FR 3010807 A1 20150320 FR 1358855 A 20130913 La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage. Lors d'une approche en vue d'un atterrissage, certains aéronefs suivent un premier mode de navigation dit « de performance », de type PBN (pour « Performance Based Navigation » en anglais), pendant une première phase ; puis dans une deuxième phase, ces aéronefs sont guidés avec des systèmes d'approche de type x-LS (pour « x-Landing System » en anglais). Le mode PBN est un type de navigation qui définit les opérations par rapport à des niveaux de performances spécifiés qui incluent une navigation latérale et une navigation verticale. Pour la navigation latérale, on définit un concept de couloir RNP (pour « Required Navigation Performance » en anglais). Il s'agit d'une surface qui s'étend des deux cotés de la trajectoire nominale dans laquelle l'aéronef doit rester avec une probabilité déterminée. On connaît notamment un couloir de précision avec une largeur de 2xRNP, dans lequel l'aéronef doit rester 95% du temps en conditions de vol nominales, ainsi qu'un couloir de confinement avec une largueur de 4xRNP, qui est associé à une probabilité de sortie du couloir par approche tant en conditions nominales qu'en cas de panne de 10-5 ou 10-7 selonla spécification de navigation. Dans ces couloirs, le terme RNP correspond à une valeur de l'exigence de précision. Pour la navigation verticale, on définit un couloir dit « BaroVNAV » sur les segments où l'asservissement de l'aéronef se fait sur un profil vertical de référence. Les exigences verticales ne concernent qu'un couloir de précision. Il s'agit d'une surface qui s'étend au-dessous et au-dessus de la trajectoire nominale dans laquelle l'aéronef doit rester pendant 99,7% du temps sans aucune panne. La demi-hauteur de ce couloir correspond à une valeur VTSE (pour « Vertical Total System Error » en anglais) requise pour des opérations BaroVNAV. Par ailleurs, la navigation x-LS est basée sur un mode de guidage angulaire de l'aéronef utilisant un faisceau horizontal et un faisceau vertical. L'intersection de ces faisceaux représente la trajectoire le long de laquelle l'aéronef doit être guidé jusqu'à la piste de manière adéquate pour un atterrissage sûr. Les faisceaux peuvent être physiquement définis par des signaux radioélectriques transmis depuis des stations du sol ou peuvent être virtuellement reconstruits à bord à partir d'informations contenues dans une base de données de navigation. Les modes x-LS utilisés sont, par exemple, un mode d'approche aux instruments relatif à un système d'atterrissage aux instruments de type ILS (pour "Instrument Landing System" en anglais), un mode d'approche aux instruments relatif à un système d'atterrissage à micro-ondes de type MLS (pour "Microwave Landing System" en anglais), ou un mode d'approche aux instruments relatif à un système d'atterrissage à GPS de type GLS (pour "GNSS Landing System" en anglais, GNSS signifiant "Global Navigation Satellite System" en anglais). Il existe donc un besoin de disposer d'une fonction qui permette d'effectuer des approches hybrides qui associent la flexibilité et la performance d'une trajectoire RNP et les minima de type x-LS à l'atterrissage, et notamment d'effectuer une transition automatique d'un asservissement sur le plan de vol PBN à un asservissement sur les faisceaux x-LS. En outre, certains modes x-LS permettent un atterrissage automatique, tel le mode ILS par exemple. Pour y parvenir, on doit définir un point caractéristique dit de transition, qui indique à l'aéronef le passage du mode de guidage PBN en phase initiale, au mode de guidage x-LS en phase terminale. Cependant, ce point de transition doit pouvoir être adapté à toutes les situations que rencontre l'aéronef, notamment à tous les modes d'approche xLS existants. Or il n'existe à ce jour aucun procédé ni dispositif capable de le définir à bord d'un aéronef. La seule possibilité connue est d'enregistrer dans une base de donnée, un point normalisé pour toutes les approches, qui ne serait cependant pas adapté à toutes les situations d'approche. La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient, et consiste en un procédé permettant à l'aéronef d'effectuer une transition automatique entre n'importe quel mode de navigation PBN vers n'importe quel mode d'approche x-LS, et ce quelle que soit la trajectoire d'approche. Plus précisément, elle concerne un procédé d'aide au pilotage d'un aéronef lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage, ladite phase d'approche étant relative à au moins l'un des plans suivants : un plan latéral et un plan vertical et comprenant : - une phase initiale en amont d'un point de transition, pendant laquelle l'aéronef est guidé dans au moins un couloir de vol selon un plan de vol prédéterminé, en respectant des contraintes de performance de navigation et de guidage ; et - une phase terminale entre ledit point de transition et l'atterrissage pendant laquelle l'aéronef est guidé suivant au moins un faisceau de guidage. Selon l'invention, ledit procédé du type comprenant une étape consistant à guider l'aéronef selon un premier mode de guidage pendant la phase initiale jusqu'au point de transition, puis à guider l'aéronef selon un deuxième mode de guidage pendant la phase terminale à partir dudit point de transition, est remarquable en ce qu'il comprend de plus les étapes suivantes, mises en oeuvre de façon automatique, et consistant : - à calculer les coordonnées dudit point de transition permettant de passer de la phase initiale à la phase terminale ; et - à inhiber, lors de l'approche, le second mode de guidage en amont dudit point de transition ainsi calculé. Ainsi, quel que soit le mode de guidage de la phase initiale et quel que soit celui de la phase terminale, au moins un point de transition est défini automatiquement grâce à un calcul qui est effectué à bord de l'aéronef. Le point de transition ainsi calculé peut-être adapté à toutes les situations de phase d'approche, comme précisé ci-dessous, ce qui permet de remédier à l'inconvénient précité. En outre, grâce à l'inhibition du deuxième mode de guidage jusqu'au point de transition, on évite de changer de mode de guidage prématurément. Même si l'aéronef reçoit un signal de type x-LS (relatif à un second mode de guidage), avant le point de transition, il continuera à opérer un mode de guidage PBN (premier mode de guidage), jusqu'au point de transition. En effet, il peut être nécessaire de suivre un couloir de vol défini et publié dans un mode de guidage PBN, jusqu'à un certain point avant de changer de mode de guidage et de trajectoire. Selon différents modes de réalisation de l'invention, qui pourront être pris individuellement ou en combinaison : ledit procédé comprend une étape consistant à calculer une trajectoire de convergence pour rejoindre ledit faisceau de guidage à partir du point de transition, si le faisceau de guidage n'est pas détectable par l'aéronef lors de l'approche à partir dudit point de transition, ou si les conditions d'engagement d'un mode de guidage de type x-LS ne sont pas remplies, l'aéronef étant guidé le long de cette trajectoire de convergence ; ledit point de transition est disposé sur le dernier segment du plan de vol avant la capture du faisceau de guidage ; ledit faisceau de guidage est un faisceau de guidage latéral, et le point de transition est un point de transition latéral défini dans le plan latéral ; - si l'enveloppe du faisceau de guidage est entièrement comprise dans le couloir de vol, les coordonnées du point de transition latéral sont calculées par projection orthogonale sur le plan de vol du point d'intersection entre une limite extérieure de l'enveloppe du faisceau de guidage et une limite extérieure du couloir de vol ; - si l'enveloppe du faisceau de guidage n'est pas entièrement comprise dans le couloir de vol, le point de transition est disposé à la fin du dernier segment d'un profil conforme au plan de vol suivi lors de la phase initiale, ledit profil comprenant une pluralité de segments successifs ; le procédé comprend des étapes consistant : - à calculer un premier point de transition latéral pour un couloir de précision ; - à calculer un second point de transition latéral pour un couloir de confinement ; - à sélectionner comme point de transition latéral à utiliser, celui qui est le plus proche de la piste d'atterrissage ; ledit faisceau de guidage est un faisceau de guidage vertical, et le point de transition est un point de transition vertical défini dans le plan vertical ; le point de transition vertical est disposé au début d'un dernier segment d'un profil conforme au plan de vol suivi lors de la phase initiale le point de transition est à la fois un point de transition vertical et un point de transition latéral ; le point de transition est disposé à la fin d'un dernier segment d'un profil conforme au plan de vol suivi lors de la phase initiale ; le déclenchement d'un guidage vertical relatif au deuxième mode de guidage est effectué après un déclenchement d'un guidage latéral relatif au deuxième mode de guidage. La présente invention concerne également à un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage. Ledit dispositif du type comportant un système de guidage configuré pour guider l'aéronef selon un premier mode de guidage pendant la phase initiale jusqu'au point de transition, puis à guider l'aéronef selon un deuxième mode de guidage pendant la phase terminale à partir du point de transition, est remarquable en ce qu'il comporte de plus un système de calcul configuré pour calculer automatiquement les coordonnées dudit point de transition, et en ce que le système de guidage est de plus configuré pour inhiber automatiquement le second mode de guidage en amont dudit point de transition lors de l'approche. L'invention se rapporte également à un aéronef, en particulier un aéronef de transport, comportant un tel dispositif d'aide au pilotage. 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 illustrant l'invention. La figure 2 est une représentation de dessus illustrant la position d'un point de transition latéral sur un segment courbe de la trajectoire d'un aéronef. La figure 3 est une représentation de dessus illustrant la position d'un point de transition latéral sur un segment droit de la trajectoire d'un aéronef. La figure 4 est une représentation de dessus illustrant la position d'un point de transition latéral pour un couloir de vol contenu dans une enveloppe de faisceau de guidage. La figure 5 une représentation de côté illustrant la position d'un point de transition vertical sur la trajectoire d'un aéronef. La figure 6 est une représentation de dessus illustrant la capture d'un faisceau latéral par un aéronef. La figure 7 est une représentation de côté illustrant la capture d'un faisceau vertical par un aéronef. Le dispositif 1 représenté schématiquement sur la figure 1, qui illustre l'invention, est un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef 14, lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage. Il comprend un système de guidage 2 et un système de calcul 3. Le système de calcul 3 envoie des données au système de guidage 2 qui donne des ordres de commande à des moyens de commande 4 usuels pour piloter l'aéronef 14. Ce dispositif 1 est embarqué à bord de l'aéronef 14, en particulier un avion de transport. Lors d'un atterrissage de l'aéronef 14, la phase d'approche présente une phase initiale P1 (figures 2 et 5) en amont d'un point de transition 15, 27, pendant laquelle l'aéronef 14 est guidé dans un couloir de vol 10 selon un plan de vol 9 prédéterminé, en respectant des contraintes de performance de navigation et de guidage, et une phase terminale P2 en aval dudit point de transition 15, 27, entre ledit point de transition 15, 27 et l'atterrissage sur une piste d'atterrissage 8, pendant laquelle l'aéronef 14 est guidé suivant au moins un faisceau de guidage. Le système de guidage 2 est configuré pour guider l'aéronef 14 selon un premier mode de guidage pendant la phase initiale P1 jusqu'au point de transition 15, 27, puis selon un deuxième mode de guidage pendant la phase terminale P2 à partir du point de transition 15, 27. Selon l'invention, ledit système de guidage 2 inhibe le second mode de guidage en amont dudit point de transition 15, 27. Le premier mode de guidage est un mode PBN tel que mentionné précédemment. On connaît deux types de spécifications pour la navigation, les spécifications qui expriment uniquement des exigences de performance, classifiées de type RNAV et les spécifications qui expriment en complément des moyens de surveillances et d'alertes à bord de l'aéronef 14, classifiées de type RNP. Les spécifications RNP permettent d'utiliser des segments courbes de type RF (pour « Radius to Fix » en anglais) dans les segments initiaux ou intermédiaires de l'approche. En outre, les spécifications de navigation PBN ont par exemple des valeurs RNP comprises entre 0,1 et 1 NM. Le second mode de navigation est un mode x-LS tel que mentionné précédemment. Les modes x-LS sont par exemple de type ILS, MLS, GLS, SLS, FLS, LOC/VNAV ou tout autre mode connu de l'homme du métier. Dans un mode de navigation de type ILS ou MLS par exemple, une ou plusieurs balises envoient un faisceau latéral 33 dit LOC (pour « LOCalizer » en anglais), pour guider l'aéronef 14 latéralement, et un faisceau vertical 21 dit G/S (pour « Glide Slope » en anglais), pour guider l'aéronef 14 verticalement. Pour passer du mode PBN au mode x-LS, la transition peut-être mise en oeuvre sur une portion droite de type TF vers TF (pour « Track to Fix » en anglais) avec toutes les spécifications de navigation PBN, ou sur une portion courbe de type RF vers TF avec seulement les spécifications de navigation de type RNP. On notera que les procédures et l'applicabilité des exigences PBN sont les suivantes : - tous les segments précédant le segment d'approche final peuvent avoir une spécification de navigation PBN attribuée ; - le segment d'approche finale est seulement soumis aux critères du type d'approche correspondant, dont ses exigences aéronef et ses critères de conception de procédure applicables. Par conséquent, il n'y a pas d'exigence PBN sur une approche finale de type non-PBN (par exemple ILS) ; - la manoeuvre de capture G/S faite à la fin du segment intermédiaire n'est soumise aux exigences PBN qu'au cas où ces exigences s'étendent au segment final ; - si l'interception du faisceau LOC est faite depuis un segment avec spécification de navigation de type RNP, ce segment peut être soit droit (TF), soit courbe (RF) ; - si l'interception du faisceau LOC est faite depuis un segment PBN avec une spécification de navigation de type RNAV, le segment peut seulement être droit (TF). Selon l'invention, le système de calcul 3 calcule automatiquement les coordonnées dudit point de transition 15, 27 et les fournit automatiquement au système de guidage 2 qui les utilise pour commander la transition automatique du premier mode de guidage au second mode de guidage. Le point de transition est disposé sur le dernier segment du plan de vol avant la capture du faisceau de guidage. Ainsi, la capture du faisceau x-LS n'intervient pas en amont de la zone de capture définie par la procédure publiée. Pour un faisceau latéral, l'aéronef 14 se trouve dans le « couloir RNP » de précision (2xRNP) 95% du temps quand il vole avec le mode de guidage associé à la navigation latérale par rapport au plan du vol (mode NAV). Sachant que le mode de guidage LOC* peut amener l'aéronef 14 à s'écarter de la trajectoire du plan de vol vers le faisceau LOC, l'inhibition d'un mode de capture du faisceau LOC (dit mode LOC*) et d'un mode de suivi du faisceau LOC (dit mode LOC) jusqu'au point à partir duquel le faisceau LOC est entièrement contenu dans le « couloir RNP », garantit que la trajectoire d'interception du faisceau LOC sera contenue dans le couloir. Les exigences PBN de précision sont respectées sur l'ensemble des segments de l'approche où elles s'appliquent. Pour un faisceau de guidage latéral 33 représenté sur les figures 2 à 4, le point de transition 15 est un point de transition latéral défini dans le plan latéral. Des termes d'erreur peuvent induire un écart entre le faisceau où l'aéronef 14 déterminerait une déviation LOC égale à zéro (LOC réel interprété par l'aéronef) et le faisceau LOC théorique. Deux termes d'erreur contribuant à cet écart sont identifiés ci-dessous : une erreur de la construction du faisceau LOC (LCE pour « LOC Construction Error » en anglais) et une erreur de la détermination de la déviation LOC (LDE pour « LOC Deviation Error » en anglais). On définit une enveloppe 13 correspondant à l'erreur totale TLE (pour « Total LOC Error » en anglais), qui comprend les deux erreurs précitées. Les coordonnées du point de transition latéral 15 sont calculées, comme représenté sur la figure 2, par projection orthogonale sur le plan de vol 9 du point d'intersection 12 entre une limite extérieure 13A de l'enveloppe 13 (d'erreur) du faisceau de guidage 33 et une limite extérieure 11 du couloir de vol 10 de largeur L. Les coordonnées du point de transition latéral 15 sont calculées de cette manière seulement si l'enveloppe 13 du faisceau 33 est entièrement comprise dans le couloir de vol 10. Pour un dernier segment courbe, l'aéronef 14 suivant un virage avec une transition RF-TF, le point d'intersection 12 est sur la limite extérieure 11 au virage du « couloir RNP », tel que représenté sur la figure 2. Pour un dernier segment droit représenté sur la figure 3, lors d'une transition TF-TF, le point d'intersection 12 est sur un côté d'un segment droit du couloir de vol 10. Dans le cas où l'enveloppe 13 du faisceau 33 n'est pas entièrement comprise dans le couloir de vol 10, et où c'est le couloir de vol 10 qui est compris dans l'enveloppe 13 du faisceau 33, comme illustré sur la figure 4, le point de transition 15 est disposé à la fin du dernier segment PBN conforme au plan de vol 9 PBN, car il n'existe pas de point d'intersection. Ceci peut notamment se produire avec les modes ILS ou MLS. Dans le cas d'une approche le long d'un couloir de vol 10 correspondant à un couloir de confinement, le système de calcul 3 calcule un nouveau point de transition latéral 15 en appliquant la même méthode que celle précitée pour un couloir de précision. Dans ce cas, le couloir de confinement 9 est plus large (4xRNP), et la valeur de l'erreur totale TLE a une probabilité associée au couloir de confinement. Le point de transition latéral 15 qui est choisi par le système de guidage 2 est celui qui est le plus proche de la piste d'atterrissage 8, entre le point de transition calculé pour un couloir de confinement et le point de transition calculé pour un couloir de précision. Ainsi, les exigences PBN de confinement latéral sont respectées tant en cas nominal pour une précision à 95%, qu'en cas de panne (intégrité de 10-7) sur l'ensemble des segments d'approche où elles s'appliquent. Pour un faisceau de guidage vertical 21, représenté sur la figure 5, le point de transition est un point de transition vertical 27 défini dans le plan vertical. L'aéronef 14 suit un plan de vol 19 en mode PBN, et un faisceau vertical 21 est généré. Le point de transition vertical 27 est disposé au début du dernier segment 20 du plan de vol 19. Ainsi, les exigences PBN de précision sont respectées sur l'ensemble des segments de l'approche où elles s'appliquent. Dans un autre mode de réalisation, non représenté, le point de transition est à la fois un point de transition vertical et un point de transition latéral. Ce point de transition est disposé à la fin du dernier segment d'un profil conforme au plan de vol PBN. Le fait que l'engagement des modes xLS ne soit pas permis avant la fin de la partie PBN implique que la capture du faisceau LOC sera normalement décalée par rapport au mode de réalisation précédent. Pour les deux modes de réalisation, le système de guidage 2 calcule une trajectoire de convergence latérale 17 et/ou verticale 28 pour rejoindre ledit faisceau de guidage 21, 33 à partir du point de transition 15, 27, si le faisceau de guidage 21, 33 n'est pas détectable par l'aéronef, à partir dudit point de transition 15, 27, ou si les conditions d'engagement d'un mode de guidage de type x-LS ne sont pas remplies. Le comportement des modes de guidage associés à la capture du faisceau LOC (mode LOC*) et au suivi du faisceau LOC (mode LOC) est le suivant : - si le mode LOC* est armé mais les conditions de capture ne sont pas remplies, un mode de capture auxiliaire existe, un mode de convergence guide l'aéronef vers le faisceau LOC en commandant une trajectoire rectiligne avec un angle de convergence de 20°. L'engagement du mode LOC* peut amener l'aéronef à s'écarter de la trajectoire NAV pour converger plus rapidement vers le faisceau LOC ; - - une fois que l'aéronef est établi sur le faisceau en mode LOC, l'erreur de guidage est négligeable par rapport à la largeur du « couloir RNP » ; - l'engagement du mode LOC* est nécessaire pour l'engagement des modes G/S. Concernant le guidage latéral, représenté sur la figure 6, l'écart entre la position réelle 18 de l'aéronef 14 et le faisceau LOC 33 peut être suffisamment grand pour ne pas rentrer dans les conditions d'engagement du mode LOC* lorsque l'inhibition est levée. De plus, la géométrie des transitions RF-TF amène de potentiels problèmes de capture, car le segment RF amène l'aéronef 14 parallèlement au faisceau LOC. Si la trajectoire de l'aéronef 14 après la levée de l'inhibition des modes x-LS ne permet pas l'engagement du mode LOC*, une manoeuvre doit être commandée pour intercepter le faisceau LOC 33, en mettant en oeuvre un mode de guidage dit mode de convergence. Pour le déclenchement du mode de convergence, on prend en compte les deux conditions A et B suivantes : La condition A est vérifiée lorsque à la fois : - le mode LOC est armé au moins pendant 3 secondes et le mode LOC* ne s'engage pas ; - il existe une piste de destination dans le plan du vol avec une procédure d'atterrissage associée de type LOC, ILS, MLS, GLS, IGS, LDA, SDF ; - le mode NAV est engagé ; - la fréquence (ou canal LS) sélectionnée est égale à celle associée à la piste de destination ; et - l'aéronef est à moins de 20 NM de la station LOC. La condition B est vérifiée lorsque la relation suivante est satisfaite : I TKAC + 0.7 * PHI - TKLOC I > 20°, dans laquelle : - TKAC est la route courante de l'aéronef 14 ; - PHI est l'angle de roulis courant de l'aéronef 14 ; et - TKLOC est le cap du faisceau LOC de l'approche sélectionnée. Si les conditions A et B sont remplies, le mode de guidage actuel est gardé jusqu'à ce que le mode LOC* s'engage. Si la condition A est remplie mais la condition B ne l'est pas, l'aéronef 14 capture et garde une route spécifiée jusqu'à ce que le mode LOC* s'engage. Cette route est définie comme suit : TKSEL = TKLOC + EPS * 20°, où EPS = +1 si LOC DEV 0 et EPS = -1 si LOC DEV Concernant le mode de convergence, on peut observer qu'il ne s'applique pas aux approches pour lesquelles les modes SLS ou FLS sont utilisés. Un premier changement consiste à modifier la condition A précitée pour inclure tous les modes d'approche associés à une fonction x-LS. Le calcul du point de transition latéral prend comme hypothèse que le mode LOC* ne peut faire s'écarter l'aéronef 14 de la trajectoire NAV que pour faire converger l'aéronef 14 plus rapidement vers le faisceau LOC 33. De ce fait, le comportement du mode de convergence doit aussi être conforme à cette hypothèse. Par contre, le mode de convergence peut commander la trajectoire d'interception à 20° quand l'angle de la trajectoire NAV est encore supérieur à 20°, ce qui ferait diverger l'aéronef de la trajectoire du plan de vol. La loi du mode de convergence est modifiée pour assurer un angle d'interception, toujours égal ou supérieur à l'angle courant de la trajectoire NAV. La modification intervient sur la définition du terme TKSEL de la logique présentée précédemment : TKSEL = TKLOC + EPS * MAX (20° ; I TKAC - TKLOC I ) Avec cette modification, la loi du mode de convergence assure la capture du faisceau LOC en respectant la validité du point de transition latéral pour le respect du « couloir RNP ». Ainsi, sur la figure 6, lorsque l'aéronef 14 arrive sur la position réelle 18 suivant la trajectoire de vol réelle 30 au lieu de la trajectoire 9, il rejoint le faisceau LOC 33 plus rapidement, en suivant le segment 17 avec un angle 13 entre le faisceau 33 et le segment 17, supérieur à 20° grâce au mode de convergence LOC modifié. Avec un mode de convergence LOC usuel, l'aéronef aurait suivi le segment 16 avec un angle a de 20° entre le faisceau 33 et ce segment 16. Par conséquent, la capture du faisceau LOC 33 se produit suffisamment en amont du seuil 8A de la piste 8. Concernant la transition en navigation verticale représentée sur la figure 7, un faisceau vertical de type G/S est généré dans le plan vertical. Des écarts peuvent exister entre le profil vertical réel 26 volé par l'aéronef 14 et le profil du plan de vol 19, ainsi qu'entre un faisceau G/S publié 21 et un faisceau 31 que l'aéronef 14 déterminerait avec une déviation G/S égale à O. Ces écarts peuvent empêcher la capture appropriée du faisceau G/S en fonction de la géométrie de la procédure. Le profil vertical lors de la navigation PBN peut être éloigné du profil nominal à cause de deux effets principaux : - une erreur totale du système BaroVNAV (de type VTSE pour « Vertical Total System Error » en anglais) ; et - une erreur due aux conditions atmosphériques différentes de celles de l'atmosphère standard ISAD (pour « International Standard Atmosphere Deviation » en anglais), notamment à cause d'un écart de température. Comme pour la transition latérale, il peut exister un écart entre le faisceau G/S publié 21 et le faisceau G/S 31 tel qu'interprété par l'aéronef 14, composé des termes d'erreur suivants : - une erreur de construction du faisceau G/S (de type GCE pour « G/S Construction Error » en anglais), et - une erreur de détermination de la déviation G/S (de type GDE pour « G/S Deviation Error » en anglais). L'enveloppe 25 du faisceau G/S 21 publié tient compte de l'erreur totale TGE (pour « Total G/S Error » en anglais), qui comprend les deux erreurs précédentes. Pour s'assurer que le faisceau G/S est capturé assez en amont de la piste 8 pour des atterrissages automatiques, le mode de guidage G/S doit être engagé au plus tard à une hauteur de 1000 pieds par rapport à la piste 8. En outre, le mode de convergence commande, à partir du point de transition 27, une trajectoire 28 convergeant plus rapidement vers le faisceau G/S 31, lorsque les conditions suivantes sont simultanément remplies : - le mode de guidage LOC* est engagé, - le mode de guidage G/S est armé, - l'engagement des modes de guidage G/S est autorisé, et - le point nominal de capture du faisceau G/S est traversé sans engagement du mode GIS*, qui est le mode usuel de capture. Ainsi, une trajectoire 28 convergeant vers le faisceau G/S 31 est commandée avec une pente entre 0° et -6°, en fonction de l'angle du faisceau G/S publié, de la déviation G/S mesurée, et de la capacité de perte d'énergie de l'aéronef 14. En particulier, si l'aéronef 14 est en-dessous du faisceau G/S 31, l'angle de descente commandé est inferieur à celui du faisceau G/S, alors que si l'aéronef 14 est au-dessus du faisceau G/S 31, l'angle sera supérieur à celui du faisceau G/S. Cela permet d'assurer la capture du faisceau G/S à une hauteur adéquate même si le mode normal de capture GIS* n'est pas engagé en commençant le segment d'approche final. Dans tous les cas, le déclenchement de la navigation verticale selon le mode de guidage x-LS est effectué après le déclenchement de la navigation latérale. REVENDICATIONS1. Procédé d'aide au pilotage d'un aéronef (14) lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage, ladite phase d'approche étant relative à au moins l'un des plans suivants : un plan latéral et un plan vertical et comprenant : - une phase initiale (P1) en amont d'un point de transition (15, 27), pendant laquelle l'aéronef (14) est guidé dans au moins un couloir de vol (10) selon un plan de vol (9) prédéterminé, en respectant des contraintes de performance de navigation et de guidage ; et - une phase terminale (P2) entre ledit point de transition (15, 27) et l'atterrissage pendant laquelle l'aéronef (14) est guidé suivant au moins un faisceau de guidage (33, 21), ledit procédé comprenant une étape consistant à guider l'aéronef (14) selon un premier mode de guidage pendant la phase initiale (P1) jusqu'au point de transition (15, 27), puis à guider l'aéronef (14) selon un deuxième mode de guidage pendant la phase terminale (P2) à partir dudit point de transition (15, 27), caractérisé en ce qu'il comprend de plus les étapes suivantes, mises en oeuvre de façon automatique, et consistant : - à calculer les coordonnées dudit point de transition (15, 27) permettant de passer de la phase initiale (P1) à la phase terminale (P2) ; et - à inhiber lors de l'approche, le second mode de guidage en amont dudit point de transition (15, 27) ainsi calculé. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend une étape consistant à calculer une trajectoire de convergence (17, 28) pour rejoindre ledit faisceau de guidage à partir du point de transition (15, 27), si le faisceau de guidage n'est pas détectable par l'aéronef (14) lors de l'approche, à partir dudit point de transition (15, 27), ou si les conditions d'engagement d'un mode de guidagede type x-LS ne sont pas remplies, l'aéronef (14) étant guidé le long de cette trajectoire de convergence (17, 28). 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le point de transition (15, 27) est disposé sur le dernier segment (20) du plan de vol (9) avant la capture du faisceau de guidage (33, 21). 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit faisceau de guidage (33) est un faisceau de guidage latéral, et le point de transition (15) est un point de transition latéral défini dans le plan latéral. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que, si l'enveloppe (13) du faisceau de guidage (33) est entièrement comprise dans le couloir de vol (10), les coordonnées du point de transition latéral (15) sont calculées par projection orthogonale sur le plan de vol (9) du point d'intersection (12) entre une limite extérieure (13A) de l'enveloppe (13) du faisceau de guidage (33) et une limite extérieure (11) du couloir de vol (10). 6. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que, si l'enveloppe (13) du faisceau de guidage (33) n'est pas entièrement comprise dans le couloir de vol (10), le point de transition (15) est disposé à la fin du dernier segment d'un profil conforme au plan de vol (9) suivi lors de la phase initiale (P1), ledit profil comprenant une pluralité de segments successifs. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend des étapes consistant : - à calculer un premier point de transition latéral pour un couloir de précision ; - à calculer un second point de transition latéral pour un couloir de confinement ; et - à sélectionner comme point de transition latéral (15) à utiliser, celui qui est le plus proche de la piste d'atterrissage (8). 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que ledit faisceau de guidage est un faisceau de guidage vertical (21), et le point de transition (27) est un point de transition vertical défini dans le plan vertical. 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que le point de transition vertical (27) est disposé au début d'un dernier segment (20) d'un profil conforme au plan de vol (9) suivi lors de la phase initiale. 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le point de transition est à la fois un point de transition vertical et un point de transition latéral. 11. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que le point de transition est disposé à la fin d'un dernier segment d'un profil conforme au plan de vol (9) suivi lors de la phase initiale. 12. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le déclenchement d'un guidage vertical relatif au deuxième mode de guidage est effectué après un déclenchement d'un guidage latéral relatif au deuxième mode de guidage. 13. Dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef (14) lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage, ladite phase d'approche présentant : - une phase initiale (P1) en amont d'un point de transition (15, 27), pendant laquelle l'aéronef (14) est guidé dans au moins un couloir de vol (10) selon un plan de vol (9) prédéterminé, en respectant des contraintes de performance de navigation et de guidage ; et - une phase terminale (P2) entre ledit point de transition (15, 27) et l'atterrissage pendant laquelle l'aéronef (14) est guidé suivant au moins un faisceau de guidage (33, 21), ledit dispositif (1) étant embarqué sur l'aéronef (14) et comportant un système de guidage (2) configuré pour guider l'aéronef (14) selon un premier mode de guidage pendant la phase initiale (P1) jusqu'au point de transition (15, 27), 3010 80 7 19 puis à guider l'aéronef (14) selon un deuxième mode de guidage pendant la phase terminale (P2) à partir du point de transition (15, 27), caractérisé en ce qu'il comporte de plus un système de calcul (3) configuré pour calculer automatiquement les coordonnées dudit point de transition (15, 5 27), et en ce que le système de guidage (2) est de plus configuré pour inhiber automatiquement le second mode de guidage en amont dudit point de transition (15, 27) lors de l'approche. 14. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) d'aide au pilotage d'un 10 aéronef (14), tel que celui spécifié sous la revendication 13.