FR 3114885 A1 20220408 FR 2010034 A 20201001 La présente invention concerne un procédé (S) d’assistance à l’atterrissage d’un aéronef (3) sur une piste comprenant les étapes suivantes : S1 : émettre depuis la piste un signal lumineux codé comprenant une information caractéristique de géolocalisation propre à la piste ; S2 : acquérir une pluralité d’images de l’instrument de guidage (4) de sorte à recevoir le signal lumineux codé ; S3 : décoder le signal lumineux codé pour déterminer l’information caractéristique de géolocalisation ; S4 : estimer une position instantanée de l’aéronef (3) ; S5 : déterminer, à partir des images acquises à l’étape S2 et de la position instantanée estimée de l’aéronef (3), une position relative de l’aéronef (3) par rapport aux repères géoréférencés (7) ; S6 : recaler la position relative en fonction de l’information caractéristique de géolocalisation pour obtenir une position absolue de l’aéronef (3). Figure pour l’abrégé : Fig. 2 Balisage coopératif DOMAINE DE L'INVENTION L’invention concerne le domaine du guidage d’un aéronef, et plus particulièrement l’assistance à la navigation d’un aéronef lors de la phase d’approche et de roulage sans l’utilisation d’un système de positionnement absolu par satellite. ETAT DE LA TECHNIQUE De manière connue en soi, la position courante d’un aéronef peut être déterminée grâce à des systèmes de positionnement par satellites (ou GNSS, acronyme anglais de Global Navigation Satellite System en anglais). Toutefois, ces systèmes sont sensibles notamment au multi-trajet et au brouillage, ce qui limite leur intégrité et donc leur utilisation en phase d’atterrissage. Leur utilisation pour l’assistance en phase d’atterrissage est donc limitée (et même proscrite actuellement pour des questions de sécurité). La position courante de l’aéronef peut également être déterminée à l’aide d’un autre système embarqué par celui-ci, tel qu’une centrale inertielle mesurant en permanence les accélérations linéaires et angulaires de l’aéronef. Une intégration des signaux fournis par cette centrale inertielle permet alors de mesurer les déplacements de l’aéronef et donc sa position relative par rapport à la dernière position fournie par le système de positionnement par satellite. Néanmoins, l’incertitude de la position ainsi déterminée peut être élevée. En effet, le cumul au cours du temps des écarts entre le mouvement déterminé par intégration et le mouvement réel de l’aéronef engendre une dérive de la position de l’aéronef par rapport à sa position réelle, qui peut atteindre plusieurs kilomètres par heure de vol depuis la dernière position fournie par le système de positionnement par satellite. Dans le cas des aéronefs du type avions de ligne, leur centrale inertielle peut dans des cas extrêmes devoir opérer en inertie pure (plus de recalage en position ou en vitesse) lors de la phase d’approche, sur une durée d’au moins sept minutes avant le touché de roue sur la piste. La performance de navigation s’en trouve ainsi impactée lors de la phase de roulage au sol. C’est pourquoi l’atterrissage par mauvaises conditions météorologiques est actuellement réalisé à l’aide d’un système d'atterrissage aux instruments (ou ILS, acronyme anglais Instrument Landing System) qui est basé sur un système de radionavigation utilisé pour l'approche de précision d'aéronefs en régime de vol aux instruments. L’ILS comprend à cet effet un instrument de descente (localizer en anglais) qui fournit l'écart de l'avion par rapport à l'axe de la piste et un instrument trajectoire (glide path en anglais) qui fournit l'écart de l'avion par rapport à la pente nominale d'approche (le plus souvent 3 degrés). Ces deux écarts sont fournis sur un indicateur VOR (acronyme anglais de VHF (Very High Frequency) Omnidirectional Range), qui correspond au système de positionnement radioélectrique utilisé en navigation aérienne et fonctionnant avec les fréquences VHF (ou UHF pour les militaires), ainsi que sur des systèmes d'instruments électroniques de vol (ou EFIS, acronyme anglais de Electronic Flight Instruments System). Un récepteur VOR permet alors de déterminer un relèvement magnétique par rapport à une station au sol et donc le radial sur lequel le récepteur (donc l'avion) est situé. Toutefois, les ILS sont complexes et représentent un coût non négligeable, notamment en termes de maintenance car ils nécessitent d’être régulièrement recalés. De plus, la procédure d’atterrissage aux instruments ne peut pas être intégralement automatisée, dans la mesure où le récepteur VOR est susceptible d’intercepter un mauvais faisceau radioélectrique et de se tromper de radial, et donc de piste d’atterrissage, ce qui rend encore nécessaire une intervention humaine pour la vérification et la correction éventuelle de la trajectoire par la tour de contrôle. Un but de l’invention est de remédier aux inconvénients précités. Un autre but de l’invention est de proposer un procédé d’assistance à la navigation capable de déterminer de manière intègre la position d’un aéronef, notamment d’un avion de ligne, en l’absence de système de positionnement par satellites, et qui soit exploitable lors de la phase d’approche et/ou de roulage de l’aéronef. Un autre but de l’invention est de proposer un procédé d’assistance à la navigation qui permette d’automatiser avec un niveau de sécurité accru la phase d’approche et/ou de roulage d’un aéronef, notamment d’un avion de ligne. Un autre but encore de l’invention est de proposer un procédé d’assistance à la navigation qui puisse être adapté aisément et pour un coût modéré dans les aéroports/aérodromes et sur les aéronefs existants. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect de l’invention un procédé d’assistance à l’atterrissage d’un aéronef sur une piste comprenant les étapes suivantes : S1 : émettre, à l’aide d’un instrument de guidage fixe par rapport à la piste, un signal lumineux codé, le signal lumineux codé comprenant une information caractéristique de géolocalisation propre à la piste ; S2 : acquérir, à l’aide d’au moins un dispositif de capture d’images embarqué à bord de l’aéronef, une pluralité d’images de l’instrument de guidage de sorte à recevoir le signal lumineux codé ; S3 : décoder le signal lumineux codé de sorte à déterminer l’information caractéristique de géolocalisation ; S4 : estimer une position instantanée de l’aéronef ; S5 : déterminer, à partir des images acquises à l’étape S2 et de la position instantanée estimée de l’aéronef, une position relative de l’aéronef par rapport aux repères géoréférencés ; S6 : recaler la position relative déterminée à l’étape S4 en fonction de l’information caractéristique de géolocalisation de sorte à obtenir une position absolue de l’aéronef. Certaines caractéristiques du procédé d’assistance selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le procédé comprend en outre une étape de recalage d’une trajectoire de navigation en fonction de la position absolue déterminée à l’étape S6 ; - l’information caractéristique de géolocalisation comprend l’une au moins des informations suivantes : une information relative à l’aéroport comprenant la piste, une information relative au numéro de la piste, une information relative à la géolocalisation des repères géoréférencés et optionnellement une information relative à un espacement entre les repères géoréférencés ; - l’information caractéristique de géolocalisation comprend une information relative à l’espacement entre les repères géoréférencés et le procédé comprend en outre la détermination d’un axe d’approche de l’aéronef à partir l’information relative à l’espacement entre les repères géoréférencés et une distance focale du dispositif de capture d’images ; et/ou - les étapes S3 à S5 sont réalisées simultanément. Selon un deuxième aspect, l’invention propose un système d’assistance à l’atterrissage pour l’assistance à l’atterrissage d’un aéronef sur une piste selon le premier aspect et comprenant : - un instrument de guidage fixe par rapport à la piste configuré pour émettre un signal lumineux codé, le signal lumineux codé comprenant une information caractéristique de géolocalisation propre à la piste ; - au moins trois repères géoréférencés, fixes par rapport à la piste ; - un dispositif de capture d’images embarqué à bord de l’aéronef, configuré pour prendre une pluralité d’images comprenant l’instrument de guidage et les trois repères géoréférencés ; - une centrale inertielle configurée pour estimer une position instantanée de l’aéronef ; et - une unité de traitement configurée pour déterminer, à partir des images prises par le dispositif de capture d’images et de la position instantanée estimée de l’aéronef, une position relative de l’aéronef par rapport aux repères géoréférencés et pour recaler la position relative en fonction de l’information caractéristique de géolocalisation de sorte à obtenir une position absolue de l’aéronef. Certaines caractéristiques du système d’assistance selon le deuxième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - l’instrument de guidage comprend un indicateur de pente d’approche comprenant quatre sources lumineuses ; - le système comprend quatre repères géoréférencés, les repères géoréférencés étant chacun formés par une des sources lumineuses de l’indicateur de pente d’approche ; - le dispositif de capture d’image présente une cadence supérieure ou égale à 250 images par seconde, par exemple égale à 1000 images par seconde ; - l’instrument de guidage émet le signal lumineux codé suivant une fréquence supérieure ou égale à 500 Hz, de préférence égale à 1000 Hz ; et/ou - la centrale inertielle comprend un système de référence de cap et d’attitude configuré pour estimer une attitude instantanée de l’aéronef, l’unité de traitement étant configurée pour déterminer la position relative de l’aéronef en fonction de l’attitude instantanée. Selon un troisième aspect, l’invention propose un aéronef comprenant le dispositif de capture d’images, la centrale inertielle et l’unité de traitement du système d’assistance selon le deuxième aspect embarqués à bord de l’aéronef, dans lequel le dispositif de capture d’images est configuré pour prendre une pluralité d’images comprenant l’instrument de guidage et les trois repères géoréférencés du système d’assistance et dans lequel l’unité de traitement est configurée pour déterminer, à partir des images prises par le dispositif de capture d’images et de la position instantanée estimée de l’aéronef, une position relative de l’aéronef par rapport aux repères géoréférencés et pour recaler la position relative en fonction de l’information caractéristique de géolocalisation émise par instrument de guidage de sorte à obtenir une position absolue de l’aéronef. DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : La figure 1 illustre de manière schématique un exemple de réalisation d’un système d’assistance à l’atterrissage conforme à un mode de réalisation de l’invention ; et La figure 2 est un organigramme comprenant les étapes d’un exemple de procédé d’assistance à l’atterrissage conforme à un mode de réalisation de l’invention. Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION Dans ce qui suit, on désignera par « phase d’atterrissage » d’un aéronef la phase d’approche de l’aéronef et/ou sa phase de roulage, l’invention trouvant application de chacune de ces deux phases de vol. Par ailleurs, l’invention s’applique notamment mais non limitativement aux aéronefs du type avion, par exemple aux avions de ligne. Toutefois, l’invention peut également être appliquée à tout autre type d’aéronef, tel qu’un drone. Afin d’assister l’aéronef pendant la phase d’atterrissage, l’invention propose un système d’assistance 1 qui exploite la centrale inertielle 2 de l’aéronef 3 et de corriger la dérive de la position de l’aéronef 3 par rapport à sa position réelle en utilisant un signal lumineux émis à proximité de la piste d’atterrissage. Le système 1 d’assistance comprend à cet effet des instruments embarqués à bord de l’aéronef (cadre A dans la figure 1) et des instruments placés au sol (cadre B dans la figure 1), dont au moins une partie à proximité de la piste. Un aéronef 3 comprend, de manière connue en soi, une centrale inertielle 2 comportant entre autres un système de référence de cap et d’attitude configurée pour estimer une attitude instantanée de l’aéronef 3. Toutefois, comme cela a été détaillé en partie introductive, la position instantanée estimée par la centrale inertielle 2 est imprécise et subit une dérive dans le temps qui est telle que l’aéronef 3 ne peut pas se fonder sur cette information instantanée pour atterrir. L’invention propose donc de corriger cette dérive en utilisant un signal lumineux codé émis par un instrument de guidage 4 fixe par rapport à la piste d’atterrissage et des images prises par un dispositif de capture d’images 5 embarqué afin (i) d’identifier la piste et (ii) de déterminer une position absolue de l’aéronef 3 à partir des images prises par le dispositif de capture d’images 5. Pour cela, la piste d’atterrissage est équipée d’un instrument de guidage 4 configuré pour émettre un signal lumineux codé et d’au moins trois repères géoréférencés, par exemple quatre. L’instrument de guidage 4 et les repères géoréférencés sont fixes par rapport à la piste. Comme cela va être détaillé dans ce qui suit, l’instrument de guidage 4 et les repères géoréférencés sont en outre positionnés à proximité de la piste d’atterrissage de sorte à être compris dans un champ de vision du dispositif de capture d’images 5. L’instrument de guidage 4 comprend une source lumineuse capable d’émettre le signal lumineux codé à une fréquence suffisamment élevée pour ne pas gêner la vision du pilote de l’aéronef 3. De préférence, la source lumineuse doit donc être capable d’émettre le signal lumineux avec une fréquence supérieure ou égale à 500 Hz. Dans une forme de réalisation, la source lumineuse comprend un indicateur de pente d’approche ou PAPI (acronyme anglais de Precision Approach Path Indicator) et une unité de commande. De manière connue en soi, le PAPI 4 est un instrument de guidage 4 comprenant quatre sources lumineuses fixées sur le côté de la piste. L’implantation (position par rapport à la piste) et l’espacement entre les sources lumineuses font l’objet de réglementations strictes, tant au niveau national qu’international. Ces caractéristiques spatiales prédéterminées des sources lumineuses du PAPI 4 peuvent ainsi avantageusement être exploitées par le procédé S d’assistance de l’invention. Les sources lumineuses du PAPI 4 comprennent actuellement des diodes électroluminescentes (DEL). Afin de permettre leur utilisation comme instrument de guidage 4, le PAPI 4 est donc associé à une alimentation à découpage présentant une fréquence supérieure ou égale à 500 Hz. Lorsque l’instrument de guidage 4 comprend le PAPI, les quatre sources lumineuses doivent être synchronisées afin d’émettre le signal lumineux codé. La structure d’alimentation à base de transformateurs montés en série n’est pas suffisante pour cette application, dans la mesure où les transformateurs ne peuvent actuellement pas transmettre des impulsions courtes. Il n’est donc a priori pas possible de transmettre les signaux lumineux codés en phase sur l’ensemble des sources lumineuses. On notera que les quatre sources lumineuses du PAPI 4 peuvent être allumées et éteintes indépendamment les unes des autres, ce qui permet de les moduler pour réaliser le signal lumineux codé. Afin de transmettre les signaux lumineux codés en phase sur l’ensemble des sources lumineuses de l’instrument de guidage 4, il est nécessaire de prendre en compte la longueur de la piste entre l’unité de commande et les sources lumineuses ainsi que le temps de propagation entre deux sources lumineuses adjacentes. Si l’on compte entre 5 et 10 ns/m de temps de propagation dans un câble électrique, on constate un retard compris entre 5 µs et 10µs entre la première source lumineuse et la dernière source lumineuse sur une piste ayant une longueur de 3000 m. Or, les impulsions formant le signal lumineux codé pouvant être comprise entre 50 µs et 100µs, un tel retard peut avoir un impact sur le code compris dans le signal lumineux codé. Pour éviter un tel décalage, l’émission des impulsions lumineuses formant le signal lumineux codé peut être programmée pour fournir un retard prédéterminé fonction de la position de chaque source lumineuse. En variante, les sources lumineuses peuvent être autocalibrées à l’installation, en envoyant par l’émetteur une impulsion électrique vers un récepteur qui répond de sorte à déterminer le temps aller-retour et en déduire le retard pour chaque source lumineuse. On notera que, lorsque l’instrument de guidage comprend le PAPI, il n’est pas nécessaire de tenir compte de la longueur de la piste. De plus, il peut être noté que les sources lumineuses doivent être synchronisées avec un léger décalage d’allumage dans l’axe de la piste afin d’assurer une émission lumineuse synchrone avec le balayage pour la diffusion du signal lumineux codé. En variante, l’instrument de guidage 4 peut comprendre une source lumineuse spécifique, distincte du PAPI 4, qui est fixée sur la piste ou à proximité de celle-ci de sorte à se trouver dans le champ de vision du dispositif de capture d’images 5. Avantageusement, l’utilisation du PAPI 4 ou d’une source lumineuse spécifique comme instrument de guidage 4 limite les risques de brouillage du système d’assistance, dans la mesure où cela nécessiterait une superficie de sources lumineuse très importante qui serait donc facilement détectable car très difficilement installable à l’insu des autorités aéroportuaires. L’unité de commande 6 peut comprendre un calculateur de type processeur, microprocesseur, microcontrôleur, etc., configuré pour exécuter des instructions et contrôler l’allumage et l’extinction des sources lumineuses du PAPI 4 afin de générer le signal lumineux codé. Les repères géoréférencés 7 peuvent comprendre tout repère susceptible d’être identifié dans une image prise par le dispositif de capture d’images 5 et comprenant un géoréférencement. Par exemple, l’implantation et l’espacement du PAPI 4 étant réglementé, les quatre sources lumineuses du PAPI 4 peuvent être utilisées comme repères géoréférencés 7. Ainsi, dans une forme de réalisation, le PAPI de la piste peut être utilisé à la fois comme instrument de guidage 4 et comme repères géoréférencés 7. Toutes les pistes d’atterrissage étant équipées d’un tel PAPI 4, 7, il est donc possible, sans beaucoup d’adaptation, de mettre en œuvre le procédé S de l’invention dans tout aéroport et tout aérodrome. Le dispositif de capture d’images 5 peut comprendre une caméra, de préférence grand champ, configurée pour prendre des images à une fréquence suffisamment élevée pour détecter le signal lumineux codé. La dimension du champ de la caméra 5 dépendra de la résolution optique (pixel) et de la distance entre les sources du PAPI 4. Typiquement, lorsque l’instrument de guidage 4 émet le signal lumineux codé à une fréquence de 500 Hz, la caméra présente une cadence au moins égale à 250 images par seconde, de préférence de l’ordre de 1000 images par seconde (pour réduire la durée d’émission/réception du signal par la caméra). Le dispositif de capture d’images 5 peut par exemple être fixée à l’avant de l’aéronef 3, par exemple sur un train d’atterrissage ou à proximité d’une roulette avant du train d’atterrissage ou sous les ailes. Dans une forme de réalisation, l’aéronef 3 comprend deux dispositifs de capture d’images 5 décalés l’un par rapport à l’autre afin d’améliorer la précision de la détermination de la position de l’aéronef 3 et pour accroître la sécurité du procédé S d’assistance à l’atterrissage en assurant une redondance des équipements embarqués. L’aéronef 3 comprend en outre une unité de traitement 8, comprenant une première entrée configurée pour recevoir d’une part des informations relatives à la localisation (position instantanée et attitude) de l’aéronef 3 envoyées par la centrale inertielle 2, et d’autre part les images acquises par le dispositif de capture d’images 5. L’unité de traitement 8 est alors configurée pour traiter ces informations et ces images et en déduire la position absolue de l’aéronef 3. L’unité de traitement 8 peut comprendre un calculateur de type processeur, microprocesseur, microcontrôleur, etc., configuré pour exécuter des instructions et contrôler la centrale inertielle 2 et le dispositif de capture d’images 5. Afin d’assister l’aéronef 3 dans la phase d’atterrissage, le procédé S d’assistance comprend les étapes suivantes : S1 : émettre, à l’aide d’un instrument de guidage 4 fixe par rapport à la piste, un signal lumineux codé, le signal lumineux codé comprenant une information caractéristique de géolocalisation propre à la piste ; S2 : acquérir, à l’aide d’au moins un dispositif de capture d’images 5 embarqué à bord de l’aéronef 3, une pluralité d’images de l’instrument de guidage 4 de sorte à recevoir le signal lumineux codé ; S3 : décoder le signal lumineux codé de sorte à déterminer l’information caractéristique de géolocalisation ; S4 : identifier, dans au moins une des images acquises à l’étape S2, au moins trois repères géoréférencés 7 ; S5 : estimer une position instantanée estimée de l’aéronef 3 ; S6 : déterminer, à partir des images acquises à l’étape S2 et de la position instantanée estimée de l’aéronef 3, une position relative de l’aéronef 3 par rapport aux repères géoréférencées ; S7 : recaler la position relative déterminée à l’étape S6 en fonction de l’information caractéristique de géolocalisation de sorte à obtenir une position absolue de l’aéronef 3. Au cours de l’étape S1, l’instrument de guidage 4 émet le signal lumineux codé. Dans le cas où l’instrument de guidage 4 comprend un PAPI, l’unité de commande 6 envoie des instructions d’émission du signal lumineux codé aux sources lumineuses du PAPI 4, qui s’allument et s’éteignent successivement et de manière synchronisée afin de générer le signal lumineux codé. On notera que l’étape S1 est réalisée en continu par l’instrument de guidage 4, afin de garantir que tout aéronef 3 en phase d’approche et/ou de roulage puisse recevoir le signal lumineux codé. L’information caractéristique de géolocalisation comprise dans le signal lumineux codé comprend l’une au moins des informations suivantes : une information relative à l’aéroport comprenant la piste, une information relative au numéro de la piste, une information relative à la géolocalisation des repères géoréférencés 7 et une information relative à l’espacement entre les repères géoréférencés 7. De préférence, l’information caractéristique de géolocalisation comprend l’ensemble de ces quatre informations. L’information relative à l’aéroport peut comprendre les quatre lettres de l’identifiant AITA (acronyme d’Association Internationale du Transport Aérien) d'emplacement de l’aéroport. Cette information peut par exemple être codée sur 32 bits. L’information relative au numéro de la piste peut comprendre un numéro entre 1 et 16 (les aéroports comprenant actuellement au plus 16 pistes). Cette information peut par exemple être codée sur 4 bits. L’information relative à la géolocalisation des repères géoréférencés 7 peut par exemple comprendre la latitude et la longitude des repères géoréférencés 7. Cette information peut par exemple être codée sur 64 bits. Dans le cas où les repères géoréférencés 7 correspondent aux sources lumineuses du PAPI, cette information correspond à la latitude et à la longitude du PAPI 4, 7. L’information relative à l’espacement entre les repères géoréférencés 7 peut comprendre la distance entre deux repères géoréférencés 7 adjacents. Cette information peut par exemple être codée sur 16 bits par espacement (par exemple 64 bits lorsque ces repères géoréférencés 7 sont au nombre de quatre). En variante, lorsque l’espacement entre les repères géoréférencés n’est pas connu ou que l’agencement respectif des sources lumineuses est complexe (pas en ligne droite), il est possible de diffuser le géoréférencement de chaque source lumineuse de l’instrument de guidage 4. L’utilisation de l’espacement est en pratique plus simple si l’agencement des sources lumineuses est simple (ligne droite) et permet de limiter la longueur du message. En revanche, lorsque leur agencement est complexe, il est préférable de diffuser leur géoréférencement respectif. Ainsi, lorsque le signal lumineux codé comprenant ces quatre informations, l’information caractéristique de géolocalisation associée est un message de 164 bits qui peut, de manière connue en soi, être précédé par un message initial de 8 bits, se terminer par un message final de 8 bits et comprendre en outre un contrôle de redondance cyclique (checksum en anglais) de 32 bits afin de détecter les éventuelles erreurs de décodage. Le message comprend donc 212 bits. On notera que les informations relatives à l’aéroport et au numéro de la piste doivent pouvoir être transmises à une fréquence plus faible que les informations relatives à la géolocalisation et à l’espacement. Le temps de transmission des informations à la fréquence de 1000Hz est de 212 ms pour la séquence totale. Avec un traitement d'image estimé à environ 100 ms, un aéronef volant à 300 km/h aura parcouru une distance d'environ 25 mètres. Dans le cas d’application nécessitant une grande précision une compensation est envisageable. On notera que lorsque la phase d’atterrissage correspond à la phase de roulage, les repères géoréférencés 7 peuvent être géoréférencés sur une carte : par conséquent, seule l’information relative au numéro de la piste est nécessaire dans le signal lumineux codé. Il en découle que l’instrument de guidage 4 peut émettre un signal lumineux codé différent selon que le système d’assistance à l’atterrissage est utilisé pour la phase d’approche, pour la phase de roulage ou pour à la fois la phase d’approche et la phase de roulage. Au cours de l’étape S2, le (ou les) dispositif(s) de capture d’images acquièrent une pluralité d’images de l’instrument de guidage 4. La fréquence d’acquisition des images est choisie de sorte à permettre l’acquisition et la lecture du signal lumineux codé. Ainsi, comme cela a été précisé plus haut, le signal lumineux codé peut être émis avec une fréquence de 500 Hz et le dispositif de capture d’images 5 peut présenter une cadence d’au moins 250 Hz, par exemple égale à 1000 Hz. Au cours de l’étape S3, tout ou partie des images acquises à l’étape S2 sont transmises à l’unité de traitement 8 qui décode le signal lumineux codé et détermine l’information caractéristique de géolocalisation (qui peut comprendre l’une au moins des quatre informations listées ci-avant). Dans une forme de réalisation, l’étape S3 est réitérée au moins une fois afin de confirmer le décodage du signal lumineux codé. Au cours de l’étape S4, qui peut être effectuée en parallèle de l’étape S3, la centrale inertielle 2 envoie à l’unité de traitement 8 des informations relatives à la position instantanée estimée de l’aéronef 3. Cette position instantanée est estimée, de manière connue en soi, à partir de la dernière position absolue relevée, typiquement par un système de positionnement par satellites, mais a subi une déviation indéterminée. En particulier, la centrale inertielle 2 comprend un système de référence de cap et d’attitude (Attitude and Heading reference System en anglais, AHRS) configuré pour estimer l’attitude instantanée de l’aéronef 3. Au cours de l’étape S5, qui peut également être effectuée en parallèle de l’étape S3, connaissant l’attitude de l’aéronef 3, l’unité de traitement 8 détermine une position relative de l’aéronef 3 par rapport aux repères géoréférencées. Pour cela, connaissant l’attitude de l’aéronef 3, l’unité de traitement 8 peut par exemple projeter une position supposée des repères géoréférencés 7 dans tout ou partie des images acquises à l’étape S2. Dans le cas où les repères géoréférencés 7 correspondent aux sources lumineuses du PAPI, la position géographique et l’espacement entre les sources lumineuses sont connus. L’unité de traitement 8 peut ainsi projeter une position estimée des sources lumineuses dans les images. Une fois cette projection effectuée, l’unité de traitement 8 effectue une mise en correspondance entre les projections des positions supposées des repères géoréférencés 7 et les positions effectives des repères géoréférencés 7 dans les images jusqu’à ce que les positions supposées correspondent à leur position effective, et en déduit la position relative de l’aéronef 3 par rapport aux repères géoréférencés 7. L’unité de traitement 8 peut utiliser les mêmes images à l’étape S3 pour décoder le signal lumineux et à l’étape S5 pour déterminer la position relative de l’aéronef 3, ou en variante utiliser des images différentes. Au cours de l’étape S6, l’unité de traitement 8 recale la position relative déterminée à l’étape S4 en fonction de l’information caractéristique de géolocalisation de sorte à obtenir une position absolue de l’aéronef 3. Par position absolue, on comprendra ici la position de l’aéronef 3 dans le référentiel terrestre. Cette étape est réalisée par suivi des repères géoréférencés 7 dans des images successives qui ont été acquises à l’étape S2. Pour cela, de manière connue en soi, l’unité de traitement 8 détermine la matrice de passage entre le repère local, dans lequel la position relative de l’aéronef 3 a été déterminée à l’étape S5, et le référentiel terrestre, dans lequel la position géographique absolue des repères géoréférencés 7 est connue grâce au signal lumineux codé. Cette étape tient notamment compte des paramètres intrinsèques du dispositif de capture d’images 5 (distance focale horizontale et distance focale verticale en pixels). A titre d’exemple, la matrice K des paramètres intrinsèques du dispositif de capture d’images 5 peut être définies comme suit, où fx et fy correspondent aux distances focales horizontale et verticale (en pixels) du dispositif de capture d’images 5, et cx et cy correspondent aux coordonnées du point principal (point d’intersection entre l’axe optique et le plan image) exprimées dans le repère pixel : Par ailleurs, on désigne par : R la matrice de rotation 3x3 ; t la matrice de translation 3x1 ; [R|t] la concaténation horizontale des matrices R et t ; i un point géoréférencé dans le repère terrestre ; (Xi ; Yi ; Zi) les coordonnées du point i dans le repère terrestre : et (ui, vi) les coordonnées du point i des pixels associés à la projection de ce point dans une image. La position absolue de l’aéronef 3 est alors déterminée par minimisation des erreurs de reprojection en déterminant les matrice de rotation R et de translation t telles que : Connaissant la position absolue de l’aéronef 3 (position, attitude (c’est-à-dire l’inclinaison, l’assiette et la symétrie)), il est possible de recaler la trajectoire de navigation de l’aéronef 3 définie par la centrale inertielle 2 (étape S8). On notera qu’en outre, connaissant l’écartement entre les repères géoréférencés 7 grâce à l’information caractéristique de géolocalisation obtenue à l’étape S3 et les distances focales horizontale et verticale du dispositif de capture d’images 5, il est possible de déterminer au cours d’une étape S7 l’axe d’approche de l’aéronef 3 par stadimétrie et d’en tenir compte lors du recalage de la trajectoire de navigation de l’aéronef 3. Dans une forme de réalisation, les étapes S1 à S8 sont réitérées pendant toute la phase d’atterrissage afin de recaler en continu la trajectoire de navigation définie par la centrale inertielle 2. Procédé (S) d’assistance à l’atterrissage d’un aéronef (3) sur une piste comprenant les étapes suivantes : S1 : émettre, à l’aide d’un instrument de guidage (4) fixe par rapport à la piste, un signal lumineux codé, le signal lumineux codé comprenant une information caractéristique de géolocalisation propre à la piste ; S2 : acquérir, à l’aide d’au moins un dispositif de capture d’images (5) embarqué à bord de l’aéronef (3), une pluralité d’images de l’instrument de guidage (4) de sorte à recevoir le signal lumineux codé ; S3 : décoder le signal lumineux codé de sorte à déterminer l’information caractéristique de géolocalisation ; S4 : estimer une position instantanée de l’aéronef (3) ; S5 : déterminer, à partir des images acquises à l’étape S2 et de la position instantanée estimée de l’aéronef (3), une position relative de l’aéronef (3) par rapport aux repères géoréférencés (7) ; S6 : recaler la position relative déterminée à l’étape S4 en fonction de l’information caractéristique de géolocalisation de sorte à obtenir une position absolue de l’aéronef (3). Procédé (S) selon la revendication 1, comprenant en outre une étape (S8) de recalage d’une trajectoire de navigation en fonction de la position absolue déterminée à l’étape S6. Procédé (S) selon l’une des revendications 1 ou 2, dans lequel l’information caractéristique de géolocalisation comprend l’une au moins des informations suivantes : une information relative à l’aéroport comprenant la piste, une information relative au numéro de la piste, une information relative à la géolocalisation des repères géoréférencés (7) et optionnellement une information relative à un espacement entre les repères géoréférencés (7). Procédé (S) selon la revendication 3, dans lequel l’information caractéristique de géolocalisation comprend une information relative à l’espacement entre les repères géoréférencés (7) et le procédé (S) comprend en outre la détermination d’un axe d’approche de l’aéronef (3) à partir l’information relative à l’espacement entre les repères géoréférencés (7) et une distance focale du dispositif de capture d’images (5) (S7). Procédé (S) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel les étapes S3 à S5 sont réalisées simultanément. Système (1) d’assistance à l’atterrissage pour l’assistance à l’atterrissage d’un aéronef (3) sur une piste selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant : - un instrument de guidage (4) fixe par rapport à la piste configuré pour émettre un signal lumineux codé, le signal lumineux codé comprenant une information caractéristique de géolocalisation propre à la piste ; - au moins trois repères géoréférencés (7), fixes par rapport à la piste ; - un dispositif de capture d’images (5) embarqué à bord de l’aéronef (3), configuré pour prendre une pluralité d’images comprenant l’instrument de guidage (4) et les trois repères géoréférencés (7) ; - une centrale inertielle (2) configurée pour estimer une position instantanée de l’aéronef (3) ; et - une unité de traitement (8) configurée pour déterminer, à partir des images prises par le dispositif de capture d’images (5) et de la position instantanée estimée de l’aéronef (3), une position relative de l’aéronef (3) par rapport aux repères géoréférencés (7) et pour recaler la position relative en fonction de l’information caractéristique de géolocalisation de sorte à obtenir une position absolue de l’aéronef (3). Système (1) selon la revendication 6, dans lequel l’instrument de guidage (4) comprend un indicateur de pente d’approche comprenant quatre sources lumineuses. Système (1) selon la revendication 7, comprenant quatre repères géoréférencés (7), les repères géoréférencés (7) étant chacun formés par une des sources lumineuses de l’indicateur de pente d’approche. Système (1) selon l’une des revendications 6 à 8, dans lequel le dispositif de capture d’image présente une cadence supérieure ou égale à 250 images par seconde, par exemple égale à 1000 images par seconde. Système (1) selon la revendication 9, dans lequel l’instrument de guidage (4) émet le signal lumineux codé suivant une fréquence supérieure ou égale à 500 Hz, de préférence égale à 1000 Hz. Système (1) selon l’une des revendications 6 à 10, dans lequel la centrale inertielle (2) comprend un système de référence de cap et d’attitude (AHRS) configuré pour estimer une attitude instantanée de l’aéronef (3), l’unité de traitement (8) étant configurée pour déterminer la position relative de l’aéronef (3) en fonction de l’attitude instantanée. Aéronef (3) comprenant le dispositif de capture d’images (5), la centrale inertielle (2) et l’unité de traitement (8) du système (1) d’assistance selon l’une des revendications 6 à 11 embarqués à bord de l’aéronef (3), dans lequel le dispositif de capture d’images (5) est configuré pour prendre une pluralité d’images comprenant l’instrument de guidage (4) et les trois repères géoréférencés (7) du système (1) d’assistance et dans lequel l’unité de traitement (8) est configurée pour déterminer, à partir des images prises par le dispositif de capture d’images (5) et de la position instantanée estimée de l’aéronef (3), une position relative de l’aéronef (3) par rapport aux repères géoréférencés (7) et pour recaler la position relative en fonction de l’information caractéristique de géolocalisation émise par instrument de guidage (4) de sorte à obtenir une position absolue de l’aéronef (3).