FR 3115895 A1 20220506 FR 2011365 A 20201105 Système et procédé d’aide à l’atterrissage d’un aéronef. Le système (10) d’aide à l’atterrissage d’un aéronef (1) comprend une unité de traitement (12) configurée pour : - pendant une première phase d’une procédure d’approche d’une piste d’atterrissage, lorsque l’aéronef vole au-dessus d’une hauteur prédéterminée par rapport à un seuil de la piste d’atterrissage, déterminer un biais d’informations de position et de vitesse issues d’une centrale inertielle de l’aéronef, en fonction d’informations fusionnées de position et de vitesse déterminées en fonction d’informations issues d’un récepteur de signaux de guidage ILS et d’informations issues d’un récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite, puis - pendant une deuxième phase de la procédure d’approche, lorsque l’aéronef vole au-dessous de ladite hauteur prédéterminée, déterminer des informations dites recalées de position et de vitesse de l’aéronef en appliquant à des informations issues de la centrale inertielle, une correction correspondant au biais déterminé pendant la première phase de la procédure d’approche. Figure pour l’abrégé : Fig. 2 Système et procédé d’aide à l’atterrissage d’un aéronef. L’invention est relative au domaine des systèmes de navigation et de contrôle d’un aéronef utilisés lors d’une approche d’une piste d’atterrissage par l’aéronef. Une ou plusieurs approches prédéterminées sont généralement publiées pour chaque piste d’atterrissage d’un aéroport. Pour une approche prédéterminée d’un aéroport, les informations publiées comprennent généralement au moins : une orientation de la piste d’atterrissage, une pente et une orientation d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage et une hauteur de décision en dessous de laquelle la piste d’atterrissage doit être visible par un pilote de l’aéronef pour pouvoir atterrir sur la piste d’atterrissage. De nombreuses pistes d’atterrissage sont équipées de balises émettrices d’un système d’atterrissage aux instruments dit ILS (pour « Instruments Landing System » en anglais). Ces balises correspondent généralement à une balise émettant un signal de guidage latéral, appelé « Loc », et une balise émettant un signal de guidage vertical, appelé « Glide ». Les signaux émis par ces balises permettent à un aéronef équipé de récepteurs de signaux ILS de suivre un axe d’approche de la piste d’atterrissage correspondant sensiblement à l’axe d’approche publié pour cette piste d’atterrissage. Il existe plusieurs catégories d’approches aux instruments, selon notamment la précision des balises ILS équipant la piste d’atterrissage, le profil du terrain en amont de la piste d’atterrissage et la précision des récepteurs de signaux ILS embarqués à bord de l’aéronef. La catégorie la plus fréquente est la catégorie 1 (cat I) pour laquelle la hauteur de décision est généralement de 200ft (environ 60 mètres), avec une visibilité requise de la piste d’atterrissage d’au moins 550m. Pour la catégorie 2 (cat II), la hauteur de décision est de 100ft (environ 30m), avec une visibilité requise de la piste d’atterrissage d’au moins 300m. Pour la catégorie 3A (cat IIIA), la hauteur de décision est de 50ft (environ 15m), avec une visibilité requise de la piste d’atterrissage d’au moins 175m. Pour la catégorie 3B (cat IIIB), la hauteur de décision est nulle, avec une visibilité requise de la piste d’atterrissage d’au moins 50m. Pour la catégorie 3C (cat IIIC), aucune visibilité de la piste d’atterrissage n’est requise. Par conséquent, une approche cat IIIC permet de faire des atterrissages de façon totalement automatique, sans aucune visibilité de la piste d’atterrissage. Toutefois, très peu de pistes d’atterrissage sont équipées de balises ILS permettant des approches cat IIIC, du fait d’une part des exigences élevées de précision de telles balises, d’exigences relatives au terrain en amont du seuil de piste (faible dénivelé…) ainsi que d’exigences relatives à l’éclairage de la piste d’atterrissage. Afin de limiter la charge de travail d’un pilote d’un aéronef pendant les phases d’atterrissage, il serait souhaitable que l’aéronef puisse atterrir de façon entièrement automatique, avec ou sans visibilité de la piste par le pilote, même sur des pistes d’atterrissage qui ne sont pas prévues pour des approches cat IIIC, par exemple des pistes d’atterrissage prévues pour des approches cat I. La présente invention a notamment pour but d’apporter une solution à ce problème. Elle concerne un système d’aide à l’atterrissage d’un aéronef sur une piste d’atterrissage d’un aéroport selon une approche prédéterminée de ladite piste d’atterrissage, ledit système d’aide à l’atterrissage étant remarquable en ce qu’il comprend une unité de traitement configurée pour : pendant une première phase d’une procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon ladite approche prédéterminée, lorsque l’aéronef vole au-dessus d’une hauteur prédéterminée par rapport à un seuil de la piste d’atterrissage : - acquérir des informations issues d’un récepteur de signaux de guidage ILS embarqué à bord de l’aéronef ; - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues d’un récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite embarqué à bord de l’aéronef ; - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues d’une centrale inertielle embarquée à bord de l’aéronef ; - déterminer des informations dites fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef en fonction desdites informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS et desdites informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite ; - déterminer un biais des informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle, en fonction desdites informations fusionnées de position et de vitesse ; et - commander le guidage de l’aéronef sur la base des informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS, puis pendant une deuxième phase de la procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon ladite approche prédéterminée, lorsque l’aéronef vole au-dessous de ladite hauteur prédéterminée par rapport au seuil de la piste d’atterrissage : - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle ; - déterminer des informations dites recalées de position et de vitesse de l’aéronef en appliquant aux informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle, une correction correspondant au biais déterminé pendant la première phase de la procédure d’approche ; et - commander le guidage de l’aéronef le long d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage correspondant à ladite approche prédéterminée, en fonction desdites informations de position et de vitesse recalées. Ainsi, ce système permet de s’affranchir d’imprécisions du système ILS d’atterrissage aux instruments lorsque l’aéronef vole en dessous de la hauteur prédéterminée, choisie de préférence au moins égale à la hauteur de décision correspondant à l’approche prédéterminée considérée. En effet, conformément à l’invention, en dessous de la hauteur prédéterminée l’aéronef est guidé uniquement sur la base d’informations déterminées à bord de l’aéronef (informations recalées déterminées en fonction d’informations issues de la centrale inertielle). Le fait de ne pas utiliser d’informations issues d’un système extérieur à l’aéronef permet de s’affranchir d’imprécisions et de modes de pannes d’un tel système extérieur à l’aéronef (par exemple un système ILS d’atterrissage aux instruments ou un système de navigation par satellite). Les informations issues d’une centrale inertielle sont connues pour dériver avec le temps. Toutefois, sur une durée suffisamment courte, la dérive des informations issues de la centrale inertielle peut être considérée comme négligeable et ces informations présentent alors une fiabilité et une précision très élevées. Or, la durée de la deuxième phase de la procédure d’approche, lorsque l’aéronef vole au-dessous de ladite hauteur prédéterminée, est suffisamment courte pour que la dérive des informations issues de la centrale inertielle soit considérée comme négligeable pendant cette durée. De plus, le fait de déterminer le biais des informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle en fonction desdites informations fusionnées de position et de vitesse permet de déterminer ce biais avec une précision suffisante pour que les informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle et recalées en fonction de ce biais permettent un guidage suffisamment précis de l’aéronef pendant la deuxième phase de la procédure d’approche. En effet, ces informations fusionnées sont déterminées en fonction des informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS et des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite. Par conséquent, en cas d’imprécision temporaire des informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS, par exemple en cas de multi-trajets des signaux ILS, cette imprécision est corrigée grâce aux informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite. De façon avantageuse, l’unité de traitement est en outre configurée pour : - acquérir des informations relatives à la piste d’atterrissage, issues d’une base de données aéroportuaire, - déterminer une orientation de la piste d’atterrissage en fonction desdites informations relatives à la piste d’atterrissage, - déterminer une orientation d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage en fonction des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur de signaux de guidage ILS ainsi que des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite, - déterminer un écart entre ladite orientation de la piste d’atterrissage et ladite orientation de l’axe d’approche ; et - déterminer le biais des informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle en fonction, en outre, dudit écart. Dans un mode particulier de réalisation, l’unité de traitement est configurée pour commander le guidage de l’aéronef, pendant la première phase, sur la base des informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS corrigées dudit écart. Dans un mode particulier de réalisation, l’unité de traitement est configurée pour déterminer lesdites informations fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef au moyen d’au moins un filtre de Kalman recevant en entrée au moins lesdites informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS et lesdites informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite. De façon avantageuse, l’unité de traitement est en outre configurée pour, pendant la deuxième phase de la procédure d’approche, déterminer une hauteur courante de l’aéronef par rapport au seuil de la piste d’atterrissage et pour transmettre cette hauteur courante de l’aéronef à un système de guidage de l’aéronef pour commander une manœuvre d’arrondi en fonction de ladite hauteur courante. De façon avantageuse encore, l’unité de traitement est en outre configurée pour, pendant la première phase de la procédure d’approche, déterminer une hauteur courante de l’aéronef par rapport au seuil de la piste d’atterrissage et pour transmettre cette hauteur courante à un système de guidage de l’aéronef pour préparer une manœuvre d’arrondi en fonction de ladite hauteur courante. De façon particulière, l’unité de traitement est configurée pour déterminer la hauteur courante de l’aéronef en fonction de la pente de l’axe d’approche et d’une distance entre une position courante de l’aéronef et la position du seuil de piste. Dans un mode de réalisation, l’unité de traitement fait partie d’un calculateur avionique de l’aéronef, en particulier un calculateur de commandes de vol de l’aéronef. L’invention est également relative à un procédé d’aide à l’atterrissage d’un aéronef sur une piste d’atterrissage d’un aéroport selon une approche prédéterminée de ladite piste d’atterrissage. Ce procédé est remarquable en ce qu’il comprend les étapes suivantes mises en œuvre par une unité de traitement embarquée à bord de l’aéronef : pendant une première phase d’une procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon ladite approche prédéterminée, lorsque l’aéronef vole au-dessus d’une hauteur prédéterminée par rapport à un seuil de la piste d’atterrissage : - acquérir des informations issues d’un récepteur de signaux de guidage ILS embarqué à bord de l’aéronef ; - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues d’un récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite embarqué à bord de l’aéronef ; - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues d’une centrale inertielle embarquée à bord de l’aéronef ; - déterminer des informations dites fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef en fonction desdites informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS et desdites informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite ; - déterminer un biais des informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle, en fonction desdites informations fusionnées de position et de vitesse ; et - commander le guidage de l’aéronef sur la base des informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS, puis pendant une deuxième phase de la procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon ladite approche prédéterminée, lorsque l’aéronef vole au-dessous de ladite hauteur prédéterminée par rapport au seuil de la piste d’atterrissage : - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle ; - déterminer des informations dites recalées de position et de vitesse de l’aéronef en appliquant aux informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle, une correction correspondant au biais déterminé pendant la première phase de la procédure d’approche ; et - commander le guidage de l’aéronef le long d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage correspondant à ladite approche prédéterminée, en fonction desdites informations de position et de vitesse recalées. L’invention est également relative à un aéronef comprenant un système d’aide à l’atterrissage tel que précité. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit et à l'examen des figures annexées. La est une vue d’un aéronef comprenant un système d’aide à l’atterrissage conforme à un mode de réalisation de l’invention. La illustre de façon schématique un système d’aide à l’atterrissage conforme à un mode de réalisation de l’invention. La est une vue en perspective d’une piste d’atterrissage et d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage. La est une vue en coupe, selon un plan vertical, d’une piste d’atterrissage et d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage. Le système 10 d’aide à l’atterrissage représenté sur la comprend une unité de traitement 12, reliée en entrée à un récepteur 14 de signaux ILS embarqué à bord de l’aéronef, à un récepteur 16 d’un système de navigation par satellite, par exemple un récepteur multimode MMR (« Multi Mode Receiver » en anglais) embarqué à bord de l’aéronef et à une centrale inertielle 18 (libellée IRS sur la figure, pour « Inertial Reference System » en anglais) embarquée à bord de l’aéronef. L’unité de traitement 12 est également reliée à une base de données aéroportuaires 22. L’unité de traitement 12 est reliée en sortie à un calculateur de guidage 20 de l’aéronef (libellé GUID sur la figure), par exemple un calculateur de commandes de vol. L’unité de traitement 12 fait de préférence partie d’un calculateur avionique de l’aéronef. Ce calculateur avionique est par exemple intégré dans une baie avionique 2, située à proximité d’un cockpit 3 de l’aéronef 1 tel que représenté sur la . L’unité de traitement 12 comprend par exemple un microprocesseur ou un microcontrôleur. De façon avantageuse, ledit calculateur avionique correspond à un calculateur de commandes de vol de l’aéronef, tel que le calculateur 20. Toutefois, sans sortir du cadre de l’invention, ce calculateur avionique peut aussi correspondre à un autre calculateur de l’aéronef, tel par exemple qu’un calculateur avionique modulaire de type IMA (« Integrated Modular Avionics » en anglais). Le récepteur 16 d’un système de navigation par satellite est par exemple un récepteur d’un système de type GNSS (« Global Navigation Satellite System » en anglais), par exemple de type GPS (« Global Positioning System » en anglais). En fonctionnement, lorsqu’un pilote de l’aéronef souhaite faire atterrir l’aéronef sur une piste d’atterrissage d’un aéroport, telle que la piste d’atterrissage 30 représentée sur la , généralement il sélectionne une procédure d’approche prédéterminée de ladite piste d’atterrissage au moyen d’une interface homme-machine du cockpit de l’aéronef, reliée à un calculateur de gestion de vol de type FMS. L’unité de traitement 12 reçoit des informations sur la procédure d’approche sélectionnée par le pilote pour atterrir sur la piste d’atterrissage. Lors de l’approche de la piste d’atterrissage par l’aéronef, pendant une première phase de la procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon l’approche prédéterminée sélectionnée par le pilote, lorsque l’aéronef vole au-dessus d’une hauteur prédéterminée par rapport à un seuil de la piste d’atterrissage, l’unité de traitement 12 : - acquiert des informations issues du récepteur 14 de signaux de guidage ILS ; - acquiert des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur 16 de signaux d’un système de navigation par satellite ; - acquiert des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle 18 ; - détermine des informations dites fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef en fonction desdites informations issues du récepteur 14 de signaux de guidage ILS et desdites informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur 16 de signaux d’un système de navigation par satellite ; - détermine un biais des informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle 18, en fonction desdites informations fusionnées de position et de vitesse ; - commande le guidage de l’aéronef, par le calculateur de guidage 20, sur la base des informations issues du récepteur 16 de signaux de guidage ILS. Les signaux de guidage ILS reçus par le récepteur 14 de signaux de guidage ILS correspondent à des écarts entre une position courante de l’aéronef et l’axe d’approche 32 défini par les signaux émis par les balises du système ILS. Ces écarts correspondent à une position courante de l’aéronef. Les informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur 16 de signaux d’un système de navigation par satellite correspondent aussi à ladite position courante de l’aéronef. L’unité de traitement 12 détermine des informations dites fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef par exemple au moyen d’un filtre de Kalman recevant en entrée d’une part lesdits écarts correspondant aux signaux de guidage ILS ou une valeur de ladite position courante déterminée en fonction desdits écarts et, d’autre part les informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur 16 de signaux d’un système de navigation par satellite. Le filtre de Kalman fournit en sortie lesdites informations fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef. Ces informations fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef présentent un niveau élevé de précision et d’intégrité. En effet, les signaux de guidage ILS permettent un guidage précis de l’aéronef en l’absence de perturbation desdits signaux. Toutefois, ceux-ci peuvent être soumis à des perturbations, telles que des multi-trajets, pouvant être dues à des réflexions des signaux émis par les balises du système ILS. Ces réflexions peuvent par exemple avoir pour origine des aéronefs se déplaçant sur l’aéroport ou volant à basse altitude à proximité de l’aéroport. Le fait de fusionner les informations correspondant aux signaux de guidage ILS avec des informations issues du récepteur 16 de signaux du système de guidage par satellite permet de produire, en sortie du filtre de Kalman, des informations fusionnées exemptes des effets d’éventuelles perturbations des signaux de guidage ILS telles que les multi-trajets précités. Cela permet de garantir le niveau élevé de précision et d’intégrité desdites informations fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef. L’unité de traitement 12, qui reçoit aussi les informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle 18, détermine le biais desdites informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle 18, en fonction desdites informations fusionnées de position et de vitesse. Dans un premier exemple de réalisation, le biais est déterminé en calculant une différence entre les informations fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef et les informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle. Dans un deuxième exemple de réalisation, le filtre de Kalman reçoit en outre en entrée les informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle et il fournit ledit biais en sortie, les informations fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef correspondant alors à des variables internes du filtre de Kalman. De façon préférée, les différentes étapes d’acquisition d’informations, de détermination des informations fusionnées et de détermination du biais sont réalisées de façon itérative pendant la première phase de la procédure d’approche, par exemple selon une fréquence d’échantillonnage prédéterminée. Pendant une deuxième phase de la procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon ladite approche prédéterminée, lorsque l’aéronef vole au-dessous de ladite hauteur prédéterminée par rapport au seuil de la piste d’atterrissage, l’unité de traitement 12 : - acquiert des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle 18 ; - détermine des informations dites recalées de position et de vitesse de l’aéronef en appliquant aux informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle, une correction correspondant au biais déterminé pendant la première phase de la procédure d’approche ; - commande le guidage de l’aéronef, par le calculateur de guidage 20, le long d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage correspondant à ladite approche prédéterminée, en fonction desdites informations de position et de vitesse recalées. Ledit axe d’approche utilisé par l’unité de traitement 12 pour commander le guidage de l’aéronef est déterminé par l’unité de traitement 12 en fonction d’informations issues de la base de données aéroportuaire 22. Cet axe d’approche a pour origine le seuil de piste Th1 dont la position est acquise par l’unité de traitement 12 auprès de la base de données aéroportuaire 22. La pente et l’orientation de l’axe d’approche sont également acquises auprès de la base de données aéroportuaire 22. L’unité de traitement 12 calcule des écarts latéraux et verticaux entre la position recalée de l’aéronef et ledit axe d’approche et elle commande le guidage de l’aéronef en fonction desdits écarts. La valeur de la hauteur prédéterminée est par exemple au moins égale à une hauteur de décision publiée pour la procédure d’approche considérée. Par exemple, pour une procédure d’approche de type Cat I, la hauteur prédéterminée est au moins égale à 200ft (environ 60m). Ainsi, lorsque l’aéronef descend en dessous de la hauteur de décision pendant l’approche de la piste d’atterrissage, il est guidé en fonction des informations de position et de vitesse recalées. Cela permet alors d’éviter un guidage de l’aéronef en fonction d’informations provenant d’un système extérieur à l’aéronef, susceptible d’être soumis à des perturbations telles que des multi-trajets, puisque ces informations recalées sont déterminées en fonction des informations issues de la centrale inertielle 18 embarquée à bord de l’aéronef. Ainsi, même si le système de guidage équipant la piste d’atterrissage est d’une catégorie ne permettant pas un atterrissage automatique sans visibilité de la piste d’atterrissage, le système 10 conforme à l’invention permet à l’aéronef de suivre l’axe d’approche avec une précision et une intégrité suffisante pour réaliser un tel atterrissage automatique avec ou sans visibilité de la piste d’atterrissage. De façon avantageuse, pendant la première phase de la procédure d’approche, l’unité de traitement acquiert en outre des informations relatives à la piste d’atterrissage, issues de la base de données aéroportuaire 22. De façon particulière, ces informations comprennent deux seuils de piste Th1 et Th2 correspondant à deux extrémités opposées de la piste d’atterrissage 30. L’unité de traitement détermine une orientation de la piste d’atterrissage en fonction desdites informations relatives à la piste d’atterrissage. Cette orientation correspond par exemple à l’orientation d’une droite 33 passant par lesdits deux seuils de piste Th1 et Th2. D’autre part, l’unité de traitement détermine en outre une orientation d’un axe d’approche 32 de la piste d’atterrissage en fonction des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur 14 de signaux de guidage ILS ainsi que des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur 16 de signaux d’un système de navigation par satellite. De façon avantageuse, l’orientation de l’axe d’approche est déterminée en projection 34 dans un plan horizontal. L’axe d’approche 32 forme un angle α par rapport à sa projection 34 dans le plan horizontal, cet angle α correspondant à la pente publiée pour la procédure d’approche considérée. L’axe d’approche 32 est l’axe d’approche correspondant au système de guidage ILS, défini par les signaux émis par les balises du système de guidage ILS. L’unité de traitement 12 détermine un écart e entre ladite orientation 33 de la piste d’atterrissage et ladite orientation 34 de l’axe d’approche. Bien que non obligatoirement, l’écart e est par exemple défini sous la forme d’un écart angulaire. Un tel écart peut notamment être non nul lorsque des contraintes d’implantation des balises au sol imposent d’implanter la balise émettant les signaux correspondant au signal LOC à l’écart latéralement de la piste d’atterrissage 30. L’unité de traitement 12 détermine alors le biais des informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle 18 en fonction, en outre, dudit écart e. Dans un mode particulier de réalisation, l’unité de traitement 12 commande le guidage de l’aéronef, pendant la première phase, sur la base des informations issues du récepteur 14 de signaux de guidage ILS corrigées dudit écart e. Cela permet ainsi de guider l’aéronef dans l’alignement de la piste d’atterrissage 30, en s’affranchissant dudit écart e entre l’orientation 33 de la piste d’atterrissage et la projection 34 de l’axe d’approche correspondant au système de guidage ILS. Dans un mode de réalisation, l’unité de traitement 12 détermine une hauteur courante de l’aéronef par rapport au seuil Th1 de la piste d’atterrissage. De façon avantageuse, pendant la première phase de la procédure d’approche, l’unité de traitement transmet cette hauteur courante de l’aéronef au calculateur de guidage 20, de façon à permettre au calculateur de guidage de préparer une manœuvre d’arrondi en vue de poser les roues de l’aéronef sur la piste d’atterrissage, en fonction de ladite hauteur courante. Une telle manœuvre d’arrondi est généralement appelée « flare » en anglais. De façon avantageuse encore, pendant la deuxième phase de la procédure d’approche, l’unité de traitement transmet cette hauteur courante de l’aéronef au calculateur de guidage 20, de façon à permettre au calculateur de guidage de commander une manœuvre d’arrondi en vue de poser les roues de l’aéronef sur la piste d’atterrissage, en fonction de ladite hauteur courante. Cette hauteur courante est suffisamment précise pour permettre au calculateur de guidage de préparer et de commander la manœuvre d’arrondi, avant que l’aéronef arrive au seuil de piste. Toutefois, lorsque l’aéronef arrive au seuil de piste, le calculateur de guidage 20 utilise une information de hauteur issue d’un radioaltimètre embarqué à bord de l’aéronef. En effet, pour commander le posé des roues de l’aéronef sur la piste d’atterrissage, le calculateur de guidage 20 requiert une information de hauteur la plus précise possible. Or, lorsque l’aéronef est au-dessus de la piste d’atterrissage, l’information de hauteur issue du radioaltimètre est plus précise que ladite hauteur courante déterminée par l’unité de traitement 12. Dans un mode particulier de réalisation, l’unité de traitement 12 détermine la hauteur courante de l’aéronef par rapport au seuil Th1 de la piste d’atterrissage en fonction de la pente α de l’axe d’approche 32 et d’une distance entre une position courante de l’aéronef et la position du seuil de piste. Pour cela, dans un exemple illustré par la , l’unité de traitement calcule une distance D entre une position courante P de l’aéronef 1 et la position du seuil de piste Th1. La distance D est de préférence calculée en projection dans un plan horizontal. La valeur de la position courante P de l’aéronef est par exemple reçue du récepteur 16 du système de navigation par satellite (en particulier pendant la première phase de la procédure d’approche), ou de la centrale inertielle 18 (en particulier pendant la deuxième phase de la procédure d’approche). La valeur de la position du seuil de piste Th1 est par exemple acquise de la base de données aéroportuaire 22. Connaissant la pente α de l’axe d’approche 32, la hauteur courante H de l’aéronef par rapport au seuil de piste Th1 (dont l’altitude est illustrée par la ligne 36 en trait discontinu) est alors calculée en utilisant la formule suivante : H = D x tangente (α) De façon avantageuse, pendant la première phase de la procédure d’approche, l’unité de traitement corrige cette valeur de hauteur courante en fonction d’une valeur angulaire α1 correspondant à un écart par rapport au signal Glide de guidage vertical, reçu du récepteur 14 de signaux de guidage ILS. Cela permet de tenir compte de l’erreur de position de l’aéronef par rapport à l’axe d’approche. La hauteur courante de l’aéronef est alors calculée selon la formule : H = D x tangente (α + α1) Selon une première variante, l’angle α de pente de l’axe d’approche est choisi arbitrairement égal à 3°. Cette valeur correspond à la pente de la majorité des approches publiées. De plus, pour les approches ayant une pente différente, l’angle correspondant est voisin de 3° à quelques dixièmes de degrés près. L’erreur angulaire est donc minime. De plus, cette erreur étant angulaire, son effet sur la valeur de la hauteur courante H diminue au fur et à mesure que l’aéronef s’approche de la piste d’atterrissage. Selon une deuxième variante, l’unité de traitement 12 acquiert la valeur de l’angle α de la base de données aéroportuaire 22. Cette valeur correspond alors à la valeur publiée de la pente de l’axe d’approche. Selon une troisième variante, des valeurs d’angles d’approche sont mémorisées dans l’unité de traitement 12, pour un ensemble d’approches de pistes d’atterrissage fréquemment utilisées par la compagnie aérienne exploitant l’aéronef. L’angle α est alors lu par l’unité de traitement 12 dans sa mémoire, pour l’approche considérée. Cette variante permet d’utiliser une valeur précise de l’angle α, en s’affranchissant d’éventuels problèmes d’intégrité de la base de données aéroportuaire 22. La hauteur courante H présente l’avantage, par rapport à une hauteur courante mesurée au moyen d’un radioaltimètre embarqué à bord de l’aéronef, d’être référencée par rapport à l’altitude du seuil de piste Th1 (illustrée par la ligne 36) et pas par rapport au terrain 35 survolé par l’aéronef (comme dans le cas d’un radioaltimètre). En effet, l’utilisation d’une information de hauteur de l’aéronef par rapport au terrain, mesurée par un radioaltimètre, n’est pas optimale pour réaliser une manœuvre d’arrondi car cette information dépend du terrain survolé par l’aéronef. Cela restreint le nombre de pistes d’atterrissage sur lesquelles la manœuvre d’arrondi peut être contrôlée de façon automatique, en excluant des pistes d’atterrissages pour lesquelles le relief du terrain 35 en amont de la piste est irrégulier. L’utilisation de la hauteur courante H précitée pour réaliser une manœuvre d’arrondi permet de s’affranchir du problème précité et donc de contrôler de façon automatique une manœuvre d’arrondi quel que soit le relief en amont de la piste d’atterrissage. D’autre part, la hauteur courante H déterminée par l’unité de traitement 12 présente également l’avantage, par rapport à une hauteur barométrique déterminée à bord de l’aéronef, d’être insensible aux conditions extérieures (température, pression, etc.). Dans un mode particulier de réalisation, la hauteur barométrique de l’aéronef est utilisée pour réaliser une surveillance de la hauteur courante H. 1) Système (10) d’aide à l’atterrissage d’un aéronef (1) sur une piste d’atterrissage (30) d’un aéroport selon une approche prédéterminée de ladite piste d’atterrissage, ledit système d’aide à l’atterrissage étant caractérisé en ce qu’il comprend une unité de traitement (12) configurée pour : pendant une première phase d’une procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon ladite approche prédéterminée, lorsque l’aéronef vole au-dessus d’une hauteur prédéterminée par rapport à un seuil de la piste d’atterrissage : - acquérir des informations issues d’un récepteur (14) de signaux de guidage ILS embarqué à bord de l’aéronef ; - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues d’un récepteur (16) de signaux d’un système de navigation par satellite embarqué à bord de l’aéronef ; - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues d’une centrale inertielle (18) embarquée à bord de l’aéronef ; - déterminer des informations dites fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef en fonction desdites informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS et desdites informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite ; - déterminer un biais des informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle, en fonction desdites informations fusionnées de position et de vitesse ; et - commander le guidage de l’aéronef sur la base des informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS, puis pendant une deuxième phase de la procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon ladite approche prédéterminée, lorsque l’aéronef vole au-dessous de ladite hauteur prédéterminée par rapport au seuil de la piste d’atterrissage : - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle (18) ; - déterminer des informations dites recalées de position et de vitesse de l’aéronef en appliquant aux informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle, une correction correspondant au biais déterminé pendant la première phase de la procédure d’approche ; et - commander le guidage de l’aéronef le long d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage correspondant à ladite approche prédéterminée, en fonction desdites informations de position et de vitesse recalées. 2) Système selon la revendication 1 caractérisé en ce que l’unité de traitement est en outre configurée pour : - acquérir des informations relatives à la piste d’atterrissage, issues d’une base de données aéroportuaire (22), - déterminer une orientation de la piste d’atterrissage en fonction desdites informations relatives à la piste d’atterrissage, - déterminer une orientation d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage en fonction des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur (14) de signaux de guidage ILS ainsi que des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur (16) de signaux d’un système de navigation par satellite, - déterminer un écart entre ladite orientation de la piste d’atterrissage et ladite orientation de l’axe d’approche ; et - déterminer le biais des informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle en fonction, en outre, dudit écart. 3) Système selon la revendication 2 caractérisé en ce que l’unité de traitement est configurée pour commander le guidage de l’aéronef, pendant la première phase, sur la base des informations issues du récepteur (14) de signaux de guidage ILS corrigées dudit écart. 4) Système selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que l’unité de traitement est configurée pour déterminer lesdites informations fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef au moyen d’au moins un filtre de Kalman recevant en entrée au moins lesdites informations issues du récepteur (14) de signaux de guidage ILS et lesdites informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur (16) de signaux d’un système de navigation par satellite. 5) Système selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que l’unité de traitement est en outre configurée pour, pendant la deuxième phase de la procédure d’approche, déterminer une hauteur courante (H) de l’aéronef par rapport au seuil (Th1) de la piste d’atterrissage et pour transmettre cette hauteur courante de l’aéronef à un système de guidage (20) de l’aéronef pour commander une manœuvre d’arrondi en fonction de ladite hauteur courante. 6) Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’unité de traitement est en outre configurée pour, pendant la première phase de la procédure d’approche, déterminer une hauteur courante (H) de l’aéronef par rapport au seuil (Th1) de la piste d’atterrissage et pour transmettre cette hauteur courante à un système de guidage (20) de l’aéronef pour préparer une manœuvre d’arrondi en fonction de ladite hauteur courante. 7) Système selon l’une quelconque des revendications 5 ou 6, caractérisé en ce que l’unité de traitement est configurée pour déterminer la hauteur courante (H) de l’aéronef en fonction de la pente (α) de l’axe d’approche (32) et d’une distance (D) entre une position courante (P) de l’aéronef et la position du seuil de piste (Th1). 8) Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’unité de traitement fait partie d’un calculateur avionique de l’aéronef, en particulier un calculateur de commandes de vol (20) de l’aéronef. 9) Procédé d’aide à l’atterrissage d’un aéronef (1) sur une piste d’atterrissage (30) d’un aéroport selon une approche prédéterminée de ladite piste d’atterrissage, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes mises en œuvre par une unité de traitement (12) embarquée à bord de l’aéronef : pendant une première phase d’une procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon ladite approche prédéterminée, lorsque l’aéronef vole au-dessus d’une hauteur prédéterminée par rapport à un seuil de la piste d’atterrissage : - acquérir des informations issues d’un récepteur (14) de signaux de guidage ILS embarqué à bord de l’aéronef ; - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues d’un récepteur (16) de signaux d’un système de navigation par satellite embarqué à bord de l’aéronef ; - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues d’une centrale inertielle (18) embarquée à bord de l’aéronef ; - déterminer des informations dites fusionnées de position et de vitesse de l’aéronef en fonction desdites informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS et desdites informations de position et de vitesse de l’aéronef issues du récepteur de signaux d’un système de navigation par satellite ; - déterminer un biais des informations de position et de vitesse issues de la centrale inertielle, en fonction desdites informations fusionnées de position et de vitesse ; et - commander le guidage de l’aéronef sur la base des informations issues du récepteur de signaux de guidage ILS, puis pendant une deuxième phase de la procédure d’approche de la piste d’atterrissage selon ladite approche prédéterminée, lorsque l’aéronef vole au-dessous de ladite hauteur prédéterminée par rapport au seuil de la piste d’atterrissage : - acquérir des informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle (18) ; - déterminer des informations dites recalées de position et de vitesse de l’aéronef en appliquant aux informations de position et de vitesse de l’aéronef issues de la centrale inertielle, une correction correspondant au biais déterminé pendant la première phase de la procédure d’approche ; et - commander le guidage de l’aéronef le long d’un axe d’approche de la piste d’atterrissage correspondant à ladite approche prédéterminée, en fonction desdites informations de position et de vitesse recalées. 10 - Aéronef (1), caractérisé en ce qu’il comprend un système (10) d’aide à l’atterrissage selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.