FR 3005759 A1 20141121 FR 1354469 A 20130517 05 759 1 La présente invention concerne un procédé et un dispositif de détermination automatique d'un profil d'approche optimisé 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 du type d'approche, d'un point usuel (tel qu'un « missed approach point » ou un « final end point ») et ceci jusqu'au dernier 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 jusqu'à la vitesse d'approche finale (VAPP) atteinte généralement à une hauteur de 1000 pieds au-dessus du sol. Pour calculer le profil d'approche, le système FMS considère que le point de décélération DECEL est atteint en configuration lisse à la vitesse limite (généralement à 250 noeuds) ou à une vitesse plus faible si des contraintes existent avant le point DECEL. Puis : 3005 759 2 - des séquences de changement de configuration aérodynamique sont mises en oeuvre avec notamment une sortie des becs et des volets ; - la configuration d'atterrissage est appliquée et la vitesse VAPP est atteinte à 1000 pieds au-dessus du sol. 5 Par ailleurs, le système FMS associe, de façon usuelle, un type à chaque segment défini dans le profil vertical. En fonction des performances de l'aéronef, de l'état de l'aéronef et de conditions externes (masse, centre de gravité, altitude, vitesse, conditions de vent et de température,...) et de la pente du segment considéré, l'aéronef présente une certaine capacité de 10 décélération le long d'un segment géométrique. La capacité de décélération définit le type de segment géométrique : - si la pente du segment 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 15 airbrake » en anglais) ; - si la pente du segment 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 20 - si la pente du segment 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). Le type de segment est évalué à chaque contrainte d'altitude, et aux 25 changements de configuration aérodynamique, notamment à la transition de la configuration lisse à la configuration 1 et à la transition de la configuration 1 à la configuration 2 (pour une pente donnée, un segment peut être à « freinage lisse » en configuration 2 et à « aérofreins à moitié sortis » en configuration 1). 30 Un segment trop pentu entraîne une discontinuité verticale. Dans ce cas, le système FMS indique que, en considérant la performance de l'aéronef, le segment ne peut pas être volé, même avec les aérofreins sortis à moitié, et il laisse au pilote le choix de réaliser l'action appropriée pour résoudre ce problème (sortir davantage les aérofreins, anticiper le changement de configuration ou la sortie du train d'atterrissage). Toutefois, d'un point de vue opérationnel, une discontinuité verticale devrait être évitée autant que possible principalement en phase d'approche. Pour remédier à ce problème, de façon usuelle, lorsqu'un segment trop pentu est généré en raison de la position du point de changement de configuration durant le calcul du profil d'approche vers l'arrière, le système FMS prévoit que la configuration courante et la vitesse courante sont maintenues (vers l'arrière) jusqu'à la fin du segment. Il en résulte que : - un segment à vitesse constante est créé ; - un segment trop pentu est évité ; et - le point DECEL est positionné plus haut et plus loin de la destination, comparé au profil sans modification de configuration anticipée (ou « différé » dans le calcul vers l'arrière). Un changement anticipé de configuration aérodynamique crée de meilleures capacités de décélération le long du segment. Ce changement prévient l'apparition d'un segment trop pentu, mais augmente l'altitude du changement de configuration et ainsi l'altitude du point DECEL. Avec la logique précédente utilisée par le système FMS pour calculer le profil d'approche, lorsque la vitesse de changement de configuration (VCC) de la configuration actuelle à la configuration suivante est atteinte, le point de changement de configuration est positionné dans le profil et le type de segment est défini. Si en fonction de la position du point de changement de configuration et de contrainte(s) d'altitude, un segment trop pentu est prévu, une logique de changement de configuration anticipée s'applique. La configuration suivante (ou aval) est maintenue (dans le calcul vers l'arrière) et une vitesse constante est maintenue. Un tel segment de vitesse constante (potentiellement très long) est la cause majeure du positionnement du point DECEL à haute altitude. 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 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 le profil d'approche comprend une suite de segments et des positions de changement de configuration aérodynamique et est calculé vers l'arrière à partir d'un point de début de calcul, ledit procédé comprenant au moins une étape consistant à évaluer le type d'un segment, est remarquable en ce qu'il comprend, de plus, une suite d'étapes destinée au moins à définir sur le profil d'approche des positions de changement de configuration aérodynamique et comprenant des étapes consistant, pour chaque changement de configuration, à : A/ durant le calcul vers l'arrière du profil d'approche, avec une modification continue de la vitesse, si une vitesse prédéterminée (de type VCC par exemple) dite de changement de configuration d'une configuration amont à une configuration aval suivante est atteinte, évaluer le type du segment en amont de ladite position dite première position, et : B1/ si la pente du segment en amont de ladite première position est d'un type autorisé, positionner le changement de configuration à cette première position correspondant à ladite vitesse de changement de configuration ; et B2/ si le segment en amont de ladite première position est d'un type défendu, maintenir ladite configuration suivante vers l'arrière au plus jusqu'à ce que le profil de vitesse correspondant atteint une vitesse limite (Vlim), ladite vitesse limite étant égale à une vitesse maximale de changement de configuration (de type VFE par exemple) moins une marge (A) prédéterminée ; et B2a/ évaluer le type du segment en amont de ladite position dite seconde position, et : - si le segment en amont de ladite seconde position est d'un type autorisé, positionner le changement de configuration à cette seconde position correspondant à ladite vitesse limite ; et - si ledit segment en amont de ladite seconde position est (toujours encore) d'un type défendu, appliquer une logique de maintien de la vitesse courante et ajouter un segment (usuel) à vitesse constante à partir de ladite seconde position jusqu'à la position amont dudit segment en amont dite troisième position, et positionner le changement de configuration à cette troisième position. Ainsi, grâce à l'invention, on prévoit une vitesse de changement de configuration qui est flexible (et qui n'est plus limitée à la seule vitesse prédéterminée « de changement de configuration » standard de type VCC) pour éviter des segments dits défendus (ou non autorisés), notamment des segments trop pentus, en assurant une accélération continue durant le calcul vers l'arrière du profil d'approche, au lieu d'appliquer une logique usuelle de changement de configuration anticipée introduisant un segment à vitesse constante. Ainsi, on tient compte de la capacité de décélération relativement élevée qui peut être obtenue dans une configuration donnée entre la vitesse de changement de configuration standard (VCC) et ladite vitesse limite. De même que pour ladite logique usuelle, la configuration courante est maintenue de sorte qu'un segment trop pentu est évité. Toutefois, à l'inverse de cette logique usuelle, le point DECEL n'est pas déplacé vers les hautes altitudes et les longues distances de la destination. La traînée augmentée générée par l'extension anticipée de la configuration permet de débuter la décélération vers la vitesse d'approche plus tard qu'avec la solution usuelle. Par conséquent, comme le profil d'approche ainsi obtenu 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. Dans le cadre de la présente invention, un segment est considéré comme étant d'un type défendu (c'est-à-dire non autorisé) s'il est évalué, de façon usuelle, comme étant un segment dit trop pentu (« too step » en anglais) et/ou un segment dit à aérofreins à moitié sortis (« half airbrake » en anglais), en fonction du mode de mise en oeuvre envisagé. Dans un premier mode de réalisation simplifié, à l'étape B2/, ladite configuration suivante est simplement maintenue vers l'arrière jusqu'à ce que le profil de vitesse correspondant atteint ladite vitesse limite Vlim (Vlim=VFE- A). En outre, dans un second mode de réalisation, ladite étape B2/ comprend des sous-étapes consistant à réaliser, de façon itérative, la suite d'opérations suivantes : - maintenir ladite configuration suivante vers l'arrière jusqu'à ce que le profil de vitesse correspondant atteint une vitesse limite auxiliaire, ladite vitesse limite auxiliaire étant égale à la somme de la vitesse de changement de configuration (de type VCC par exemple) et d'une vitesse additionnelle égale au produit N.VO, N étant un entier qui vaut 1 à la première itération et qui est incrémenté de 1 à chaque nouvelle itération et VO étant un intervalle de vitesse ; - évaluer le type du segment en amont de la position dite position auxiliaire correspondant à la vitesse limite auxiliaire représentative de l'itération en cours, et : - si le segment en amont de ladite position auxiliaire est d'un type autorisé, positionner le changement de configuration à cette position auxiliaire ; et - si ledit segment en amont de ladite position auxiliaire est toujours d'un type défendu, recommencer l'itération, les itérations étant répétées au plus jusqu'à ce que la vitesse limite auxiliaire qui est augmentée de l'intervalle de vitesse VO à chaque itération, atteigne ladite vitesse limite (VFE-4). De préférence, ledit intervalle de vitesse VO est égal au quotient de la différence entre la vitesse limite et la vitesse (VCC) de changement de configuration, par un entier prédéterminé. La présente invention concerne également un dispositif de détermination automatique d'un profil d'approche optimisé pour un aéronef, ledit profil d'approche comprenant une suite de segments et des positions de changement de configuration aérodynamique. Selon l'invention, ledit dispositif du type configuré pour calculer ledit profil d'approche vers l'arrière à partir d'un point de début de calcul et comprenant au moins des moyens pour évaluer le type d'un segment, est remarquable en ce qu'il comporte, de plus, une unité de calcul destinée au moins à définir sur le profil d'approche des positions de changement de configuration aérodynamique et comprenant au moins les moyens suivants utilisés lors de chaque changement de configuration : - des premiers moyens pour positionner le changement de configuration à une première position correspondant à une vitesse prédéterminée dite de changement de configuration d'une configuration amont à une configuration aval suivante, si le segment en amont de ladite première position est d'un type autorisé ; - des deuxièmes moyens pour maintenir ladite configuration suivante vers l'arrière au plus jusqu'à ce que le profil de vitesse correspondant atteint une vitesse limite, si ledit segment en amont de ladite première position est d'un type défendu (c'est-à-dire non autorisé), ladite vitesse limite étant égale à une vitesse maximale de changement de configuration moins une marge prédéterminée ; - des troisièmes moyens pour positionner le changement de configuration à une seconde position correspondant à ladite vitesse limite, si le segment en amont de ladite seconde position est d'un type autorisé ; et - des quatrièmes moyens pour appliquer une logique de maintien de la vitesse courante et ajouter un segment à vitesse constante à partir de ladite seconde position jusqu'à la position amont dudit segment en amont dite troisième position, et positionner le changement de configuration à ladite troisième position, si ledit segment en amont de ladite seconde position est (toujours encore) d'un type défendu. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits deuxièmes moyens comportent : - des moyens pour maintenir ladite configuration suivante vers l'arrière jusqu'à ce que le profil de vitesse correspondant atteint une vitesse limite auxiliaire, ladite vitesse limite auxiliaire étant égale à la somme de la vitesse de changement de configuration et d'une vitesse additionnelle égale au produit N.VO, N étant un entier qui vaut 1 à la première itération et qui est incrémenté de 1 à chaque nouvelle itération et VO étant un intervalle de vitesse ; - des moyens pour positionner le changement de configuration à une position auxiliaire correspondant à la vitesse limite auxiliaire représentative de l'itération en cours, si le segment en amont de ladite position auxiliaire est d'un type autorisé ; et - des moyens pour recommencer l'itération si ledit segment en amont de ladite position auxiliaire est toujours d'un type défendu, lesdites itérations étant répétées au plus jusqu'à ce que la vitesse limite auxiliaire qui est augmentée de l'intervalle de vitesse VO à chaque itération, atteigne ladite vitesse limite. 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. La figure 3 est un schéma permettant d'expliquer l'invention. La figure 4 est un schéma permettant d'expliquer un mode de réalisation particulier de l'invention. La figure 5 illustre schématiquement un mode de réalisation particulier de moyens du dispositif. Le dispositif 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d'illustrer l'invention, est destiné à déterminer automatiquement un profil d'approche PA 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 PD, suivie d'une phase d'approche PH2 entre ce point DECEL et un seuil 3 de la piste 2, selon un profil d'approche PA. De façon usuelle, ce profil d'approche PA comprend, comme représenté sur les figures 3 et 4 : - un profil d'approche intermédiaire PA1 du point de décélération DECEL vers un point DO (par exemple un point FAF (« Final Approach Fix » en anglais) ou un point FAP (« Final Approach Point » en anglais)). Le long de ce profil intermédiaire PA1, 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. Ce profil d'approche intermédiaire PA1 comprend une suite de segments et des positions de changement de configuration aérodynamique, comme représenté sur les figures 3 et 4 et précisé ci-dessous ; et - un profil d'approche final PA2 à partir du point DO (FAF ou FAP) jusqu'au seuil 3 de la piste 2 (ou à un point usuel tel qu'un « missed approach point » ou un « final end point »). Ce profil d'approche final PA2 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 évaluer le type d'un segment du profil PA, qui peut être : - un segment dit à « configuration lisse » (« clean airbrake » en anglais) ; - un segment dit à « aérofreins à moitié sortis » (« half airbrake » en anglais) ; OU - un segment dit « trop pentu » (« too step » en anglais). 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 notamment le profil PA calculé, via une liaison 11, à des moyens ou systèmes utilisateurs usuels, par exemple des calculateurs ou des 3005 75 9 11 afficheurs (non représentés), dont certains peuvent faite partie du dispositif 1 et/ou du système 4. Le dispositif 1 est configuré pour calculer, de façon usuelle, ledit profil d'approche PA vers l'arrière à partir du seuil de la piste ou d'un point usuel (tel 5 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 réaliser le calcul d'un profil d'approche PA optimisant la position du point DECEL de début de la décélération vers la vitesse d'approche et la séquence de modifications de la 10 configuration aérodynamique (braquage des becs et volets notamment), ledit dispositif 1 comporte, de plus, une unité de calcul 12 qui est destinée au moins à définir sur le profil d'approche PA des positions de changement de configuration aérodynamique. Cette unité de calcul 12 comprend au moins les moyens suivants qui sont notamment utilisés lors de chaque changement de 15 configuration, entre une configuration amont Ci (par exemple une configuration de type lisse, 1, 2, ...) et une configuration directement en aval Ci+1 (par exemple une configuration de type 1, 2,...) : - des moyens 13 pour positionner le changement de configuration à une première position PO correspondant à une vitesse prédéterminée usuelle VCC 20 dite de changement de configuration d'une configuration amont Ci à une configuration aval Ci+1 suivante, si le segment en amont de ladite première position PO est d'un type autorisé (ledit segment étant évalué par les moyens 5 qui font par exemple partie de l'unité 12) ; - des moyens 14A, 14B pour maintenir ladite configuration suivante Ci+1 vers 25 l'arrière au plus jusqu'à ce que le profil de vitesse correspondant VA atteint une vitesse limite Vlim, si ledit segment en amont de ladite première position PO est d'un type défendu. La vitesse limite Vlim est égale à une vitesse maximale de changement de configuration de type VFE moins une marge prédéterminée A ; 30 - des moyens 15 pour positionner le changement de configuration à une seconde position P1 correspondant à ladite vitesse limite Vlim, si le segment S1 en amont de ladite seconde position P1 est d'un type autorisé (comme représenté dans l'exemple de la figure 3) ; et - des moyens 16 pour appliquer une logique de maintien de la vitesse courante (telle que mise en oeuvre par des moyens usuels 17) et ajouter un segment usuel à vitesse constante à partir de ladite seconde position P1 jusqu'à la position amont dudit segment en amont dite troisième position, et positionner le changement de configuration à ladite troisième position P1, si ledit segment en amont de ladite seconde position P1 est d'un type défendu. Dans le cadre de la présente invention, un segment est considéré comme étant d'un type défendu (c'est-à-dire non autorisé), s'il est évalué, de façon usuelle (à l'aide des moyens 5), comme étant un segment dit trop pentu (« too step » en anglais) et/ou un segment dit à aérofreins à moitié sortis (« half airbrake » en anglais), en fonction du mode de mise en oeuvre envisagé. De façon usuelle, les vitesses VCC et VFE sont connues et sont, soit stockées dans l'unité 12, soit reçues des moyens 8. Plus précisément : - VCC est la vitesse standard de changement de configuration (entre deux configurations particulières données Ci et Ci+1). VCC dépend donc du changement de configuration envisagé (par exemple d'une configuration lisse à d'une configuration de type 1) ; - VFE est la vitesse maximale de changement de configuration (entre deux configurations particulières données Ci et Ci+1). Elle correspond à une limitation structurelle de l'aéronef AC et dépend donc également du changement de configuration envisagé ; et - Vlirn = VFE-A, A étant une marge de vitesse prédéterminée, par exemple de l'ordre de quelques noeuds, pour ne pas atteindre la vitesse maximale VFE. Sur les figures 3 et 4, on a représenté deux graphiques comprenant : - une échelle d'altitude A ; - une échelle de distance D par rapport à la destination ; et - une échelle de vitesse V, avec une courbe ou profil VA illustrant la vitesse de l'aéronef AC en fonction de l'altitude A et de la distance D. Sur cette échelle de vitesse V, on a représenté : - la vitesse Vlim (figure 3) ; et - la vitesse VCC. Sur ces figures 3 et 4, on a également mis en évidence des contraintes d'altitude CA. Dans un mode de réalisation simplifié de base (comprenant les moyens 14A), ladite configuration suivante Ci+1 est simplement maintenue vers l'arrière jusqu'à ce que le profil de vitesse VA correspondant atteint ladite vitesse limite Vlim (figure 3). L'unité de calcul 12 réalise donc, de façon itérative, la suite d'opérations suivante : A/ durant le calcul vers l'arrière du profil d'approche PA, avec une modification continue de la vitesse, si une vitesse VCC de changement de configuration d'une configuration amont Ci à une configuration aval Ci+1 suivante est atteinte, évaluer le type du segment en amont de la position correspondante P0, et : B1/ si la pente du segment en amont de ladite position PO est d'un type autorisé, positionner le changement de configuration (de Ci à Ci + 1) à cette position PO correspondant à ladite vitesse de changement de configuration VCC ; et B2/ si le segment en amont de ladite position PO est d'un type défendu, maintenir ladite configuration suivante vers l'arrière au plus jusqu'à ce que le profil de vitesse PV atteint la vitesse limite Vlim ; et B2a/ évaluer le type du segment en amont de la position P1 (correspondant à Vlim), et : - si le segment en amont de ladite position P1 est d'un type autorisé, positionner le changement de configuration à cette position P1, comme représenté sur la figure 3 ; et - si ledit segment en amont de ladite position P1 est d'un type défendu, appliquer une logique usuelle de maintien de la vitesse courante (à l'aide des moyens 17 usuels) et ajouter sur le profil VA un segment usuel à vitesse constante à partir de ladite position P1 jusqu'à la position amont dudit segment en amont dite troisième position, et positionner le changement de configuration à cette troisième position. Ainsi, le dispositif 1 prévoit une vitesse de changement de configuration qui est flexible (et qui n'est plus limitée à la seule vitesse prédéterminée « de changement de configuration » standard de type VCC) pour éviter des segments dits défendus (ou non autorisés), notamment des segments trop pentus, en assurant une accélération continue durant le calcul vers l'arrière du profil d'approche, au lieu d'appliquer une logique usuelle de changement de configuration anticipée introduisant un segment à vitesse constante. Ainsi, le dispositif 1 tient compte de la capacité de décélération relativement élevée qui peut être obtenue dans une configuration donnée entre la vitesse de changement de configuration standard VCC et ladite vitesse limite Vlim. La traînée augmentée générée par l'extension anticipée de la configuration (à P1 au lieu de P0) permet de débuter la décélération vers la vitesse d'approche plus tard qu'avec la solution usuelle. Par conséquent, comme le profil d'approche PA ainsi obtenue 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. Par conséquent : - pour des procédures sans contraintes, la configuration est changée à la vitesse minimale VCC (position P0) pour réduire le bruit et la traînée autant que possible ; et - pour des procédures sous contraintes, imposant des pentes significatives (si les configurations étaient étendues tardivement, la capacité de décélération de l'aéronef AC serait limitée ou impossible), les configurations sont changées près de la vitesse de changement maximale et sont donc changées plus tôt, ce qui génère une décélération plus tôt, c'est-à-dire qu'on déplace le point de changement de configuration vers l'amont (de PO à P1) lorsque une capacité de décélération supplémentaire est requise. Dans le mode de réalisation de base précité, le changement de configuration est donc réalisé à la vitesse Vlim alors qu'une vitesse moins importante aurait pu être suffisante pour éviter un segment non autorisé, en particulier trop pentu. Cette vitesse additionnelle génère un bruit et une consommation de carburant non forcément nécessaire. Aussi, pour optimiser le changement dans l'intervalle entre VCC et Vlim, dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 14B comportent, comme représenté sur la figure 5 : - des moyens 18 pour maintenir ladite configuration suivante Ci+1 vers l'arrière à partir de la vitesse VCC jusqu'à ce que le profil de vitesse VA correspondant atteint une vitesse limite auxiliaire VCC+VO, VCC+2V0,... Cette vitesse limite auxiliaire est égale à la somme de la vitesse de changement de configuration VCC et d'une vitesse additionnelle Vsup qui est égale au produit N.VO. Dans ce produit, N est un entier qui vaut 1 à la première itération et qui est incrémenté de 1 à chaque nouvelle itération, et VO est un intervalle de vitesse ; - des moyens 19 pour positionner le changement de configuration à une position auxiliaire P2, P3 (comme illustré par des flèches F1 et F2 sur la figure 4), correspondant à la vitesse limite auxiliaire représentative de l'itération en cours, si le segment en amont de ladite position auxiliaire P2, P3 est d'un type autorisé. En revanche, l'itération est répétée si ledit segment en amont de ladite position auxiliaire est toujours d'un type défendu. Lesdites itérations sont répétées, au plus, jusqu'à ce que la vitesse limite auxiliaire qui est augmentée de l'intervalle de vitesse VO à chaque itération, atteigne ladite vitesse limite Vlim. De préférence, ledit intervalle de vitesse VO est égal au quotient de la différence entre la vitesse limite Vlim (Vlim=VFE-A) et la vitesse de changement de configuration VCC, par un entier L prédéterminé, compris par exemple entre 2 et 6. Ainsi : V0=(VIim-VCC)/L Ce dernier mode de réalisation permet d'optimiser le profil de telle sorte que les changements de configuration sont mis en ceuvre à des vitesses qui limitent la génération de segments non autorisés (trop pentus notamment) et positionnent le point DECEL plus bas et proche de la destination, tout en limitant des impacts additionnels relatifs au bruit et à la consommation de carburant. REVENDICATIONS1. Procédé de détermination automatique d'un profil d'approche optimisé (PA) pour un aéronef (AC), procédé selon lequel le profil d'approche (PA) comprend une suite de segments et des positions de changement de configuration aérodynamique et est calculé vers l'arrière à partir d'un point de début de calcul, ledit procédé comprenant au moins une étape consistant à évaluer le type d'un segment, caractérisé en ce qu'il comprend, de plus, une suite d'étapes destinée au moins à définir sur le profil d'approche (PA) des positions de changement de configuration aérodynamique et comprenant des étapes consistant, pour chaque changement de configuration, à : A/ durant le calcul vers l'arrière du profil d'approche (PA), avec une modification continue de la vitesse, si une vitesse prédéterminée (VCC) dite de changement de configuration d'une configuration amont (Ci) à une configuration aval suivante (Ci+1) est atteinte, évaluer le type du segment en amont de ladite position (P0) dite première position, et : B1/ si la pente du segment en amont de ladite première position (P0) est d'un type autorisé, positionner le changement de configuration à cette première position (P0) correspondant à ladite vitesse de changement de configuration (VCC) ; et B2/ si le segment en amont de ladite première position (P0) est d'un type défendu, maintenir ladite configuration suivante vers l'arrière au plus jusqu'à ce que le profil de vitesse correspondant atteint une vitesse limite (Vlim), ladite vitesse limite (Vlim) étant égale à une vitesse maximale de changement de configuration moins une marge prédéterminée ; et B2a/ évaluer le type du segment en amont de ladite position (P1) dite seconde position, et : - si le segment en amont de ladite seconde position (P1) est d'un type autorisé, positionner le changement de configuration à cette seconde position (P1) correspondant à ladite vitesse limite (Vlim) ; et- si ledit segment en amont de ladite seconde position (P1) est d'un type défendu, appliquer une logique de maintien de la vitesse courante et ajouter un segment à vitesse constante à partir de ladite seconde position (P1) jusqu'à la position amont dudit segment en amont dite troisième position, et positionner le changement de configuration à cette troisième position. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un segment est considéré comme étant d'un type défendu au moins s'il est un segment dit trop pentu. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'un segment est considéré comme étant d'un type défendu au moins s'il est un segment dit à aérofreins à moitié sortis. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'à l'étape B2/, ladite configuration suivante est maintenue vers l'arrière jusqu'à ce que le profil de vitesse correspondant atteint ladite vitesse limite (Vlim). 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ladite étape B2/ comprend des sous-étapes consistant à réaliser, de façon itérative, la suite d'opérations suivantes : - maintenir ladite configuration suivante vers l'arrière jusqu'à ce que le profil de vitesse (VA) correspondant atteint une vitesse limite auxiliaire, ladite vitesse limite auxiliaire étant égale à la somme de la vitesse de changement de configuration et d'une vitesse additionnelle égale au produit N. VO, N étant un entier qui vaut 1 à la première itération et qui est incrémenté de 1 à chaque nouvelle itération et VO étant un intervalle de vitesse ; - évaluer le type du segment en amont de la position (P2, P3) dite position auxiliaire correspondant à la vitesse limite auxiliaire représentative de l'itération en cours, et : - si le segment en amont de ladite position auxiliaire (P2, P3) est d'un type autorisé, positionner le changement de configuration à cette position auxiliaire ; et- si ledit segment en amont de ladite position auxiliaire (P2, P3) est toujours d'un type défendu, recommencer l'itération, les itérations étant répétées au plus jusqu'à ce que la vitesse limite auxiliaire qui est augmentée de l'intervalle de vitesse VO à chaque itération, atteigne ladite vitesse limite. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit intervalle de vitesse VO est égal au quotient de la différence entre la vitesse limite (Vlim) et la vitesse de changement de configuration (VCC), par un entier prédéterminé. 7. Dispositif de détermination automatique d'un profil d'approche optimisé (PA) pour un aéronef (AC), ledit profil d'approche (PA) comprenant une suite de segments et des positions de changement de configuration aérodynamique, ledit dispositif (1) étant configuré pour calculer ledit profil d'approche vers l'arrière à partir d'un point de début de calcul et comprenant au moins des moyens (5) pour évaluer le type d'un segment, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, une unité de calcul (12) destinée au moins à définir sur le profil d'approche (PA) des positions de changement de configuration aérodynamique et comprenant au moins les moyens suivants utilisés lors de chaque changement de configuration : - des premiers moyens (13) pour positionner le changement de configuration à une première position (P0) correspondant à une vitesse prédéterminée (VCC) dite de changement de configuration d'une configuration amont (Ci) à une configuration aval suivante (Ci+1), si le segment en amont de ladite première position (P0) est d'un type autorisé ; - des deuxièmes moyens (14A, 14B) pour maintenir ladite configuration suivante vers l'arrière au plus jusqu'à ce que le profil de vitesse (PA) correspondant atteint une vitesse limite (Vlim), si ledit segment en amont de ladite première position (P0) est d'un type défendu, ladite vitesse limite (Vlim) étant égale à une vitesse maximale de changement de configuration moins une marge prédéterminée ;- des troisièmes moyens (15) pour positionner le changement de configuration à une seconde position (P1) correspondant à ladite vitesse limite (Vlim), si le segment en amont de ladite seconde position (P1) est d'un type autorisé ; et - des quatrièmes moyens (16) pour appliquer une logique de maintien de la vitesse courante et ajouter un segment à vitesse constante à partir de ladite seconde position (P1) jusqu'à la position amont dudit segment en amont dite troisième position, et positionner le changement de configuration à ladite troisième position, si ledit segment en amont de ladite seconde position est d'un type défendu. 8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que lesdits deuxièmes moyens (14B) comportent : - des moyens (18) pour maintenir ladite configuration suivante vers l'arrière jusqu'à ce que le profil de vitesse (VA) correspondant atteint une vitesse limite auxiliaire, ladite vitesse limite auxiliaire étant égale à la somme de la vitesse de changement de configuration et d'une vitesse additionnelle égale au produit N. VO, N étant un entier qui vaut 1 à la première itération et qui est incrémenté de 1 à chaque nouvelle itération et VO étant un intervalle de vitesse ; - des moyens (19) pour positionner le changement de configuration à une position auxiliaire (P2, P3) correspondant à la vitesse limite auxiliaire représentative de l'itération en cours, si le segment en amont de ladite position auxiliaire (P2, P3) est d'un type autorisé ; et - des moyens (18, 19) pour recommencer l'itération si ledit segment en amont de ladite position auxiliaire (P2, P3) est toujours d'un type défendu, lesdites itérations étant répétées au plus jusqu'à ce que la vitesse limite auxiliaire qui est augmentée de l'intervalle de vitesse VO à chaque itération, atteigne ladite vitesse limite (Vlim). 9. Système de gestion du vol d'un aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 7 et 8. 10. Aéronef,caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 7 et 8. 11. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un système (4) de gestion du vol tel que celui spécifié sous la revendication 9.