FR 3111120 A1 20211210 FR 2005854 A 20200604 Système de vision de vol amélioré pour aéronef. Le système de vision de vol amélioré (10) d’un aéronef (1) comprend un système d’acquisition d’images (20) prévu pour acquérir des images de l’environnement extérieur de l’aéronef et un système d’affichage (12) configuré pour recevoir des images produites par le système d’acquisition d’images (20) et pour afficher ces images sur un afficheur (16) dans le cockpit (3) de l’aéronef. Le système d’affichage (12) est configuré pour acquérir une information de pente courante (FPA) de l’aéronef lors d’une approche d’une piste d’atterrissage (40), pour calculer une différence entre la pente courante (FPA) de l’aéronef et une pente nominale (γ nom ) et pour désactiver l’affichage sur l’afficheur (16) des images reçues du système d’acquisition d’images (20) lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à une première valeur angulaire (γ 1 ). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Système de vision de vol amélioré pour aéronef. L’invention est relative au domaine de l’affichage dans les cockpits d’aéronefs. Certains aéronefs comportent un système de vision de vol amélioré EFVS (« Enhanced Flight Vision System » en anglais). Un tel système EFVS comprend généralement un système d’affichage dans le cockpit de l’aéronef, configuré pour permettre l’affichage d’informations sur un afficheur de telle façon que ces informations soient visibles par un pilote de l’aéronef en superposition avec un environnement extérieur de l’aéronef. Le système EFVS comprend également un système d’acquisition d’images, comprenant au moins un capteur d’images et prévu pour acquérir des images de l’environnement extérieur de l’aéronef. Le système d’affichage est configuré pour recevoir des images produites par le système d’acquisition d’images et pour afficher ces images sur l’afficheur. L’afficheur est par exemple un afficheur tête haute, généralement appelé HUD (« Head Up Display » en anglais), ou un afficheur prévu pour être porté solidaire de la tête d’un utilisateur, généralement appelé HMD (« Head Mounted Display » en anglais). De préférence, le capteur d’images est prévu pour capter des images dans un domaine de longueurs d’ondes comprenant des longueurs d’ondes invisibles par l’œil humain, par exemple des longueurs d’ondes de type infrarouge ou radar. Ces images étant affichées sur l’afficheur en superposition avec l’environnement extérieur de l’aéronef, le système EFVS permet ainsi à un membre d’équipage utilisateur dudit système (par exemple un pilote) d’avoir une vision améliorée de l’environnement extérieur. Cela est notamment utile la nuit ou en en cas de brouillard. Le système EFVS permet par exemple au pilote de mieux voir une piste d’atterrissage malgré la nuit ou le brouillard, lors d’une phase d’approche de la piste d’atterrissage. Initialement, le système EFVS était utilisé par les pilotes comme une aide leur permettant d’améliorer leur perception de l’environnement extérieur de l’aéronef, mais les réglementations en vigueur ne permettaient pas de l’utiliser comme seule source visuelle pour réaliser une approche d’une piste d’atterrissage, ni un atterrissage sur cette piste d’atterrissage. Ainsi, hormis le cas d’un atterrissage dit « tout-temps », le pilote d’un aéronef réalisant une approche d’une piste d’atterrissage doit voir la piste d’atterrissage (sans l’aide du système EFVS) lorsqu’il arrive en descente à une altitude prédéterminée dite altitude de décision. S’il ne voit pas la piste d’atterrissage, le pilote doit faire une remise des gaz. Depuis quelques temps il est possible d’utiliser le système EFVS pour permettre à un pilote de prendre la décision de continuer une approche d’une piste d’atterrissage lorsqu’il arrive à l’altitude de décision, puis pour guider l’aéronef jusqu’à la piste d’atterrissage et effectuer l’atterrissage, sur la base seulement des images affichées par le système EFVS. Le pilote peut ainsi continuer une approche de la piste d’atterrissage malgré de mauvaises conditions de visibilité, par exemple en cas de brouillard. Cela permet ainsi à l’aéronef d’atterrir sur une piste d’atterrissage malgré de mauvaises conditions de visibilité, même si l’aéroport n’est pas équipé d’un système prévu pour permettre un atterrissage tout temps. Des conditions de visibilité minimales restent cependant exigées dans le cadre de ces opérations pour limiter notamment les impacts en cas d’erreur du système de vision. Pour que les images produites pas le système EFVS puissent être utilisées par un pilote pour prendre la décision d’atterrir sur une piste d’atterrissage sans aucune restriction sur les conditions de visibilité extérieures, puis pour guider l’aéronef de façon non automatique jusqu’à la piste d’atterrissage, il faudrait que la probabilité de défaillance du système EFVS soit suffisamment faible pour ne pas risquer d’engendrer une situation considérée comme catastrophique. Pour cela, les autorités de certification des aéronefs exigent que cette probabilité soit inférieure ou égale à 1 x 10 -9 . Il faudrait pour cela que le niveau d’assurance qualité du système EFVS soit de type DAL A (DAL pour « Design Assurance Level » en anglais) selon la classification définie dans le document Eurocae ED-79A / SAE ARP 4754A. Le niveau d’assurance qualité du système d’affichage dans le cockpit est généralement bien de type DAL-A. Par contre, le niveau d’assurance qualité du système d’acquisition d’images n’est pas de type DAL-A, mais plutôt de type DAL-B voire DAL-C. Il en résulte que le niveau d’assurance qualité du système EFVS comprenant le système d’affichage dans le cockpit et le système d’acquisition d’images n’est pas de type DAL-A. Or, il serait très onéreux de développer un système d’acquisition d’images de type DAL-A. Les inventeurs ont analysé les risques potentiels en cas de panne du système d’acquisition d’images du système EFVS. Le principal risque, lors d’une approche d’une piste d’atterrissage est un risque de décalage des images que le système d’acquisition d’images fournit au système d’affichage du système EFVS. Ce risque de décalage concerne aussi bien un décalage spatial (vertical ou latéral) qu’un décalage temporel. En effet, en cas de décalage vers le bas de l’image affichée sur l’afficheur, le pilote est incité à commander l’aéronef à piquer vers le bas afin de pouvoir atterrir sur la piste d’atterrissage alors que cette commande à piquer vers le bas n’est pas nécessaire. Ainsi, en cas de décalage trop important de l’image vers le bas, il pourrait en résulter un risque de collision de l’aéronef avec le terrain, en particulier lorsque l’aéronef vole à basse altitude. Un décalage temporel trop important entre un instant d’acquisition d’une image par le système d’acquisition d’images et un instant d’affichage de cette image sur l’afficheur pourrait, dans certaines circonstances, aboutir au même résultat. En effet, l’affichage sur l’afficheur n’est alors plus cohérent avec l’attitude courante de l’aéronef. En particulier, lorsque le pilote commande une augmentation de la pente de descente de l’aéronef, l’effet de ladite commande est affiché avec retard sur l’afficheur, ce qui peut inciter le pilote à accroître la commande à piquer alors que cela n’était pas nécessaire. Il pourrait en résulter un risque de collision de l’aéronef avec le terrain, en particulier lorsque l’aéronef vole à basse altitude. La présente invention a notamment pour but d’apporter une solution à ce problème. Elle concerne un système de vision de vol amélioré comprenant : - un système d’affichage pour cockpit d’aéronef configuré pour permettre l’affichage d’informations sur un afficheur de telle façon que ces informations soient visibles par un pilote de l’aéronef en superposition avec un environnement extérieur de l’aéronef ; et - un système d’acquisition d’images prévu pour acquérir des images de l’environnement extérieur de l’aéronef, dans lequel le système d’affichage est configuré pour recevoir des images produites par le système d’acquisition d’images et pour afficher ces images sur l’afficheur, caractérisé en ce que le système d’affichage est configuré pour : - acquérir une information de pente courante de l’aéronef lors d’une approche d’une piste d’atterrissage par l’aéronef ; - calculer une différence entre la pente courante de l’aéronef et une pente nominale correspondant à ladite approche de la piste d’atterrissage ; et - comparer la valeur absolue de ladite différence avec une première valeur angulaire et désactiver l’affichage sur l’afficheur des images reçues du système d’acquisition d’images lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la première valeur angulaire. Ainsi, le système de vision de vol amélioré conforme à l’invention permet de détecter les conséquences d’un décalage vers le bas des images affichées sur l’afficheur, à savoir un ordre à piquer trop important commandé par un pilote de l’aéronef, entraînant une pente courante de l’aéronef trop importante par rapport à la pente nominale correspondant à l’approche considérée. Dans un tel cas, le système de vision de vol amélioré désactive l’affichage des images sur l’afficheur. Cela permet d’arrêter l’affichage d’images qui pourraient inciter le pilote à commander des ordres de pilotage inappropriés, par exemple une commande à piquer trop importante. Le fait de désactiver l’affichage des images sur l’afficheur oblige le pilote à vérifier s’il a une visibilité directe de la piste à travers le pare-brise et, sinon à mettre en œuvre des procédures prévues dans de telles circonstances. Par exemple, le pilote sait qu’en l’absence de visibilité de la piste d’atterrissage à travers le pare-brise de l’aéronef lorsqu’il atteint en descente une altitude dite altitude de décision, il doit effectuer une remise des gaz. Le système de vision de vol amélioré permet ainsi de garantir la sécurité du vol de l’aéronef même s’il est utilisé lors d’une approche d’une piste d’atterrissage. De façon avantageuse, le système d’affichage est en outre configuré pour commander l’affichage d’une alerte sur l’afficheur lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la première valeur angulaire. Dans un mode de réalisation, le système d’affichage est en outre configuré pour comparer la valeur absolue de ladite différence avec une deuxième valeur angulaire inférieure à la première valeur angulaire et commander l’affichage sur l’afficheur d’une information de pré-alerte lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la deuxième valeur angulaire et inférieure à la première valeur angulaire. De façon avantageuse, le système d’affichage est en outre configuré pour déterminer la première valeur angulaire comme correspondant à une fonction croissante de la hauteur courante de l’aéronef au-dessus du terrain. De façon avantageuse encore, le système d’affichage est en outre configuré pour déterminer la deuxième valeur angulaire comme correspondant à une fonction croissante de la hauteur courante de l’aéronef au-dessus du terrain. Dans un mode particulier de réalisation, le système d’affichage est en outre configuré pour commander l’affichage, sur l’afficheur, d’une information correspondant à la deuxième valeur angulaire. De façon particulière, le système d’affichage est en outre configuré pour utiliser, comme valeur de la pente nominale correspondant à l’approche de la piste d’atterrissage, une valeur de pente nominale publiée pour cette approche de la piste d’atterrissage. L’invention est également relative à un procédé d’affichage dans un cockpit d’un aéronef comprenant un système de vision de vol amélioré qui comprend : - un système d’affichage configuré pour permettre l’affichage d’informations sur un afficheur du cockpit, de telle façon que ces informations soient visibles par un pilote de l’aéronef en superposition avec un environnement extérieur de l’aéronef ; et - un système d’acquisition d’images prévu pour acquérir des images de l’environnement extérieur de l’aéronef, le procédé comprenant une étape, mise en œuvre par le système d’affichage, de réception d’images produites par le système d’acquisition d’images et d’affichage desdites images sur l’afficheur, caractérisé en ce que le procédé comprend en outre les étapes suivantes mises en œuvre par le système d’affichage : - acquérir une information de pente courante de l’aéronef lors d’une approche d’une piste d’atterrissage par l’aéronef ; - calculer une différence entre la pente courante de l’aéronef et une pente nominale correspondant à ladite approche de la piste d’atterrissage ; et - comparer la valeur absolue de ladite différence avec une première valeur angulaire et désactiver l’affichage sur l’afficheur des images reçues du système d’acquisition d’images lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la première valeur angulaire. L’invention est également relative à un aéronef comprenant un système de vision de vol amélioré tel que précité. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit et à l'examen des figures annexées. La figure 1 illustre de façon schématique un système de vision de vol amélioré conforme à l’invention. La figure 2 illustre une première situation d’approche d’une piste d’atterrissage par un aéronef. La figure 3 illustre une deuxième situation d’approche d’une piste d’atterrissage par un aéronef. La figure 4 illustre une troisième situation d’approche d’une piste d’atterrissage par un aéronef. La figure 5 illustre un exemple de symbole prévu pour être affiché, conformément à un mode de réalisation de l’invention, sur un écran du cockpit d’un aéronef lors d’une approche d’une piste d’atterrissage par l’aéronef. La figure 6 illustre un aéronef comprenant un système de vision de vol amélioré. Le système de vision de vol amélioré 10 représenté sur la figure 1 comprend un système d’affichage 12 pour cockpit d’aéronef, un système d’acquisition d’images 20, ainsi qu’une liaison de communication 18 du système d’acquisition d’images 20 vers le système d’affichage 12. Le système d’affichage 12 comprend une unité de traitement 14, un afficheur 16, ainsi qu’une liaison 15 de l’unité de traitement 14 vers l’afficheur 16. Le système d’acquisition d’images 20 comprend une unité de traitement 22, une source d’images 24, ainsi qu’une liaison 25 de la source d’images 24 vers l’unité de traitement 22. La source d’images 24 correspond par exemple à une caméra infrarouge. Le système de vision de vol amélioré 10 est prévu pour être installé à bord d’un aéronef tel que l’aéronef 1 représenté sur la figure 5. L’afficheur 16 est alors installé dans un cockpit 3 de l’aéronef. Cet afficheur correspond par exemple à un afficheur tête haute (HUD) ou à un afficheur prévu pour être porté solidaire de la tête d’un utilisateur tel qu’un pilote de l’aéronef. Les unités de traitement 14 et 22 sont par exemple installées dans une baie avionique 2 de l’aéronef. La source d’images 24 est disposée de façon à pouvoir acquérir des images d’un environnement de l’aéronef potentiellement visible par un pilote de l’aéronef à travers un pare-brise du cockpit 3. L’unité de traitement 14 du système de vision de vol amélioré 10 est reliée en entrée, par une liaison 31, à une source d’information 30 susceptible de fournir une pente nominale correspondant à une approche de la piste d’atterrissage. La source d’information 30 correspond par exemple à un calculateur de gestion de vol de type FMS (« Flight Management System » en anglais) de l’aéronef. L’unité de traitement 14 du système de vision de vol amélioré 10 est également reliée en entrée, par une liaison 33, à une source d’information 32 susceptible de fournir une information de pente courante de l’aéronef. La source d’information 32 correspond par exemple à un calculateur de commandes de vol de l’aéronef. En fonctionnement, la source d’images 24 acquiert des images de l’environnement extérieur de l’aéronef et elle transmet ces images à l’unité de traitement 22 du système d’acquisition d’images 20 par la liaison 25. L’unité de traitement 22 reçoit ces images et les transmet à l’unité de traitement 14 du système d’acquisition d’images 12. L’unité de traitement 14 du système d’affichage 12 reçoit ces images produites par le système d’acquisition d’images 20 et commande en conséquence l’affichage sur l’afficheur 16 via la liaison 15, de telle façon que les images affichées sur l’afficheur 16 soient visibles par un pilote de l’aéronef en superposition et en correspondance avec l’environnement extérieur de l’aéronef (vision dite conforme). Conformément à l’invention, comme illustré sur la figure 2, lors d’une approche d’une piste d’atterrissage 40 par l’aéronef 1, l’unité de traitement 14 du système d’affichage 12 acquiert une information FPA (« Flight Path Angle » en anglais) de pente courante de l’aéronef, issue de la source d’information 32 via la liaison 33. L’unité de traitement 14 acquiert également, de la source d’information 30 via la liaison 31, une pente nominale γ nom correspondant à un axe d’approche 42 de ladite approche de la piste d’atterrissage. Cette information de pente nominale correspond par exemple à une pente publiée pour l’approche considérée de la piste d’atterrissage. L’unité de traitement 14 calcule une différence entre la pente courante FPA de l’aéronef et la pente nominale γ nom correspondant à l’approche de la piste d’atterrissage. L’unité de traitement 14 compare alors la valeur absolue de ladite différence avec une première valeur angulaire γ 1 et elle désactive l’affichage, sur l’afficheur 16, des images reçues du système d’acquisition d’images 20 lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la première valeur angulaire γ 1 comme illustré sur la figure 3. Ainsi, lorsque la pente courante FPA de l’aéronef est trop importante, en particulier du fait d’une défaillance du système d’acquisition d’images 20, le système d’affichage 12 désactive l’affichage des images sur l’afficheur 16. Le pilote de l’aéronef ne peut alors plus utiliser ces images pour piloter l’aéronef. Ainsi, le pilote n’est plus induit en erreur. Du fait des procédures en vigueur, il doit alors vérifier s’il peut voir la piste d’atterrissage à travers le pare-brise de l’aéronef. Si oui, il peut poursuivre l’approche. Sinon, en l’absence de visibilité de la piste d’atterrissage en-dessous d’une hauteur prédéterminée dite hauteur de décision, le pilote doit commander une remise de gaz de l’aéronef. Le système de vision de vol amélioré 10 conforme à l’invention permet ainsi de garantir la sécurité de l’aéronef même s’il est utilisé lors d’une approche d’une piste d’atterrissage. De façon avantageuse, lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la première valeur angulaire γ 1 , l’unité de traitement 14 du système d’affichage 12 commande en outre l’affichage d’une alerte sur l’afficheur 16 de façon à signaler au pilote la pente d’approche FPA trop importante. Dans un mode particulier de réalisation, l’unité de traitement 14 compare en outre la valeur absolue de ladite différence avec une deuxième valeur angulaire γ 2 inférieure à la première valeur angulaire γ 1 , comme illustré sur la figure 4. Lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la deuxième valeur angulaire γ 2 et inférieure à la première valeur angulaire γ 1 , l’unité de traitement 14 commande l’affichage d’une information de pré-alerte sur l’afficheur 16. Cela permet d’attirer l’attention du pilote sur un risque de pente d’approche FPA courante trop importante pour l’approche considérée. De façon avantageuse, la première valeur angulaire γ 1 est déterminée comme correspondant à une fonction croissante de la hauteur courante de l’aéronef au-dessus du terrain. Ainsi, la valeur de γ 1 est maximale en début d’approche et elle décroît au fur et à mesure de l’approche jusqu’à une valeur minimale lorsque l’aéronef arrive à proximité du seuil de la piste d’atterrissage 40. Cela permet de diminuer la tolérance relative à la différence entre d’une part la pente nominale γ nom correspondant à l’approche considérée et d’autre part la pente courante FPA de l’aéronef, lorsque l’aéronef se rapproche du sol. En effet, pour une même différence angulaire de la pente courante FPA de l’aéronef, le risque de collision de l’aéronef avec le terrain est d’autant plus élevé que la hauteur de l’aéronef au-dessus du terrain est petite. Le fait de diminuer ladite tolérance permet ainsi de diminuer le risque de collision de l’aéronef avec le terrain. Selon une première alternative, la valeur de γ 1 est déterminée par l’unité de traitement 14 du système d’affichage 12. Selon d’autres alternatives, la valeur de γ 1 est déterminée par d’autres calculateurs embarqués de l’aéronef, par exemple un calculateur de gestion de vol 30 ou un calculateur de commandes de vol 32, puis transmise à l’unité de traitement 14 du système d’affichage 12. De façon avantageuse encore, la deuxième valeur angulaire γ 2 est déterminée comme correspondant à une fonction croissante de la hauteur courante de l’aéronef au-dessus du terrain. Ainsi, la valeur de γ 2 est maximale en début d’approche et elle décroît au fur et à mesure de l’approche jusqu’à une valeur minimale lorsque l’aéronef arrive à proximité du seuil de la piste d’atterrissage 40. Les avantages sont similaires à ceux décrits au paragraphe précédent pour la première valeur angulaire γ 1 . Dans un mode particulier de réalisation, l’unité de traitement 14 du système d’affichage 12 commande en outre l’affichage, sur l’afficheur 16, d’une information correspondant à la deuxième valeur angulaire γ 2 . Cela permet au pilote de l’aéronef de prendre conscience de la tolérance courante entre d’une part la pente nominale γ nom correspondant à l’approche considérée et d’autre part la pente courante FPA de l’aéronef. Cette information correspondant à la deuxième valeur angulaire γ 2 est par exemple représentée sous la forme d’un symbole tel que l’un des symboles 45a, 45b et 45c illustrés sur la figure 5. Chacun desdits symboles comprend en partie supérieure une représentation symbolique de l’aéronef et, en partie inférieure une forme en U surmontée par ladite représentation symbolique de l’aéronef. La hauteur de la forme en U décroît lorsque ladite tolérance décroît. Ainsi, cette hauteur est maximale pour le symbole 45a en début d’approche, puis elle décroît jusqu’à une hauteur minimale pour le symbole 45c en fin d’approche, en passant par une hauteur intermédiaire pour le symbole 45b en milieu d’approche. 1) Système de vision de vol amélioré (10) comprenant : - un système d’affichage (12) pour cockpit (3) d’aéronef (1) configuré pour permettre l’affichage d’informations sur un afficheur (16) de telle façon que ces informations soient visibles par un pilote de l’aéronef en superposition avec un environnement extérieur de l’aéronef ; et - un système d’acquisition d’images (20) prévu pour acquérir des images de l’environnement extérieur de l’aéronef, dans lequel le système d’affichage (12) est configuré pour recevoir des images produites par le système d’acquisition d’images (20) et pour afficher ces images sur l’afficheur (16), caractérisé en ce que le système d’affichage (12) est configuré pour : - acquérir une information de pente courante (FPA) de l’aéronef lors d’une approche d’une piste d’atterrissage (40) par l’aéronef ; - calculer une différence entre la pente courante (FPA) de l’aéronef et une pente nominale (γ nom ) correspondant à ladite approche de la piste d’atterrissage ; et - comparer la valeur absolue de ladite différence avec une première valeur angulaire (γ 1 ) et désactiver l’affichage sur l’afficheur (16) des images reçues du système d’acquisition d’images (20) lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la première valeur angulaire (γ 1 ). 2) Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que le système d’affichage (12) est en outre configuré pour commander l’affichage d’une alerte sur l’afficheur (16) lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la première valeur angulaire (γ 1 ). 3) Système selon l’une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le système d’affichage (12) est en outre configuré pour comparer la valeur absolue de ladite différence avec une deuxième valeur angulaire (γ 2 ) inférieure à la première valeur angulaire (γ 1 ) et commander l’affichage sur l’afficheur (16) d’une information de pré-alerte lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la deuxième valeur angulaire (γ 2 ) et inférieure à la première valeur angulaire (γ 1 ). 4) Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le système d’affichage (12) est en outre configuré pour déterminer la première valeur angulaire (γ 1 ) comme correspondant à une fonction croissante de la hauteur courante de l’aéronef au-dessus du terrain. 5) Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le système d’affichage (12) est en outre configuré pour déterminer la deuxième valeur angulaire (γ 2 ) comme correspondant à une fonction croissante de la hauteur courante de l’aéronef au-dessus du terrain. 6) Système selon l’une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que le système d’affichage (12) est en outre configuré pour commander l’affichage, sur l’afficheur (16), d’une information correspondant à la deuxième valeur angulaire (γ 2 ). 7) Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le système d’affichage (12) est en outre configuré pour utiliser, comme valeur de la pente nominale (γ nom ) correspondant à l’approche de la piste d’atterrissage, une valeur de pente nominale publiée pour cette approche de la piste d’atterrissage. 8) Procédé d’affichage dans un cockpit (3) d’un aéronef (1) comprenant un système de vision de vol amélioré (10) qui comprend : - un système d’affichage (12) configuré pour permettre l’affichage d’informations sur un afficheur (16) du cockpit, de telle façon que ces informations soient visibles par un pilote de l’aéronef en superposition avec un environnement extérieur de l’aéronef ; et - un système d’acquisition d’images (20) prévu pour acquérir des images de l’environnement extérieur de l’aéronef, le procédé comprenant une étape, mise en œuvre par le système d’affichage (12), de réception d’images produites par le système d’acquisition d’images (20) et d’affichage desdites images sur l’afficheur (16), caractérisé en ce que le procédé comprend en outre les étapes suivantes mises en œuvre par le système d’affichage (12) : - acquérir une information de pente courante (FPA) de l’aéronef lors d’une approche d’une piste d’atterrissage (40) par l’aéronef ; - calculer une différence entre la pente courante (FPA) de l’aéronef et une pente nominale (γ nom ) correspondant à ladite approche de la piste d’atterrissage ; et - comparer la valeur absolue de ladite différence avec une première valeur angulaire (γ 1 ) et désactiver l’affichage sur l’afficheur (16) des images reçues du système d’acquisition d’images (20) lorsque la valeur absolue de la différence est supérieure à la première valeur angulaire. 9) Aéronef (1), caractérisé en ce qu’il comprend un système de vision de vol amélioré (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7.