FR 3005760 A1 20141121 FR 1354471 A 20130517 La présente invention concerne un procédé et un dispositif de détermination automatique d'un profil optimisé de descente et/ou d'approche pour un aéronef. On sait que, pour construire un profil de descente et/ou d'approche d'un aéronef, notamment d'un avion de transport, un système de gestion du vol de type FMS (« Flight Management System » en anglais) de l'aéronef, définit un profil vertical optimisé en réalisant un calcul vers l'amont, c'est-à-dire vers l'arrière (« backward » en anglais). Ce calcul vers l'arrière est réalisé à partir du seuil de la piste ou, en fonction de la géométrie d'approche, d'un point usuel (tel qu'un « missed approach point » ou un « final end point ») et ceci jusqu'au niveau de vol de croisière (identifié par un point TD (pour « Top of Descent » en anglais)), en tenant compte de contraintes de vitesse et/ou d'altitude insérées dans le plan de vol. Un point de décélération DECEL est également calculé par le système FMS. Le point DECEL correspond au début de la décélération vers la vitesse d'approche (VAPP). Ce point DECEL détermine la limite entre les phases de descente et d'approche. Avec cette méthode de calcul vers l'arrière, la première étape est le calcul du profil d'approche défini par : - un profil d'approche final, calculé à partir du seuil de la piste jusqu'à un point FAF (« Final Approach Fix » en anglais) ou FAP (« Final Approach Point » en anglais). Ce profil d'approche final est déterminé, de façon usuelle, par un angle de pente fixe, correspondant à la partie finale définie dans la procédure ; et - un profil d'approche intermédiaire du point FAF/FAP vers le point de décélération DECEL. Le long de ce profil intermédiaire, l'aéronef débute la décélération à partir du point DECEL (à la vitesse limite, généralement 250 noeuds, ou à la contrainte de vitesse la plus faible qui peut être volée en configuration lisse) jusqu'à la vitesse d'approche finale (VAPP) atteinte généralement à une hauteur de 1000 pieds au-dessus du sol. Lorsque le profil d'approche est défini, le système FMS débute le calcul vers l'arrière (« backward ») du profil de descente à partir du point DECEL jusqu'au point TD. En tenant compte de contraintes d'altitude et/ou de vitesse définies dans le plan de vol, le profil de descente est optimisé pour la réduction de bruit et de consommation de carburant. Il comporte à cet effet : - une partie dite « géométrique » (« geometric part » en anglais) à partir du point DECEL jusqu'au dernier point où une contrainte d'altitude impacte la définition du profil de descente. La partie géométrique est composée d'une suite de pentes constantes spécifiques, qui permettent de satisfaire des contraintes d'altitude. Si aucune contrainte d'altitude n'impacte le profil de descente, aucune partie géométrique n'est calculée ; et - une partie dite à « régime moteur ralenti » («idle part » en anglais) à partir de la dernière contrainte d'altitude contraignante ou du point DECEL (si aucune partie géométrique n'existe) jusqu'audit point TD. Cette partie comprend un segment dit à « régime moteur ralenti » le long duquel l'aéronef vole entre deux contraintes avec un régime moteur ralenti (ce qui est bénéfique pour la consommation de carburant et le bruit). La partie géométrique, si elle existe, est composée, à partir du point DECEL vers l'arrière jusqu'à la dernière contrainte d'altitude, par une succession de segments de droite (dits segments géométriques) définis à chaque fois entre deux points relatifs à des contraintes d'altitude. Cette partie géométrique est construite pour minimiser les manoeuvres verticales. En particulier, si un segment de droite permet de satisfaire simultanément plusieurs contraintes, la partie correspondante du profil vertical est construite par un unique segment de droite (segment géométrique), au lieu d'une pluralité de courts segments de droite non alignés. De plus, le système FMS associe, de façon usuelle, un type à chaque segment géométrique défini dans le profil vertical. En fonction des performances de l'aéronef, et de l'état de l'aéronef et de conditions externes (masse, centre de gravité, altitude, vitesse, conditions de vent et de température,...) ainsi que de la pente du segment géométrique considéré, l'aéronef présente une certaine capacité de décélération le long dudit segment géométrique. La capacité de décélération définit le type de segment géométrique : - si la pente du segment géométrique permet une décélération suffisante pour que ledit segment puisse être volé en configuration lisse (c'est-à-dire avec les becs et volets non sortis), ledit segment est dit à « configuration lisse » (« clean airbrake » en anglais) ; - si la pente du segment géométrique ne permet pas une décélération suffisante pour que ledit segment puisse être volé en configuration lisse, mais permet en revanche qu'il puisse être volé avec les aérofreins à moitié sortis (« half airbrake » en anglais), ledit segment est dit à « aérofreins à moitié sortis » ; et - si la pente du segment géométrique ne permet pas une décélération suffisante pour que ledit segment puisse être volé en configuration lisse, même avec les aérofreins à moitié sortis, ledit segment est dit « trop pentu » (« too step » en anglais). Avec la logique usuelle précitée utilisée par le système FMS pour calculer le profil, comme le nombre de manoeuvres verticales est minimisé, certains segments géométriques peuvent être potentiellement très longs et pentus, en particulier dans des environnements imposant des contraintes d'altitude éloignées les unes des autres (en termes de distance et d'altitude). Ces segments géométriques n'autorisent pas une bonne capacité de décélération, en particulier lorsqu'ils présentent une pente importante. Ceci est l'une des causes d'un positionnement à haute altitude du point DECEL. Or, la position du point DECEL (c'est-à-dire du point de début de décélération vers la vitesse d'approche) doit pouvoir répondre à des considérations opérationnelles. La phase d'approche doit débuter à une altitude où l'aéronef est censé débuter la décélération vers la vitesse d'approche. Un point DECEL trop haut n'est adapté ni à la manière dont les pilotes sont habitués à réaliser la descente et l'approche, ni aux vitesses attendues par le contrôle aérien à de telles altitude ou distance de la destination finale. La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un procédé de détermination automatique d'un profil de descente et/ou d'approche optimisé pour un aéronef, qui permet de positionner le point DECEL plus bas. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé selon lequel ledit profil comprend au moins l'un des segments suivants : un segment géométrique et un segment à régime moteur ralenti et est calculé vers l'arrière à partir d'un point de début de calcul, ledit procédé comprenant une étape consistant à déterminer un segment à régime moteur ralenti en cas d'absence de contrainte d'altitude et/ou de vitesse, est remarquable en ce qu'il comprend, de plus, des étapes consistant, en cas de présence d'au moins une contrainte d'altitude et/ou de vitesse, à réaliser de façon itérative la suite d'opérations suivante : - déterminer un segment à régime moteur ralenti jusqu'à la prochaine contrainte, avec un calcul vers l'arrière ; - vérifier si le segment à régime moteur ralenti ainsi déterminé satisfait cette contrainte, et : - si ledit segment ainsi déterminé satisfait cette contrainte, recommencer l'itération ; et - si ledit segment ne satisfait pas cette contrainte, calculer un segment géométrique et l'incorporer dans le profil après le cas échéant un segment à régime moteur ralenti qui a satisfait les contraintes précédentes. Par conséquent, pour optimiser le profil de descente et/ou d'approche et pour éviter un segment géométrique long et pentu, le calcul du profil (vers l'arrière) consiste à autoriser un segment à régime moteur ralenti, qui est suivi (vers l'arrière) par un segment géométrique. Ainsi, au lieu de définir un long segment géométrique satisfaisant un maximum de contraintes, tant que cela est possible, l'invention divise le profil de descente/approche en une pluralité de sous-segments (qui peuvent être des segments à régime moteur ralenti ou des segments géométriques). Aussi, au lieu d'obtenir un long segment géométrique, on obtient plusieurs sous-segments satisfaisant des contraintes successives avec des pentes plus faibles offrant de meilleures capacités de décélération (notamment avec un segment à régime moteur ralenti). Comme un tel profil autorise de meilleures capacités de décélération, le point de décélération DECEL (où débute la décélération vers la vitesse d'approche) est positionné plus près de la destination et plus bas en altitude. Ceci permet de remédier à l'inconvénient précité. En outre, ledit procédé peut comprendre au moins certaines des étapes suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - une étape consistant, si la détermination d'un segment à régime moteur ralenti engendre directement en amont, le calcul d'un segment géométrique trop pentu, à remplacer sur le profil ces deux segments par un segment géométrique unique ; - une étape consistant, si la détermination d'un segment géométrique engendre directement en amont, le calcul d'un segment géométrique trop pentu, à remplacer sur le profil ces deux segments géométriques par un segment géométrique unique ; et - une étape consistant à remplacer un segment à régime moteur ralenti en configuration lisse, par un autre segment à régime moteur ralenti pour lequel les aérofreins sont à moitié sortis. De préférence, cet autre segment présente une répartition d'énergie avec une priorité donnée à l'énergie potentielle. La présente invention concerne également un dispositif de détermination automatique d'un profil optimisé de descente et/ou d'approche pour un aéronef, ledit profil comprenant au moins l'un des segments suivants : un segment géométrique et un segment à régime moteur ralenti. Selon l'invention, ledit dispositif du type configuré pour calculer ledit profil vers l'arrière à partir d'un point de début de calcul et comprenant au moins des moyens pour déterminer un segment à régime moteur ralenti en cas d'absence de contrainte d'altitude et/ou de vitesse, est remarquable en ce qu'il comporte, de plus, une unité de calcul destinée au moins à définir des segments sur le profil de descente et/ou d'approche et comprenant au moins les moyens suivants utilisés au moins en cas de présence d'au moins une contrainte d'altitude et/ou de vitesse : - des premiers moyens pour déterminer un segment à régime moteur ralenti jusqu'à la prochaine contrainte, avec un calcul vers l'arrière ; - des deuxièmes moyens pour vérifier si le segment à régime moteur ralenti déterminé par lesdits premiers moyens satisfait la contrainte, lesdits premiers moyens déterminant un nouveau segment à régime moteur ralenti jusqu'à la prochaine contrainte, et ceci de façon itérative, si et tant que le segment obtenu satisfait les contraintes ; et - des troisièmes moyens pour calculer, si lesdits deuxièmes moyens considèrent qu'un segment à régime moteur ralenti ne satisfait pas une contrainte, un segment géométrique et pour l'incorporer dans le profil après le cas échéant un segment à régime moteur ralenti qui a satisfait les contraintes précédentes. En outre, ledit dispositif peut comprendre au moins certaines des moyens suivants, pris individuellement ou en combinaison : - des moyens pour remplacer sur le profil deux segments par un segment géométrique unique, si la détermination d'un segment à régime moteur ralenti engendre directement en amont le calcul d'un segment géométrique trop pentu ; - des moyens pour remplacer sur le profil deux segments géométriques par un segment géométrique unique, si la détermination d'un segment géométrique engendre directement en amont le calcul d'un segment géométrique trop pentu ; et - des moyens pour remplacer un segment à régime moteur ralenti en configuration lisse, par un autre segment à régime moteur ralenti pour lequel les aérofreins sont à moitié sortis. La présente invention concerne également un système de gestion du vol d'un aéronef, qui comprend un dispositif de détermination automatique d'un profil d'approche optimisé tel que celui précité. La présente invention concerne en outre un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est pourvu d'un tel dispositif et/ou d'un tel système. 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 est le schéma synoptique d'un dispositif qui illustre un mode de réalisation de l'invention. La figure 2 montre un profil de vol, à partir d'une altitude de croisière jusqu'à l'atterrissage. Les figures 3 à 5 illustrent schématiquement des profils permettant d'expliquer l'invention. Les figures 6A et 6B, 7A et 7B, et 8 illustrent différents profils permettant d'expliquer des modes de réalisation particuliers de l'invention. Le dispositif 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d'illustrer l'invention, est destiné à déterminer automatiquement un profil P de descente et/ou d'approche optimisé, pour un aéronef AC, en particulier un avion de transport. Dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 fait partie d'un système de gestion de vol 4 de type FMS (« Flight Management System » en anglais) de l'aéronef AC. Comme représenté schématiquement sur la figure 2, lors d'un vol de l'aéronef AC en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage 2, à partir d'une phase de croisière PHO, l'aéronef AC entame une phase de descente PH1 entre un point TD et un point DECEL, selon un profil de descente P1, suivie d'une phase d'approche PH2 entre ce point DECEL et un seuil 3 de la piste 2, selon un profil d'approche P2. De façon usuelle, ce profil d'approche P2 comprend, comme représenté notamment sur les figures 3 à 5 : - un profil d'approche intermédiaire P2A du point de décélération DECEL vers un point DO par exemple un point FAF (« Final Approach Fix » en anglais) ou FAP (« Final Approach Point » en anglais). Le long de ce profil intermédiaire P2A (correspondant à une partie PH2A de la phase d'approche PH2), l'aéronef AC débute la décélération à partir du point DECEL (à la vitesse limite, généralement 250 noeuds, ou à la contrainte de vitesse la plus faible qui peut être volée en configuration lisse) jusqu'à la vitesse d'approche finale (VAPP) atteinte généralement à une hauteur de 1000 pieds au-dessus du sol ; et - un profil d'approche final P2B à partir du point DO (FAF ou FAP) jusqu'au seuil 3 de la piste 2 (ou jusqu'à un point usuel tel qu'un « missed approach point » ou un « final end point »). Ce profil d'approche final P2B (correspondant à une partie PH2B de la phase d'approche PH2) présente, de façon usuelle, un angle de pente fixe, correspondant à la partie finale définie dans la procédure. Ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l'aéronef AC comprend notamment, comme représenté sur la figure 1, des moyens 5 pour déterminer un segment à régime moteur ralenti en cas d'absence de contrainte d'altitude et/ou de vitesse. Ledit dispositif 1 comprend également des moyens 6 d'acquisition de données, et en particulier : - de données reçues par l'intermédiaire d'une liaison 7 d'un ensemble 8 de sources d'informations, qui mesurent et/ou déterminent des valeurs courantes concernant l'aéronef AC (vitesse, altitude,...) et des conditions extérieures (vent, température,...), et les fournissent via la liaison 7 ; et - de données reçues par l'intermédiaire d'une liaison 9 d'une interface homme/machine 10, qui permet à l'équipage d'entrer des données et notamment le plan du vol dans le dispositif 1. Lesdits moyens 8 et 10 peuvent également faire partie dudit dispositif 1, qui transmet le profil P calculé, via une liaison 11, à des moyens ou systèmes utilisateurs usuels, par exemple des calculateurs ou des afficheurs (non représentés), dont certains peuvent faite partie du dispositif 1 et/ou du système 4. Ledit dispositif 1 est configuré pour calculer, de façon usuelle, le profil P de descente et/ou d'approche vers l'arrière à partir du seuil 3 de la piste 2 ou d'un point usuel (tel qu'un « missed approach point » ou un « final end point »), comme illustré par une flèche F sur la figure 2. Selon l'invention, en particulier pour calculer un profil P de descente et/ou d'approche optimisant la position du point DECEL de début de décélération vers la vitesse d'approche, ledit dispositif 1 comporte, de plus, une unité de calcul 12 qui est destinée au moins à calculer des segments sur le profil P et qui comprend au moins les moyens suivants (utilisés au moins en cas de présence d'une ou plusieurs contraintes d'altitude et/ou de vitesse) : - des moyens 13 pour déterminer un segment 51 à régime moteur ralenti jusqu'à la prochaine contrainte, avec un calcul vers l'arrière ; - des moyens 14 pour vérifier si le segment 51 déterminé par lesdits moyens 13 satisfait cette contrainte. Les moyens 13 déterminent un nouveau segment 51 à régime moteur ralenti jusqu'à la prochaine contrainte, et ceci de façon itérative, si et tant que le segment obtenu satisfait les contraintes ; et - des moyens 15 pour calculer, si lesdits moyens 14 considèrent qu'un segment 51 à régime moteur ralenti ne satisfait pas une contrainte, un segment géométrique S2 et pour l'incorporer dans le profil P après le cas échéant un segment 51 à régime moteur ralenti qui a satisfait les contraintes précédentes. Ladite unité de calcul 12 réalise donc, de façon itérative, la suite d'opérations suivante : - déterminer un segment 51 à régime moteur ralenti (ou segment « idle ») jusqu'à la prochaine contrainte ; - vérifier si le segment 51 ainsi déterminé satisfait cette contrainte, et : - si ledit segment 51 satisfait cette contrainte, recommencer l'itération ; et - si ledit segment S1 ne satisfait pas cette contrainte, calculer un segment géométrique S2 et l'incorporer dans le profil P après le cas échéant un segment à régime moteur ralenti qui a satisfait les contraintes précédentes. Une contrainte d'altitude CA peut être une contrainte d'altitude CA1 selon laquelle l'aéronef AC doit voler au-dessus d'une altitude donnée à une position latérale particulière, ou bien une contrainte d'altitude CA2 selon laquelle l'aéronef AC doit voler à une altitude donnée à une position latérale particulière. Le profil P de descente et/ou d'approche qui est calculé par le dispositif 1 dépend donc de la présence ou non de contraintes. Ainsi, pour une approche/descente sans contrainte, un segment S1 à régime moteur ralenti (ou segment « idle ») est défini, de façon usuelle (à l'aide des moyens 5), de l'altitude de capture finale (point DO) jusqu'au dernier point TD du niveau de vol de croisière, comme représenté sur la figure 3. En revanche, pour une approche/descente sous contrainte, un segment « idle » S1 est défini aussi loin que possible à chaque itération, c'est-à-dire à chaque fois que le calcul du profil rencontre une contrainte d'altitude. On vérifie alors si le segment « idle » satisfait la contrainte. Dans l'affirmative, un segment « idle » est défini dans le profil P résultant. En revanche, si le segment « idle » ne satisfait pas des contraintes publiées, on revient vers une logique géométrique. Par conséquent, pour optimiser le profil d'approche et/ou de descente P et pour éviter un segment géométrique long et pentu, le calcul du profil (vers l'arrière) mis en oeuvre par le dispositif 1 consiste à autoriser un segment S1 à régime moteur ralenti, qui est suivi (vers l'arrière) par un segment géométrique S2. Ainsi, au lieu d'obtenir un long segment géométrique, on obtient plusieurs sous-segments satisfaisant des contraintes successives avec des pentes plus faibles offrant de meilleures capacités de décélération (notamment avec un segment à régime moteur ralenti) : - comme représenté sur la figure 4, illustrant un exemple sans contrainte d'altitude en approche (phase PH2A) ; et - comme représenté sur la figure 5, illustrant un exemple avec une contrainte d'altitude CA2 en approche (phase PH2A). Comme un tel profil P autorise de meilleures capacités de décélération, le point de décélération DECEL (où débute la décélération vers la vitesse d'approche) est positionné plus près de la destination et plus bas en altitude. Les moyens 13 à 15 précités du dispositif 1 permettent de limiter le nombre de segments géométriques longs et pentus pour réduire l'altitude du point DECEL. Toutefois, cette mise en oeuvre peut, dans certains cas, entraîner un effet négatif. En effet, en définissant un point DECEL à la fin d'un segment « idle » S1A, le segment S2A restant entre le point DECEL et la contrainte d'altitude CA1 suivante (dernier segment de la phase de vol de descente) peut, dans certaines situations, être trop pentu, comme représenté sur la figure 6A. Aussi, pour remédier à cet inconvénient, le dispositif 1 comprend des moyens 16 (qui font partie de l'unité de calcul 12) pour remplacer sur le profil P, si la détermination d'un segment S1A à régime moteur ralenti engendre directement en amont le calcul d'un segment géométrique S2A trop pentu, ces deux segments S1A et S2A par un segment géométrique S2B unique (qui n'est pas trop pentu) aussi loin que possible, comme représenté sur la figure 6B. Par ailleurs, en subdivisant de longs segments géométriques en de multiples segments géométriques, certains sont plus pentus que le segment d'origine et peuvent être trop pentus. Aussi, pour remédier à ce dernier inconvénient, le dispositif 1 comprend également des moyens 17 pour remplacer sur le profil P, si la détermination d'un segment géométrique S2C engendre directement en amont le calcul d'un segment géométrique S2D trop pentu (comme représenté sur la figure 7A), ces deux segments géométriques S2C et S2D par un segment géométrique S2E unique, comme représenté sur la figure 7B. Ce segment géométrique S2E unique a moins de risque d'être trop pentu. Par ailleurs, comme indiqué ci-dessus, le dispositif 1 permet de réduire l'altitude du point DECEL mais cette mise en oeuvre peut, dans certains cas, introduire des segments trop pentus. Au lieu d'essayer de supprimer ce type de segments (comme le font les moyens 16 et 17), le dispositif 1 comprend également des moyens 18 qui essaient de limiter la sévérité d'un segment trop pentu. Pour ce faire, ces moyens 18 remplacent un segment S1a à régime moteur ralenti en configuration lisse avec une répartition normale de l'énergie (segment S1a qui est générée de façon usuelle lorsqu'on est en présence d'un segment géométrique trop pentu (le long de SO)) comme représenté sur la figure 8, par un autre segment S113 à régime moteur ralenti pour lequel les aérofreins sont à moitié sortis. Ce segment S113 est calculé de façon usuelle en étant basé sur une répartition d'énergie entre l'énergie potentielle et l'énergie cinétique, qui donne une priorité à l'énergie potentielle. Les segments trop pentus sont sévères essentiellement lorsque la discontinuité d'altitude du profil vertical est trop importante. Ce segment Si13 est plus pentu que le segment S1a, ce qui diminue la discontinuité d'altitude qui passe de D1 pour S1a à D2 pour S113. Sur cette figure 8, on a également représenté un segment S1 y correspondant à un segment à régime moteur ralenti en configuration lisse avec une répartition de l'énergie donnant une priorité à l'énergie potentielle. REVENDICATIONS1. Procédé de détermination automatique d'un profil optimisé de descente et/ou d'approche pour un aéronef, procédé selon lequel le profil (P) comprend au moins l'un des segments suivants : un segment géométrique (S2) et un segment (S1) à régime moteur ralenti et est calculé vers l'arrière à partir d'un point de début de calcul, ledit procédé comprenant une étape consistant à déterminer un segment à régime moteur ralenti en cas d'absence de contrainte d'altitude et/ou de vitesse, caractérisé en ce qu'il comprend de plus des étapes consistant, en cas de présence d'au moins une contrainte d'altitude et/ou de vitesse, à réaliser de façon itérative la suite d'opérations suivante : - déterminer un segment (S1) à régime moteur ralenti jusqu'à la prochaine contrainte, avec un calcul vers l'arrière ; - vérifier si le segment (S1) à régime moteur ralenti ainsi déterminé satisfait cette contrainte, et : - si ledit segment (S1) ainsi déterminé satisfait cette contrainte, recommencer l'itération ; et - si ledit segment (S1) ainsi déterminé ne satisfait pas cette contrainte, calculer un segment géométrique (S2) et l'incorporer dans le profil (P) après le cas échéant un segment à régime moteur ralenti qui a satisfait les contraintes précédentes. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte une étape consistant, si la détermination d'un segment (S1A) à régime moteur ralenti engendre directement en amont, le calcul d'un segment géométrique (S2A) trop pentu, à remplacer sur le profil ces deux segments (S1A, S2A) par un segment géométrique unique (S2B). 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'il comporte une étape consistant, si la détermination d'un segment géométrique (S2C) engendre directement en amont, le calcul d'un segment géométrique (S2D) trop pentu, à remplacer sur le profil ces deuxsegments géométriques (S2C, S2D) par un segment géométrique unique (S2E). 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, selon lequel un segment géométrique de type trop pentu a été remplacé par un segment (S1a) à régime moteur ralenti en configuration lisse, caractérisé en ce qu'il comporte une étape consistant à remplacer ledit segment (S1a) à régime moteur ralenti en configuration lisse, par un autre segment (S1 3) à régime moteur ralenti pour lequel les aérofreins sont à moitié sortis. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit autre segment (Si)6 présente une répartition d'énergie avec une priorité donnée à l'énergie potentielle. 6. Dispositif de détermination automatique d'un profil optimisé de descente et/ou d'approche pour un aéronef, ledit profil (P) comprenant au moins l'un des segments suivants : un segment géométrique (S2) et un segment (S1) à régime moteur ralenti, ledit dispositif (1) étant configuré pour calculer ledit profil (P) de descente et/ou d'approche vers l'arrière à partir d'un point de début de calcul et comprenant au moins des moyens (5) pour déterminer un segment (S1) à régime moteur ralenti en cas d'absence de contrainte d'altitude et/ou de vitesse, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, une unité de calcul (12) destinée au moins à définir des segments sur le profil de descente et/ou d'approche et comprenant au moins les moyens suivants utilisés au moins en cas de présence d'au moins une contrainte d'altitude et/ou de vitesse : - des premiers moyens (13) pour déterminer un segment (S1) à régime moteur ralenti jusqu'à la prochaine contrainte, avec un calcul vers l'arrière ; - des deuxièmes moyens (14) pour vérifier si le segment (S1) déterminé par lesdits premiers moyens (13) satisfait cette contrainte, lesdits premiers moyens (13) déterminant un nouveau segment à régime moteur ralenti jusqu'à la prochaine contrainte, et ceci de façon itérative, si et tant que le segment obtenu satisfait les contraintes ; et- des troisièmes moyens (15) pour calculer, si lesdits deuxièmes moyens (14) considèrent qu'un segment (S1) à régime moteur ralenti ne satisfait pas une contrainte, un segment géométrique (S2) et pour l'incorporer dans le profil après le cas échéant un segment à régime moteur ralenti qui a satisfait les contraintes précédentes. 7. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (16) pour remplacer sur le profil deux segments (S1A, S2A) par un segment géométrique unique (S2B), si la détermination d'un segment (S1A) à régime moteur ralenti engendre directement en amont le calcul d'un segment géométrique (S2A) trop pentu. 8. Dispositif selon l'une des revendications 6 et 7, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (17) pour remplacer sur le profil deux segments géométriques (S2C, S2D) par un segment géométrique unique (S2E), si la détermination d'un segment géométrique (S2C) engendre directement en amont le calcul d'un segment géométrique (S2D) trop pentu. 9. Dispositif selon l'une des revendications 6 à 8, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (18) pour remplacer un segment (S1a) à régime moteur ralenti en configuration lisse, par un autre segment (Si 3) à régime moteur ralenti pour lequel les aérofreins sont à moitié sortis. 10. Système de gestion du vol d'un aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 6 à 9. 11. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 6 à 9. 12. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un système (4) de gestion du vol tel que celui spécifié sous la revendication 10.