FR 3128298 A1 20230421 FR 2111147 A 20211020 L’invention concerne un Système d'aide à l'atterrissage sur une zone d'atterrissage pour un aéronef à voilure tournante, le système comprenant un calculateur (1), une IHM (2) pour interagir avec le pilote de l’aéronef, un ensemble optique (3) muni d'au moins un capteur optique, un ensemble radar(4) muni d'au moins un détecteur radar, et une centrale inertielle (5), dans lequel le calculateur est configuré pour mettre en œuvre les étapes suivantes : - une première étape (Etape1) consistant à déterminer une image optique de la zone d'atterrissage possible; - une deuxième étape (Etape2) consistant à déterminer la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système dans le référentiel terrestre; - une troisième étape (Etape3) consistant à déterminer un chemin d’approche de la zone d’atterrissage; et - une quatrième étape (Etape4) consistant à fournir à l’IHM (2) un écart entre la position du système et le chemin d’approche. Figure pour l’abrégé : Fig. 3 Système d'aide à l'atterrissage sur une zone d'atterrissage pour un aéronef à voilure tournante L’invention porte sur un système d'aide à l'atterrissage sur une zone d'atterrissage pour un aéronef à voilure tournante, tel un hélicoptère ou un drone. Lorsque la visibilité est mauvaise, de nuit, ou en présence de brouillard, de pluie ou de poussière, les approches des aéronefs s’effectuent à l’aide des instruments. Sur une zone d’atterrissage préparée, un aéronef est guidé grâce à des équipements radio au sol et à bord. Ces équipements permettent de guider l’aéronef vers son point d’atterrissage avec la bonne trajectoire (direction et taux de descente) qui garantit la sécurité. Le problème se pose lorsqu’un aéronef, comme un hélicoptère ou un drone, souhaite atterrir en toute autonomie, sur un terrain sommaire qui n’a pas pu être préparé par une équipe au sol. C’est par exemple le cas, pour de nombreuses missions militaires en opération extérieure, ou pour des hélicoptères de la sécurité civile qui font leur choix de la zone d’atterrissage seulement quelques minutes avant de se poser. En particulier, lorsqu’un aéronef à voilure tournante, tel un hélicoptère ou un drone, atterrit dans une zone poussiéreuse ou sablonneuse, en approchant du sol, le souffle de l’hélicoptère soulève un nuage de poussière qui dégrade la visibilité du pilote (phénomène de Brownout). L’approche dite à vue, très risquée, s’en retrouve alors compromise et génère parfois des accidents. Lorsque le pilote d’un aéronef à voilure tournante, tel un hélicoptère ou un drone, est amené à atterrir sur un terrain non préparé, il applique une Méthode de Raisonnement des Approches et des Décollages, d’acronyme MRAD, durant laquelle il décide : le point précis où il va poser son appareil nommé ci-après zone d’atterrissage, l’axe d’approche compte tenu du vent et des obstacles, le type d’approche utilisée : l’angle de descente, la présence ou non d’une descente finale verticale, Dans ou Hors Effet de Sol (DES, HES), ainsi que la puissance moteur. On entend par effet de sol l'écoulement aérodynamique à faible hauteur, créé par le rotor de la voilure tournante, modifié par la proximité du sol. Il en résulte que la puissance nécessaire pour créer la portance est moindre. Une fois ces choix définis, le pilote connait sa trajectoire théorique d’approche, son angle de descente, sa vitesse théorique à appliquer, son point de stabilisation éventuel pour finir en descente verticale. Il doit alors appliquer ces éléments théoriques. Pour se repérer dans l’espace et appliquer la bonne pente, le pilote utilise principalement son ressenti et son expérience en observant l’extérieur. Même dans un cas de bonne visibilité, il n’applique pas forcement les bonnes manœuvres. En cas de nuage ou écran de poussière, ou "brown-out" en langue anglaise, i.e. en cas de restriction de visibilité en vol due à la poussière ou au sable dans l'air, le pilote perd de la visibilité sur sa trajectoire finale d’approche. Il peut même être leurré par des illusions sensorielles. Il essaie de conserver la bonne situation de l'aéronef à voilure tournante, en cherchant les quelques repères visuels qu’il arrive à distinguer. Ces repères l'aident à connaître la situation de l'aéronef à voilure tournante (attitude, altitude). Pour un hélicoptère, le copilote peut aider le pilote en surveillant et en "chantant" les instruments (puissance moteur, vitesse, altitude, etc…), pour que le pilote aux commandes conserve son regard à l’extérieur. Le problème est de disposer d’un moyen autonome d’aide au guidage vers toute zone d’atterrissage (préparée ou non), pour un pilote qui a perdu la visibilité extérieure, sans nécessité d’infrastructure sol, en lui laissant libre choix total de sa zone d’atterrissage, et en lui proposant des profils de descentes optimums paramétrables. On entend par autonome, un traitement de données issues de capteurs et/ou d’instruments intrinsèques au système embarqué par le porteur, sans recours à des données externes reçues par le système embarqué (comme des données GPS, des données transmises par radiofréquence, optique ou autre). Aider le pilote à atterrir dans n’importe quelle zone non préparée, quelle que soit la visibilité, et sans dépendre de moyens externes à l’aéronef (comme par exemple : GPS, ILS, …). On entend par zone non préparée, une zone non équipée d’une infrastructure destinée à aider un pilote d’aéronef, d’atterrir ou de décoller. Il est par exemple connu le document FR2852686 B1 porte sur un système de pilotage d'un aéronef, au moins pour piloter l'aéronef lors d'une approche de non précision en vue d'un atterrissage, décrit un système d’atterrissage à l’aide d’un GPS et d’une centrale inertielle. Il n’utilise pas de données de capteurs embarqués comme un radar par exemple, mais un radiophare type VOR, un télémètre (DME) nécessitants des équipements au sol. Dans le cas d'aéronefs militaires, les zones d’atterrissages ne sont pas forcément connues par avance. Les opérationnels utilisent alors plusieurs solutions. Ils peuvent préparer la zone d’atterrissage avec un moyen radio ambulant dédié à l’atterrissage. S’ils ne veulent pas utiliser de moyens au sol, et veulent atterrir en présence de poussière, le pilote peut survoler une première fois la zone où il souhaite atterrir, et, lorsque son aéronef à voilure tournante se trouve parfaitement à la verticale de la zone d’atterrissage, il s’arrête. Il repère alors les coordonnées géographiques de celle-ci (il relève la position GNSS). Ensuite, il s’en éloigne et refait un tour pour faire sa procédure d’atterrissage à l’aide de son pilote automatique, s'il en est équipé. Un but de l'invention est de pallier les problèmes précédemment cités, et notamment d'aider à l'atterrissage pour un aéronef à voilure tournante. Selon un aspect de l'invention, il est proposé un système d'aide à l'atterrissage sur une zone d'atterrissage pour un aéronef à voilure tournante, comme un hélicoptère ou un drone, le système comprenant un calculateur, une IHM pour interagir avec le pilote de l’aéronef, un ensemble optique muni d'au moins un capteur optique, un ensemble radar muni d'au moins un détecteur radar, et une centrale inertielle, dans lequel le calculateur est configuré pour mettre en œuvre les étapes suivantes : - une première étape consistant à déterminer une image optique de la zone d'atterrissage possible à partir des données fournies par l'ensemble optique, sur laquelle est indiquée l’intersection du champ de l’ensemble optique et du champ de l’ensemble radar, et à transmettre cette image à destination de l'IHM ; - une deuxième étape consistant à déterminer la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système dans le référentiel terrestre, à partir d’une zone d’atterrissage fournie par l’IHM sur instruction du pilote, dans la zone d’atterrissage possible, de données fournies par la centrale inertielle, de données fournies par l’ensemble optique, et de données fournies par l’ensemble radar ; - une troisième étape consistant à déterminer un chemin d’approche de la zone d’atterrissage à partir de la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système et de paramètres d’approche fournis par l’IHM sur instructions du pilote ; et - une quatrième étape consistant à fournir à l’IHM un écart entre la position du système et le chemin d’approche, à partir de données fournies par la centrale inertielle, de données fournies par l’ensemble radar, et de la position relative de la zone d'atterrissage. On entend par référentiel terrestre, un référentiel centré sur le centre de masse de la Terre et dont les trois axes orthonormés 0X, 0Y et OZ se croisant au centre de masse origine du référentiel, sont liés au globe terrestre Dans un mode de réalisation, le calculateur est configuré pour mettre en œuvre la deuxième étape à partir : des données fournies par l’ensemble radar, comprenant la distance, l’azimut et l’élévation de la zone d’atterrissage sélectionnée dans le repère du système ; et des données fournies par la centrale inertielle comprenant les angles de roulis, de lacet et de tangage du système définissant l’attitude du système et son cap par rapport au référentiel terrestre ; et configuré pour déterminer la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système dans le référentiel terrestre en utilisant une matrice de passage déterminée à partir de données fournies par la centrale inertielle. Selon un mode de réalisation, le calculateur est configuré pour mettre en œuvre la troisième étape à partir : de la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système dans le référentiel terrestre ; et de paramètres d’approche fournis par l’IHM sur instructions du pilote, comprenant s’il souhaite ou non effectuer un vol stationnaire avant descente verticale, et en cas de vol stationnaire avant descente verticale, la hauteur (H HOVER ) par rapport à la zone d’atterrissage, la pente par rapport à l’horizon (θ), et son cap (φ). Dans un mode de réalisation, les paramètres d’approches fournis par l’IHM sur instructions du pilote, sont déterminés à partir de configurations prédéfinies modifiables dépendant d’abaques correspondant au modèle d’aéronef auquel il est destiné. Selon un mode de réalisation, le calculateur est configuré pour mettre en œuvre la quatrième étape à partir de calculs cycliques d’un écart entre la position du système et le chemin d’approche. Dans un mode de réalisation, en cas de vol stationnaire avant descente verticale, le calculateur est configuré pour calculer l’écart entre la position du système et le chemin d’approche en coordonnées sphérique, centré dans un premier temps sur le point de vol stationnaire (H H over ), puis dans un deuxième temps, centré sur la zone d’atterrissage. Selon un mode de réalisation, l’IHM est configuré pour être mise à disposition du pilote sur un dispositif de visualisation dédié additionnel ou un dispositif de visualisation déjà dédié à la commande de l’aéronef. Dans un mode de réalisation, le système utilise, en outre, des données de localisation d'un système GNSS afin d'améliorer la précision de la position du système. Selon un autre aspect de l'invention, il est également proposé un hélicoptère muni d’un système tel que précédemment décrit. Selon un autre aspect de l'invention, il est également proposé un drone muni d’un système. L'invention sera mieux comprise à l'étude de quelques modes de réalisation décrits à titre d'exemples nullement limitatifs et illustrés par le dessin annexé sur lequel : illustre schématiquement un système d'aide à l'atterrissage sur une zone d'atterrissage pour un aéronef à voilure tournante, selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement le fonctionnement d'un système de la , selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement la première étape mise en œuvre par le calculateur, selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement la deuxième étape mise en œuvre par le calculateur, selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement la deuxième étape mise en œuvre par le calculateur, selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement la troisième étape mise en œuvre par le calculateur, selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement la troisième étape mise en œuvre par le calculateur, selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement la troisième étape mise en œuvre par le calculateur, selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement la troisième étape mise en œuvre par le calculateur, selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement la troisième étape mise en œuvre par le calculateur, selon un aspect de l'invention ; illustre schématiquement la quatrième étape mise en œuvre par le calculateur, selon un aspect de l'invention ; La illustre schématiquement un système d'aide à l'atterrissage sur une zone d'atterrissage pour un aéronef à voilure tournante, selon un aspect de l'invention Le système d'aide à l'atterrissage sur une zone d'atterrissage pour un aéronef à voilure tournante, comprend un calculateur 1, une IHM 2 pour interagir avec le pilote de l’aéronef, un ensemble optique 3 muni d'au moins un capteur optique, un ensemble radar 4 muni d'au moins un détecteur radar, et une centrale inertielle 5. Le calculateur 1 est configuré pour mettre en œuvre les étapes illustrées par la . Le système de l'invention comprend une interface homme machine ou IHM 2, comme une tablette tactile ou un écran d'affichage de l'aéronef à voilure tournante, sur laquelle le pilote de l'aéronef à voilure tournante, tel un hélicoptère ou un drone, visualise une image optique du terrain approchant, par exemple en infrarouge. L’image Optique est fournie grâce à des capteurs situés sous l’aéronef, comprenant l'ensemble optique 3 muni d'au moins un capteur optique, l'ensemble radar 4 muni d'au moins un détecteur radar. L'ensemble optique 3 fournit une image du champ optique 6 d’une bonne résolution qui lui permet de faire son choix de la zone d'atterrissage. L’intersection 7, entre le champ optique 6 et le champ radar 8, constitue une zone dans laquelle l’image peut être télémétrée. Pour permettre de déterminer les positions relatives de l'aéronef par rapport à la zone d’atterrissage, dans le référentiel terrestre, il est nécessaire de connaître également l’attitude de l’aéronef (roulis, tangage, lacet), en plus de la mesure radar. Cette information est fournie par la centrale inertielle 5. L'ensemble radar 4 fournit aussi au moins trois vitesses Doppler permettant de connaitre la position relative de l’aéronef ainsi que son attitude de vol (par exemple comme décrit dans le document FR1103890). Grâce à ces éléments, le calculateur 1 est capable de déterminer à tout moment, la position relative de l’aéronef par rapport à une zone d’atterrissage visualisée dans le champ 7, ainsi que par rapport à une approche théorique vers cette zone d'atterrissage. Comme illustré sur la , le calculateur est configuré pour mettre en œuvre les étapes suivantes : - une première étape Etape1 consistant à déterminer une image optique de la zone d'atterrissage possible à partir des données fournies par l'ensemble optique 3, sur laquelle est indiquée l’intersection 7 du champ 6 de l’ensemble optique 3 et du champ 8 de l’ensemble radar 4, et à transmettre cette image à destination de l'IHM 2 ; - une deuxième étape Etape2 consistant à déterminer la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système dans le référentiel terrestre, à partir d’une zone d’atterrissage fournie par l’IHM 2 sur instruction du pilote, dans la zone d’atterrissage possible, de données fournies par la centrale inertielle 5, de données fournies par l’ensemble optique 3, et de données fournies par l’ensemble radar 4 ; - une troisième étape Etape3 consistant à déterminer un chemin d’approche de la zone d’atterrissage à partir de la position relative de la zone d'atterrissage et de paramètres d’approche fournis par l’IHM 2 sur instructions du pilote ; et - une quatrième étape Etape4 consistant à fournir à l’IHM 2 un écart entre la position du système et le chemin d’approche, à partir de données fournies par la centrale inertielle 5, de données fournies par l’ensemble radar 4, et de la position relative de la zone d'atterrissage. Le pilote (ou le copilote) de l'aéronef à voilure tournante, tel un hélicoptère ou un drone, peut visualiser la zone d’atterrissage au travers de l’IHM 2 et grâce à l'ensemble optique 3 (première étape Etape1). Le pilote (ou le copilote) choisit ensuite sa zone d’atterrissage en la visualisant sur l’IHM 2 et en la sélectionnant par exemple avec son doigt grâce à une interface par exemple tactile. Le système détermine la position relative de la zone d'atterrissage par rapport à l’aéronef (deuxième étape Etape2) en fonction de ses données d’entrées. Le pilote (ou le copilote) choisit ensuite son type d’approche en fonction de sa MRAD et rentre les paramètres dans le système (troisième étape Etape3). Le système peut alors calculer la position XYZ de tous les points de passage de la trajectoire d’approche. La phase d’atterrissage peut alors commencer. Le système détermine cycliquement et jusqu’à atteinte de la zone d'atterrissage, l’écart de l’aéronef avec la trajectoire d’approche. Le système remonte cette information via l'IHM 2 vers le pilote et/ou le copilote (quatrième étape Etape4). Le pilote peut alors manœuvrer l’aéronef pour le remettre sur la trajectoire théorique d’approche. En cas de perte de visibilité lié au Brownout (nuage de poussière), le pilote (ou le copilote) peut toujours identifier les écarts grâce à l’IHM 2 et corriger la trajectoire immédiatement. Dans la première étape Etape1, le système, comme illustré sur la , grâce à son ensemble optique 3 et à son IHM 2, fournit au pilote une image du terrain en approche. Si le champ 8 de l'ensemble radar 4 est différent du champ 6 de l'ensemble optique 3, l’IHM 2 indique où se situe l’intersection des 2 champs, correspondant à une zone d'atterrissage possible. Le pilote (ou le copilote), peut sélectionner sa zone d’atterrissage, comme illustré sur la au moyen de l’IHM 2 dans cette intersection 7 des 2 champs 6 et 8. Le radar donne la distance, Azimut et élévation de la ZA dans le repère de l’hélicoptère, La centrale inertielle 5, permet de connaitre l’attitude (roulis, tangage, lacet) du système, donc de l'aéronef par rapport au référentiel terrestre, et son cap. Le calculateur 1 déduit la position (X ZA , Y ZA , r) relative de la zone d'atterrissage par rapport à l'aéronef dans le repère référentiel terrestre en calculant le changement de référentiel. Le calcul de changement de repère utilise la matrice de passage déterminée par les données de la centrale inertielle 5, comme représenté sur la . Durant la troisième étape Etape3, illustrée sur la , le pilote (ou le copilote) peut ensuite, grâce à l’IHM 2, choisir ses paramètres d’approche en fonction du résultat de sa MRAD. Connaissant la pente qu’il veut appliquer, l’axe de son approche, s’il souhaite éventuellement d'effectuer un vol stationnaire avant de réaliser une descente verticale, si ce vol stationnaire s’effectue Dans l’Effet de Sol (DES) ou Hors Effet de Sol (HES), comme illustré sur les , et , il va pourvoir renseigner tous ces paramètres dans l’IHM 2, comme illustré sur la : Hauteur H Hover de l'éventuel vol stationnaire par rapport à la zone d'atterrissage ; Pente θ par rapport à l’Horizon ; Axe φ (cap) par rapport au Nord ; H DES correspond à une hauteur H Hover inférieur à un seuil correspondant à la limite entre la présence ou non d'un effet de sol au niveau de la portance. Afin de permettre une saisie plus rapide des paramètres d’approche, le système peut être préconfiguré avec les abaques connus pour certains hélicoptères ou drones (courbes hauteur/vitesse propres à chaque aéronef). Connaissant les pentes pratiquées nominalement en regard de ces abaques (comme illustré sur les , et avec différents profils d’approche nominaux proposés), dans les différents types d’approche (Angle Moyen, Angle Fort, avec ou sans vol stationnaire avant descente verticale, Dans Effet de Sol, Hors Effet de Sol, etc…), le calculateur 1 est capable de proposer une courbe nominale en fonction du choix de type d’approche : angle moyen, angle fort, angle plat, avec ou sans stationnaire, DES ou HES. Dans ce cas, comme représenté sur la , le pilote sélectionne avec l’IHM 2 son type d’approche, par exemple au doigt sur une IHM mise en œuvre sur un écran tactile et le calculateur 1 propose la pente θ et la hauteur H Hover nominales dépendant des abaques. Quant à l’axe d’approche, il est donné avec une valeur par défaut, par exemple le cap ou la route de l’aéronef au moment de la sélection de la zone d'atterrissage. Ce fonctionnement permet la prise en compte très rapide (en 1 appui ou un clic de sélection) de certains profils d’atterrissages nominaux couramment utilisés. Une fois les paramètres d’approche définis et validés par le pilote (ou le copilote), la trajectoire d’atterrissage est connue dans l’espace dans le référentiel terrestre centré sur la zone d'atterrissage. Grâce au radar et à ses données d’altitude et vitesses, et grâce à la centrale inertielle 5, la position du système, donc de l'aéronef, est calculée cycliquement dans le référentiel terrestre centré sur la zone d'atterrissage, par exemple tel que décrit dans le document FR1103890. Le calculateur 1 calcule alors cycliquement les écarts entre la trajectoire théorique et la trajectoire réelle de l’aéronef, comme illustré sur la . Le calcul de l’écart s’effectue par exemple en coordonnées sphérique, centrée dans un premier temps sur le point de vol stationnaire Hover, puis dans un second temps, centré sur la zone d'atterrissage, (une fois qu’une distance minimale a été atteinte avec le point de Hover). ∆φ représente l'écart par rapport à l’axe horizontal entre la trajectoire théorique et la trajectoire réelle de l’aéronef, et ∆θ représente l'écart par rapport à l’axe vertical entre la trajectoire théorique et la trajectoire réelle de l’aéronef. Ces informations sont fournies au pilote (ou copilote) via l’IHM 2. Le franchissement de seuils d’alerte de ces écarts (∆φ max , ∆θ max ) peut également être fourni au pilote via l’IHM 2 pour lui permettre de conduire son aéronef de façon nominale, i.e. en restant sur la trajectoire théorique définie. Le pilote peut ainsi détecter, en cas de perte de visibilité (par exemple lié au phénomène de BrownOut) ses écarts par rapport à l’approche et l’atterrissage théorique, et ainsi corriger ses actions. Système d'aide à l'atterrissage sur une zone d'atterrissage pour un aéronef à voilure tournante, le système comprenant un calculateur (1), une IHM (2) pour interagir avec le pilote de l’aéronef, un ensemble optique (3) muni d'au moins un capteur optique, un ensemble radar(4) muni d'au moins un détecteur radar, et une centrale inertielle (5), dans lequel le calculateur est configuré pour mettre en œuvre les étapes suivantes : - une première étape (Etape1) consistant à déterminer une image optique de la zone d'atterrissage possible à partir des données fournies par l'ensemble optique (3), sur laquelle est indiquée l’intersection (7) du champ (6) de l’ensemble optique (3) et du champ (8) de l’ensemble radar (4), et à transmettre cette image à destination de l'IHM (2) ; - une deuxième étape (Etape2) consistant à déterminer la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système dans le référentiel terrestre, à partir d’une zone d’atterrissage fournie par l’IHM (2) sur instruction du pilote, dans la zone d’atterrissage possible, de données fournies par la centrale inertielle (5), de données fournies par l’ensemble optique (3), et de données fournies par l’ensemble radar (4); - une troisième étape (Etape3) consistant à déterminer un chemin d’approche de la zone d’atterrissage à partir de la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système et de paramètres d’approche fournis par l’IHM (2) sur instructions du pilote ; et - une quatrième étape (Etape4) consistant à fournir à l’IHM (2) un écart entre la position du système et le chemin d’approche, à partir de données fournies par la centrale inertielle (5), de données fournies par l’ensemble radar (4), et de la position relative de la zone d'atterrissage. Système selon la revendication 1, dans lequel le calculateur est configuré pour mettre en œuvre la deuxième étape (Etape 2) à partir : - des données fournies par l’ensemble radar (4), comprenant la distance, l’azimut et l’élévation de la zone d’atterrissage sélectionnée dans le repère du système ; - des données fournies par la centrale inertielle (5) comprenant les angles de roulis, de lacet et de tangage du système définissant l’attitude du système et son cap par rapport au référentiel terrestre ; et configuré pour déterminer la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système dans le référentiel terrestre en utilisant une matrice de passage déterminée à partir de données fournies par la centrale inertielle. Système selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le calculateur (1) est configuré pour mettre en œuvre la troisième étape (Etape3) à partir : - de la position relative de la zone d'atterrissage par rapport audit système dans le référentiel terrestre ; et - de paramètres d’approche fournis par l’IHM (2) sur instructions du pilote, comprenant s’il souhaite ou non effectuer un vol stationnaire avant descente verticale, et en cas de vol stationnaire avant descente verticale, la hauteur (H HOVER ) par rapport à la zone d’atterrissage, la pente (θ) par rapport à l’horizon, et son cap (φ). Système selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les paramètres d’approches fournis par l’IHM (2) sur instructions du pilote, sont déterminés à partir de configurations prédéfinies modifiables dépendant d’abaques correspondant au modèle de l’aéronef auquel il est destiné. Système selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le calculateur (1) est configuré pour mettre en œuvre la quatrième étape (Etape4) à partir de calculs cycliques d’un écart entre la position du système et le chemin d’approche. Système selon la revendication 5, dans lequel, en cas de vol stationnaire avant descente verticale, le calculateur (1) est configuré pour calculer l’écart entre la position du système et le chemin d’approche en coordonnées sphérique, centré dans un premier temps sur le point de vol stationnaire (H HOVER ), puis dans un deuxième temps, centré sur la zone d’atterrissage. Système selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’IHM (2) est configuré pour être mise à disposition du pilote sur un dispositif de visualisation dédié additionnel ou un dispositif de visualisation déjà dédié à la commande de l’aéronef. Système selon l’une des revendications précédentes, utilisant, en outre, des données de localisation d'un système GNSS afin d'améliorer la précision de la position du système. Hélicoptère muni d’un système selon l’une des revendications 1 à 8. Drone muni d’un système selon l’une des revendications 1 à 8.