un guidage inadapté de l'aéronef. Pour remédier à ces inconvénients, il est connu de vérifier la cohérence des hauteurs fournies par les radioaltimètres de l'aéronef et, lorsqu'elles sont incohérentes entre elles, de déclencher une alarme dans le cockpit pour prévenir l'équipage de l'aéronef qu'un problème a été rencontré et qu'il est préférable d'interrompre l'approche automatique. Une telle surveillance, généralement réalisée par le pilote automatique, repose sur le fait qu'il est improbable que les différents radioaltimètres d'un aéronef émettent simultanément, à un instant donné, des données inexactes, mais cohérentes entre elles. Cependant, il est fréquent qu'une alarme soit émise et que l'approche automatique soit interrompue alors même que la hauteur four-nie par un des radioaltimètres est exacte, parmi les hauteurs incohérentes reçues. Par ailleurs, dans le cas où seul un des radioaltimètres est en fonctionnement, la comparaison des hauteurs fournies par les différents radioaltimètres n'est plus réalisable, de sorte que, par précaution, une alarme est émise et l'approche automatique interrompue, bien que la hauteur délivrée par le radioaltimètre en fonctionnement puisse être exacte. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé- nients. A cette fin, selon l'invention, le procédé d'engagement, lors d'un atterrissage, d'un mode de pilotage automatique d'un aéronef qui comporte un pilote automatique, apte à contrôler la trajectoire dudit aéronef, et au moins un altimètre, apte à déterminer la hauteur courante dudit aéronef, est remarquable en ce qu'il comporte les étapes suivantes : A/ on estime la distance courante séparant ledit aéronef d'une position de référence au sol ; B/ on détermine, à partir d'une hauteur de référence associée audit mode de pilotage automatique et de la pente courante de ladite trajectoire, une plage de distances, par rapport à ladite position de référence, pour l'engagement dudit mode ; CI on vérifie que ladite distance courante appartient à ladite plage d'engagement déterminée ; D/ on vérifie que ladite hauteur courante est au plus égale à ladite hauteur de référence ; et E/ lorsque ladite distance courante appartient à ladite plage déterminée et que ladite hauteur courante est au plus égale à ladite hauteur de réfé- 15 rence, on engage ledit mode de pilotage automatique. Ainsi, selon l'invention, on définit une plage de distances dans la-quelle on s'attend à ce que l'aéronef ait une hauteur au plus égale à une hauteur de référence, dépendant du mode de pilotage automatique considéré. Lorsque l'aéronef comporte plusieurs altimètres de même type, par 20 exemple des radioaltimètres, un mode de pilotage automatique donné peut être engagé alors même que les hauteurs fournies par les radioaltimètres sont incohérentes entre elles. En effet, il est possible de détecter, parmi les hauteurs incohérentes fournies par les radioaltimètres, la ou les hauteurs qui sont compatibles avec la distance courante séparant l'aéronef de 25 la position de référence et d'engager le mode de pilotage automatique correspondant. En outre, on évite l'émission d'une alarme, susceptible de perturber les pilotes. De plus, lorsqu'un seul radioaltimètre de l'aéronef est en fonctionnement (les autres étant par exemple défaillants), un mode de pilotage automatique peut être engagé lorsque la hauteur du radioaltimètre en fonctionnement est compatible avec la distance courante séparant l'aéronef de la position de référence. Dans un mode de réalisation conforme à l'invention, on définit, de façon avantageuse, une pente minimale et une pente maximale, qui encadrent ladite pente courante, et on détermine la borne minimale et la borne maximale de ladite plage d'engagement à partir respectivement des for- mules Hrér et _ Href , dans lesquelles : tan yma,, tan ymin ^ Hréf représente ladite hauteur de référence ; et ^ ym;~ et ymax correspondent respectivement à ladite pente minimale et à ladite pente maximale. Dans un autre mode de réalisation de l'invention, on définit avantageusement une marge en fonction de ladite hauteur de référence et de ladite pente courante et on détermine la borne minimale et la borne maxi- male de ladite plage d'engagement à partir respectivement des formules Hfef ùM(Hréf,y) et Href +M(Hréf,y), dans lesquelles : tan y tan y • Hréf représente ladite hauteur de référence ; • y correspond à ladite pente courante ; et • M(Hrér, y) représente ladite marge. De préférence, ladite distance courante séparant ledit aéronef de ladite position de référence correspond à la distance entre la projection orthogonale dudit aéronef sur le plan horizontal passant par ladite position de référence et cette dernière. En outre, ladite position de référence au sol peut correspondre au seuil de piste. Par ailleurs, lors de l'étape A, l'estimation de ladite distance courante est avantageusement réalisée à partir de données géographiques, de type GPS (pour en anglais � Global Positionning System � ou � Système de localisation par satellite � en français), qui sont indépendantes des données en provenance du ou des altimètres de l'aéronef. De plus, dans le cas où ledit aéronef comporte des centrales inertielles, ladite pente courante peut être déterminée à partir desdites centrales inertielles, lorsque ledit aéronef est stabilisé. En variante ou en complément, ladite pente courante peut être dé- 0 terminée à partir : soit d'une base de données embarquée à bord dudit aéronef ; soit de données en provenance d'installations au sol, reçues par ledit aéronef. De façon avantageuse, on émet une alarme à l'attention de 5 l'équipage dudit aéronef lorsqu'au moins une des situations de vol suivantes est vérifiée : ladite distance courante n'appartient pas à ladite plage d'engagement déterminée, alors que ladite hauteur courante est au plus égale à ladite hauteur de référence ; 20 ladite distance courante appartient à ladite plage d'engagement déterminée, alors que ladite hauteur courante est strictement supérieure à la-dite hauteur de référence. Par ailleurs, la présente invention concerne également un dispositif pour l'engagement, lors d'un atterrissage, d'un mode de pilotage automa- 25 tique d'un aéronef qui comporte un pilote automatique, apte à contrôler la trajectoire dudit aéronef, et au moins un altimètre, apte à déterminer la hauteur courante dudit aéronef. Selon l'invention, le dispositif est remarquable en ce qu'il com- porte : des moyens pour estimer la distance courante séparant ledit aéronef d'une position de référence au sol ; des moyens pour déterminer, à partir d'une hauteur de référence associée audit mode de pilotage automatique et de la pente courante de la- dite trajectoire, une plage de distances, par rapport à ladite position de référence, pour l'engagement dudit mode ; des moyens pour vérifier que ladite distance courante appartient à ladite plage d'engagement déterminée ; des moyens pour vérifier que ladite hauteur courante est au plus égale à ladite hauteur de référence ; et des moyens pour engager ledit mode de pilotage automatique, aptes à être activés lorsque ladite distance courante appartient à ladite plage déterminée et que ladite hauteur courante est au plus égale à ladite hauteur de référence. La présente invention concerne également un aéronef qui com- porte un dispositif tel que mentionné ci-dessus. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment la présente invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 illustre schématiquement un avion lors d'une phase d'approche automatique, au cours d'un atterrissage sur une piste, conformément à la présente invention. La figure 2 représente, sous forme synoptique, un dispositif conforme à la présente invention, permettant l'engagement de modes de pilotage automatique par le pilote automatique de l'avion de la figure 1, lors d'un atterrissage. Sur la figure 1, on a représenté un aéronef AC (par exemple un avion civil de transport) équipé d'un pilote automatique (non représenté), au cours d'une phase d'approche automatique d'une piste d'atterrissage LR, dont le seuil de piste est repéré par O. Le pilote automatique de l'avion AC contrôle, au moins en partie, l'approche automatique en engageant successivement différents modes de pilotage automatique. De façon usuel, chaque mode de pilotage automatique est associé à une loi de guidage qui est appliquée par le pilote automatique, lorsque le mode est engagé. L'avion AC comporte en outre plusieurs radioaltimètres 1 (par exemple trois), aptes à fournir chacun la hauteur courante H, de l'avion AC par rapport au sol G, des centrales inertielles 2 et des moyens 3 de positionnement par satellites de type GPS. Selon l'invention, l'avion AC comporte également un dispositif 4, conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 2, qui 15 est destiné à commander l'engagement des différents modes de pilotage automatique, lors d'une approche automatique. Comme le montre la figure 2, le dispositif d'engagement 4 comporte : des moyens 5 pour déterminer la pente courante y associée à la trajec- 20 toire T suivie par l'avion AC. Les moyens de détermination 5 sont aptes à recevoir, en entrée, des informations transmises par les centrales inertielles 2 embarquées, des informations sur la pente courante y de la trajectoire T de l'avion AC provenant d'une base de données à bord de l'avion AC (par exemple stockée dans des moyens de stockage 6), ainsi 25 que des informations sur la pente courante y de la trajectoire T provenant d'installations au sol et reçues par des récepteurs 7 installés à bord de l'avion AC, par l'intermédiaire respectivement des liaisons L1, L2 et L3. Lorsqu'ils reçoivent, respectivement par les liaisons L2 et L3, des informations de pente provenant soit des moyens de stockage 6, soit des récepteurs 7 embarqués, les moyens de détermination 5 délivrent, en sortie, un signal représentatif de la pente courante y. En revanche, lorsqu'aucune information sur la pente courante ne parvient aux moyens de détermination 5 par les liaisons L2 et L3, ces derniers sont aptes à déterminer la pente courante y, à partir des informations provenant des centrales inertielles 2 de l'avion AC, et à délivrer, en sortie, un signal représentatif de la pente courante y ; des moyens 8 pour estimer la distance courante d séparant la projection orthogonale M de l'avion AC sur le plan horizontal P passant par le seuil de piste O et celui-ci. Les moyens d'estimation 8 peuvent recevoir, en entrée, des informations géographiques de l'avion AC fournies par les moyens 3 de positionnement GPS, par l'intermédiaire de la liaison L4. A partir de ces informations de positionnement, les moyens d'estimation 8 sont aptes à délivrer, en sortie, un signal représentatif de la distance courante séparant l'avion AC du seuil de piste O ; et des moyens 9 pour déterminer, pour chaque mode de pilotage automatique, une plage de distances I par rapport au seuil de piste O pour l'engagement du mode de pilotage automatique considéré. La plage d'engagement I , associée à un mode de pilotage automatique donné, est définie par une borne minimale d,,,;,, (correspondant à la distance la plus proche du seuil de piste O) et une borne maximale dm. (correspon- dant à la distance la plus éloignée du seuil de piste O). Les moyens de détermination 9 sont aptes à recevoir, en entrée, une hauteur de réfé- rence H,ef associée à chacun des modes de pilotage automatique (les hauteurs de référence Href peuvent être stockées dans une mémoire 10 appartenant par exemple au dispositif 4, bien qu'il puisse en être autrement), ainsi que le signal représentatif de la pente courante y de la trajectoire T de l'avion AC, par l'intermédiaire respectivement des liai-sons L5 et L6. A partir de ces données, les moyens de détermination 9 peuvent délivrer, en sortie, un signal représentatif de la plage d'engagement déterminée associée à chacun des modes de pilotage au- tomatique. Selon un exemple de réalisation conforme à l'invention, les moyens 9 de détermination de plages d'engagement sont aptes à définir une pente minimale Ymin et une pente maximale ymax , encadrant la pente courante y reçue des moyens 5, de manière à déterminer, pour chaque mode de pilotage automatique, la borne minimale drain et la borne maxi-male dmax d'une plage d'engagement I associée, à partir respectivement des formules Href et Href , Href représentant la hauteur de référence tan Ymax tan Ymin au mode de pilotage automatique considéré. Dans un autre exemple de réalisation conforme à l'invention, pour chaque mode de pilotage automatique, les moyens de détermination 9 sont aptes à définir une marge M(Href, y) fonction de la hauteur de réfé- rence Href de chaque mode de pilotage et de la pente courante y de la trajectoire T, afin de déterminer, pour chaque mode de pilotage automatique, la borne minimale drain et la borne maximale dmax d'une plage d'engagement 1 associée, à partir respectivement des formules H7ér ùM(Hréf, y) et H r f +M(Href,Y) tan Y tan y Dans une variante, les moyens de détermination 9 peuvent déterminer, pour chaque mode de pilotage automatique, la borne minimale et la borne maximale d'une plage d'engagement associée à partir respective- ment des formules -an ref û M(Href, y) et n "f +M(Hréf,Y) tY,. ta ymin Par ailleurs, le dispositif d'engagement 4 de la figure 2 comprend en outre : des moyens 11 pour vérifier que la distance courante d, reçue des moyens d'estimation 8 par la liaison L7, appartient à la plage d'engagement déterminée 1 , associée à un mode de pilotage automatique donné et reçue des moyens de détermination 9 par la liaison L8. Les moyens de vérification 1 1 sont aptes à délivrer, en sortie par la liai-son L9, un signal représentatif du fait que la distance courante d appartient à la plage déterminée I . Dans le cas contraire (la distance courante d n'appartient pas à la plage déterminée 1 ), aucun signal n'est émis en sortie des moyens de vérification 1 1 ; des moyens 12 pour vérifier que, pour chaque mode de pilotage automatique, la hauteur courante H, de l'avion AC provenant d'au moins un des radioaltimètres 1 est au plus égale à la hauteur de réfé- 15 rence H1ef du mode de pilotage automatique correspondant. Les moyens de vérification 12 reçoivent la hauteur courante H, par les ra- dioaltimètres 1 embarqués, par l'intermédiaire de la liaison L10. Ils sont aptes à émettre, en sortie par la liaison L11, un signal représentatif du fait que la hauteur courante H, d'au moins un des radioaltimètres est 20 au plus égale à la hauteur de référence Hréf du mode de pilotage consi- déré. Dans le cas contraire (la hauteur courante H, de tous les radioalti- mètres 1 embarqués est strictement supérieure à la hauteur de référence Hréf), aucun signal n'est délivré en sortie des moyens de vérifica- tion Il; et 25 û des moyens 13 d'engagement des modes de pilotage automatique, qui sont reliés aux moyens de vérification 1 1 et aux moyens de vérification 12, par l'intermédiaire respectivement des liaisons L9 et L11. Ainsi, pour un mode de pilotage automatique donné, les moyens d'engagement 13 sont aptes à déclencher l'engagement dudit mode de pilotage, lorsqu'ils reçoivent simultanément le signal représentatif du fait que la distance courante d appartient à la plage déterminée 1 et le signal représentatif du fait que la hauteur courante H, d'au moins un des radioaltimètres 1 est au plus égale à la hauteur de référence Href du mode de pilotage considéré, par l'intermédiaire respectivement des liai-sons L9 et L11. Par ailleurs, les moyens d'engagement 13 du dispositif 4 de l'invention sont en outre aptes à délivrer, en sortie par l'intermédiaire de la liaison L12, un signal d'activation d'une alarme destiné à des moyens d'alarme 14 embarqués à bord de l'avion AC. Un tel signal d'activation est émis lorsqu'au moins une des conditions suivantes est réalisée : la distance courante d n'appartient pas à la plage d'engagement 1 dé- terminée pour un mode de pilotage automatique donné, alors que la hauteur courante H, de l'avion AC d'au moins un des radioaltimètres 1 est au plus égale à la hauteur de référence Href associée à ce mode ; la distance courante d appartient à la plage d'engagement I déterminée du mode de pilotage automatique considérée, mais la hauteur courante H, de tous les radioaltimètres 1 de l'avion AC est strictement supé- rieure à la hauteur de référence Hréf associée au mode. Les moyens d'alarme 14 sont aptes à émettre une alarme sonore et/ou une alarme visuelle, pour informer l'équipage d'une des deux situations de vol précitées. Il est à noter que le dispositif d'engagement 4 peut être entière- ment intégré dans le pilote automatique de l'avion AC. Bien entendu, en variante, on peut envisager que seuls certains moyens du dispositif d'engagement 4 soient intégrés au pilote automatique, ou bien encore, que le dispositif d'engagement 4 soit totalement extérieur au pilote automatique tout en étant relié à ce dernier. REVENDICATIONS1. Procédé d'engagement, lors d'un atterrissage, d'un mode de pilotage automatique d'un aéronef (AC) qui comporte un pilote automatique, apte à contrôler la trajectoire (T) dudit aéronef (AC), et au moins un altimètre (1), apte à déterminer la hauteur courante (Ha ) dudit aéronef (AC), caractérisé en ce qu'il comporte les étapes suivantes : A/ on estime la distance courante (d) séparant ledit aéronef (AC) d'une position de référence au sol (0) ; 1 o B/ on détermine, à partir d'une hauteur de référence ( Href) associée audit mode de pilotage automatique et de la pente courante (y) de ladite trajectoire (T), une plage de distances (1), par rapport à ladite position de référence (0), pour l'engagement dudit mode ; C/ on vérifie que ladite distance courante (d) appartient à ladite plage 15 d'engagement (I) déterminée ; D/ on vérifie que ladite hauteur courante (Ha) est au plus égale à ladite hauteur de référence (Hréf) ; et E/ lorsque ladite distance courante (d) appartient à ladite plage (I ) déterminée et que ladite hauteur courante (Hc) est au plus égale à la- 20 dite hauteur de référence (HYef ), on engage ledit mode de pilotage automatique. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que : û on définit une pente minimale (y.,) et une pente maximale (ym) qui 25 encadrent ladite pente courante (y) ; et on détermine la borne minimale (dmm) et la borne maximale (dm.) de ladite plage d'engagement (I) à partir respectivement des formules Hréf et Hréf , dans lesquelles : tan ymax tan ymin • Hréf représente ladite hauteur de référence ; et ^ ym;n et ymax correspondent respectivement à ladite pente minimale et à ladite pente maximale. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que : û on définit une marge (M(Hréf, y)) en fonction de ladite hauteur de réfé- 1 0 rence (Hréf) et de ladite pente courante (y) ; et û on détermine la borne minimale (d) et la borne maximale (dm.) de ladite plage d'engagement (I) à partir respectivement des formules Hréf û M(Hréf, y) et tany Hréf +M(Hréf,y), dans lesquelles : tan y Hréf représente ladite hauteur de référence ; 15 y correspond à ladite pente courante ; et M(Hréf, y) représente ladite marge. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ladite distance courante (d) séparant ledit aéronef (AC) de ladite position de référence (0) correspond à la distance entre la 20 projection orthogonale (M) dudit aéronef (AC) sur un plan horizontal (P) passant par ladite position de référence (0) et cette dernière. 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que, lors de l'étape A, l'estimation de ladite distance courante (d) est réalisée à partir de données géographiques, de type GPS. 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, ledit aéronef (AC) comportant des centrales inertielles (2), caractérisé en ce que, lorsque ledit aéronef (AC) est stabilisé, ladite pente courante (y ) est déterminée à partir desdites centrales inertielles (2). 7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ladite pente courante (y ) est déterminée à partir : soit d'une base de données embarquée à bord dudit aéronef (AC) ; soit de données en provenance d'installations au sol, reçues par ledit aéronef (AC). 8. Procédé selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'on émet une alarme à l'attention de l'équipage dudit aéronef (AC) lorsqu'au moins une des situations de vol suivantes est vérifiée : ladite distance courante (d) n'appartient pas à ladite plage d'engagement déterminée (I ), alors que ladite hauteur courante (Ha ) est au plus égale à ladite hauteur de référence (Hrér) ; ladite distance courante (d) appartient à ladite plage d'engagement déterminée, alors que ladite hauteur courante (Ha) est strictement supérieure à ladite hauteur de référence (Href ). 9. Dispositif pour l'engagement, lors d'un atterrissage, d'un mode de pilotage automatique d'un aéronef (AC) qui comporte un pilote automatique, apte à contrôler la trajectoire (T) dudit aéronef (AC), et au moins un altimètre (1), apte à déterminer la hauteur courante (Ha ) dudit aéronef (AC), caractérisé en ce qu'il comporte : ù des moyens (8) pour estimer la distance courante (d) séparant ledit aéronef (AC) d'une position de référence au sol (0) ; des moyens (9) pour déterminer, à partir d'une hauteur de référence (Hréf) associée audit mode de pilotage automatique et de la pente cou- rante (y ) de ladite trajectoire (T), une plage de distances (I ), par rap- port à ladite position de référence (0), pour l'engagement dudit mode ; des moyens (Il) pour vérifier que ladite distance courante (d) appartient à ladite plage d'engagement déterminée (I) ; des moyens (12) pour vérifier que ladite hauteur courante (Ha) est au plus égale à ladite hauteur de référence (Hréf) ; et des moyens (13) pour engager ledit mode de pilotage automatique, aptes à être activés lorsque ladite distance courante (d) appartient à ladite plage déterminée (I ) et que ladite hauteur courante (H,) est au plus égale à ladite hauteur de référence (Hréf) 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (4) tel que spécifié sous la 15 revendication 9.