FR 3139654 A1 20240315 FR 2209163 A 20220913 La présente invention concerne un procédé et un dispositif (APP) de navigation pour un aéronef (AC), un système (SYS), un aéronef (AC), un programme d’ordinateur (PROG) et un support d’informations (MEM) associés. Le procédé proposé est caractérisé en ce qu’un module de navigation (LOC_VIS) détermine des données de navigation (OUT_LOC_VIS) dudit aéronef (AC) et en ce qu’il comprend : lors d’une phase d’atterrissage (S50, S70) dudit aéronef (AC), une étape de détermination de données de navigation (OUT_LOC_VIS) à partir de données issues d’une unité de mesure inertielle (IMU) et d’images acquises par ledit aéronef (AC) ; et lors d’une phase de roulage (S90), une étape de détermination de données de navigation (OUT_LOC_VIS) à partir de données issues de l’unité de mesure inertielle (IMU) et d’un odomètre (ODOM). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Procédé et dispositif de navigation pour un aéronef, système, aéronef, programme d’ordinateur et support d’informations associés La présente invention se rapporte aux domaines de la navigation et du positionnement. Plus particulièrement, la présente invention concerne un procédé et un dispositif de navigation pour un aéronef, un système, un aéronef, un programme d’ordinateur et un support d’informations associés. La présente invention trouve une application particulièrement avantageuse, bien que nullement limitative, pour la mise en œuvre de systèmes de navigation pour aéronefs. État de la technique antérieure Il existe aujourd'hui, dans l'état de la technique, différents systèmes de navigation pour aéronefs. En particulier, il est connu d’utiliser à bord d’un aéronef une centrale inertielle comme système de navigation. Plus généralement, nous désignons ci-après par « navigation inertielle » une solution de navigation exploitant des données issues d’une unité de mesure inertielle (i.e. force spécifique, et vitesse angulaire). L’exploitation de données inertielles pour mettre en œuvre une solution de navigation suppose toutefois de résoudre le problème bien connu de dérive au cours du temps de la navigation inertielle. En effet, de petites erreurs de mesure de la force spécifique et de la vitesse angulaire sont intégrées au cours du temps par la navigation inertielle et conduisent ainsi à des erreurs de vitesse et de position de plus en plus grandes. Pour limiter la dérive d’une navigation inertielle, une approche de l’état de la technique consiste à combiner les données inertielles avec des données issues d’un module de positionnement par satellites, tel qu’un module GPS (acronyme de l’expression anglaise « Global Positioning System »). De manière générale, une solution de navigation combinant des données de plusieurs capteurs est qualifiée de solution de « navigation hybride ». Les solutions existantes de navigation hybride inertie-GPS présentent cependant les inconvénients suivants. D’une part, un module GPS peut être aisément brouillé et ainsi rencontrer une perte de disponibilité. D’autre part, un module GPS est, à proximité du sol, sujet à des interférences dues à la propagation par trajets multiples, ce qui entraine une perte de précision du positionnement par satellites. En définitive, les solutions de navigation hybrides inertie-GPS ne permettent pas de localiser de manière fiable et précise un aéronef durant une phase d’atterrissage. Dans l’état de la technique, le système de navigation utilisé pour assister les aéronefs lors d’un atterrissage est le système dit d’aide à l’atterrissage aux instruments, ou plus couramment désigné par système ILS (acronyme de l’expression anglaise « Instrument Landing System »). Le système ILS est un système de radionavigation permettant de fournir aux pilotes des informations de position et/ou d’orientation, par rapport l’axe d’une piste d’atterrissage et par rapport au plan oblique de descente vers la piste d’atterrissage. Néanmoins, le système ILS nécessite des équipements spécifiques à la fois au sol et à bord des aéronefs, notamment des antennes sur la piste d’atterrissage et des instruments de mesures spécifiques embarqués, ce qui conduit à une importante complexité de mise en œuvre, de maintenance, etc. Il existe par conséquent un besoin pour une solution de navigation permettant de localiser avec précision un aéronef durant une phase d’atterrissage et nécessitant des équipements simples. La présente invention a pour objectif de remédier à tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur, notamment ceux exposés précédemment. À cet effet, selon un aspect de l’invention, il est proposé un procédé de navigation pour un aéronef, dans lequel un premier module de navigation déterminant des premières données de navigation dudit aéronef, ledit procédé comprenant : lors d’une phase d’atterrissage dudit aéronef, une étape de détermination de dites premières données de navigation à partir de données issues d’une unité de mesure inertielle et d’images acquises par ledit aéronef ; et lors d’une phase de roulage suivant l’atterrissage dudit aéronef, une étape de détermination de dites premières données de navigation à partir de données issues de l’unité de mesure inertielle et d’au moins un odomètre. Lesdites premières données de navigation déterminées lors de la phase de roulage sont fonction desdites premières données de navigation déterminées lors de la phase d’atterrissage. Par « données de navigation », il est fait référence ici à des données relatives à la position, et/ou au déplacement de l’aéronef, telles que des coordonnées géographiques (e.g. latitude, longitude, altitude), une vitesse, un cap, etc ; et/ou à des rayons de protections associés à des données de position/déplacement. Dans le contexte de l’invention, une « position » peut désigner une position absolue définie par rapport au référentiel terrestre, ou une position relative définie par rapport à une position de référence (e.g. une piste d’atterrissage). Dans le contexte de l’invention, la « phase d’atterrissage » comprend l’approche par ledit aéronef d’une piste d’atterrissage et l’atterrissage dudit aéronef sur la piste. Aussi, la « phase de roulage » (ou « taxi » en anglais) désigne ici tous déplacements de l'aéronef au sol. Le passage de la phase d’atterrissage à la phase de roulage est détecté par un commutateur dit de poids sur roues, plus couramment désigné par « Weight on Wheels » en anglais, ce commutateur indiquant si le poids de l’aéronef repose sur ses roues. Par « unité de mesure inertielle », il est fait référence ici à un dispositif de mesure fournissant, pour une pluralité d’instants de mesure, des données relatives à la force spécifique (i.e. la somme des forces extérieures autres que gravitationnelles divisée par la masse) et la vitesse angulaire de l’aéronef. En outre, le terme « centrale inertielle » désigne ci-après un dispositif de navigation intégrant dans le temps les données de force spécifique et de vitesse angulaire produites par une unité de mesure inertielle et permettant de déterminer des données de navigation de l’aéronef. Tel que mentionné précédemment, les données de navigation déterminées lors de la phase de roulage sont fonction des données de navigation déterminées lors de la phase d’atterrissage. En effet, cette propriété résulte de l’utilisation de données issues de l’unité de mesure inertielle pour obtenir les données de navigation de l’aéronef, ce qui implique nécessairement une intégration des données inertielles dans le temps. Plus précisément, le système de navigation peut intégrer de manière continue au cours du temps les données issues de l’unité de mesure inertielle de telle sorte que les données de navigation déterminées à un instant sont utilisées pour déterminer les données de navigation aux instants ultérieurs. Il pourrait également être envisagé, dans le cadre de l’invention, que le système de navigation intègre les données inertielles par phase de vol et, pour initialiser la navigation inertielle au début d’une phase, utilise des données de navigation déterminées lors de la phase précédente. Le procédé proposé permet de déterminer de manière précise les données de navigation d’un aéronef durant les phases d’atterrissage et de roulage à partir d’équipements simples (i.e. non-spécifiques). En effet, la synergie entre les différents capteurs utilisés pour la navigation (i.e. unité de mesure inertielle et caméra, puis unité de mesure inertielle et odomètre de roue) permet de maintenir une chaine de localisation précise durant les phases d’atterrissage et de roulage. Plus particulièrement, l’utilisation d’images permet de pallier la dérive de navigation inertielle et d’améliorer la précision de navigation lors de la phase d’atterrissage. De même, l’utilisation de données issues d’un odomètre de roue permet de pallier la dérive de navigation inertielle et d’améliorer la précision de navigation lors de la phase de roulage. En outre, il convient d’expliciter la synergie entre les étapes et moyens mis en œuvre par le procédé proposé. Un odomètre mesure une distance parcourue et, pour cette raison, localiser l’aéronef avec précision durant la phase de roulage à partir de données d’odométrie nécessite un positionnement précis à l’instant d’atterrissage. Aussi, la localisation lors de la phase de roulage à partir d’un odomètre est d’autant plus précise que des images sont utilisées pour améliorer la localisation lors de la phase d’atterrissage. Autrement dit, une solution de navigation combinant de manière indépendante : d’une part, des données inertielles avec des images ; et, d’autre part, des données inertielles avec des données d'odométrie, serait moins précise que la solution proposée. En comparaison des solutions existantes, et notamment d’un système de navigation ILS, le procédé proposé permet lors de la phase d’atterrissage de localiser un aéronef sans nécessiter d’équipements spécifiques complexes et permet lors de la phase de roulage de localiser plus précisément l’aéronef. Selon un mode de réalisation, un deuxième module de navigation détermine des deuxièmes données de navigation. Selon ce mode de réalisation, le procédé proposé comprend lors d'une phase de vol dudit aéronef précédant la phase d’atterrissage, une étape de détermination de dites deuxièmes données de navigation à partir de données issues de l’unité de mesure inertielle et d’un module de positionnement par satellites. Ce mode de réalisation permet, grâce à l’exploitation d’un module de positionnement par satellites, de localiser avec précision l’aéronef durant la phase de vol. En particulier, les données du module de positionnement par satellites sont précises et fiables en altitude lors de ladite phase de vol et permettent de pallier la dérive de la navigation inertielle. Selon un mode de réalisation, le procédé proposé comprend, lors d’une phase de descente dudit aéronef précédant la phase d’atterrissage et suivant la phase de vol, une étape de détermination de dites premières données de navigation à partir de données issues de l’unité de mesure inertielle et d’un altimètre. À l’approche du sol, le module de positionnement par satellites est sujet aux interférences dues à une propagation multi-trajets. Ainsi, en exploitant l’unité de mesure inertielle et un altimètre (et non le module de positionnement par satellites), ce mode de réalisation permet de maintenir une localisation précise de l’aéronef lors de la descente. Selon un mode de réalisation, un module de contrôle fournit desdites données de navigation à un module de guidage dudit aéronef. En particulier, lors de ladite phase de vol, le module de contrôle fournit au module de guidage lesdites deuxièmes données de navigation déterminées par le deuxième module de navigation ; et, lors des phases ultérieures à ladite phase de vol dudit aéronef (i.e. lors des phases de descente, d’atterrissage, et de roulage), le module de contrôle fournit au module de guidage lesdites premières données de navigation déterminées par le premier module de navigation. Ce mode de réalisation permet de guider avec précision l’aéronef durant les différentes phases d’un vol de l’aéronef, et notamment lors de l’atterrissage et du roulage. Il est à noter que ce mode de réalisation bénéficie des avantages techniques des modes de réalisation précédemment décrits. En effet, un guidage précis de l’aéronef est permis parce que les données de navigation de l’aéronef sont déterminées avec précision durant les différentes phases. En particulier, pour une desdites phases (i.e. phases de vol, de descente, d’atterrissage, de roulage), le module de contrôle permet de fournir au module de guidage les données de navigation produites par le module de navigation (i.e. ledit premier ou ledit deuxième) le plus précis lors de cette phase. Selon un mode de réalisation, le procédé proposé comprend en outre : lors d’une première partie de la phase d’atterrissage, une étape de détermination de dites premières données de navigation à partir d’une position observée et d’une position connue d’un unique point terrestre de référence détecté dans des dites images acquises ; et lors d’une deuxième partie de la phase d’atterrissage, une étape de détermination de dites premières données de navigation à partir de positions observées et de positions connues de plusieurs points terrestres de référence détectés dans des dites images acquises. Dans le contexte de l’invention, un « point terrestre de référence » est un point terrestre dont la position (e.g. les coordonnées géographiques) est connue. Ci-après, un point terrestre de référence est également désigné par le terme « amer ». En utilisant un premier amer dès que celui-ci est détecté, ce mode de réalisation permet de pallier rapidement la dérive de la navigation inertielle. Ensuite, en utilisant plusieurs amers dès que ceux-ci sont détectés, ce mode de réalisation permet de pallier avec une meilleure précision la dérive de la navigation inertielle. Ainsi, ce mode de réalisation permet d’améliorer la précision les données de navigation déterminées durant la phase d’atterrissage. En combinaison avec les modes de réalisation précédents, la solution de navigation proposée permet d’associer différentes formes d’hybridation de navigation lors des différentes phases d’un vol de l’aéronef (i.e. inertie-GPS, inertie-altimètre, inertie-imagerie avec un amer, inertie-imagerie avec plusieurs amers, puis inertie-odométrie). Le séquencement proposé de ces différentes formes d’hybridation de navigation permet, de manière synergique, de déterminer avec précision les données de navigation. En comparaison, une solution de navigation mettant en œuvre ces différentes formes d’hybridation de manière indépendante, par exemple dans des modules distincts, serait moins précise. Plus généralement, la solution proposée permet de capitaliser sur les avantages respectifs des différents capteurs pour obtenir des informations de navigation précises. Pour chacune des différentes phases, la solution proposée s'appuie sur les données émises par des capteurs précis et fiables durant cette phase. Selon un mode de réalisation, le procédé proposé comprend : une étape de détection d’au moins un point terrestre de référence dans lesdites images acquises ; une étape de détermination d’une position relative observée dudit au moins un point terrestre de référence détecté par rapport audit aéronef à partir desdites images acquises ; et une étape de détermination d’une position relative estimée dudit au moins un point terrestre de référence détecté par rapport audit aéronef à partir d’une position dudit aéronef déterminée par le premier module de navigation et d’une position connue dudit au moins un point terrestre. Selon ce mode de réalisation, lesdites premières données de navigation sont déterminées par le premier module de navigation à partir de la différence entre les positions relatives observée et estimée dudit au moins point terrestre de référence par rapport audit aéronef. Ce mode de réalisation permet de pallier la dérive de la navigation inertielle à partir d’images acquises par l’aéronef. Il convient également de mentionner que, dans le cadre de l’invention, d’autres modes de réalisation pourraient être envisagés dans lesquels des données de navigation sont déterminées à partir d’images acquises, par exemple en utilisant des techniques d’odométrie visuelle, des techniques de recalages cartographiques, des algorithmes d’apprentissage automatique, etc. Selon un mode de réalisation, au moins un dit module de navigation comprend une centrale inertielle et un filtre de Kalman pour déterminer desdites données de navigation. Plus particulièrement, le premier module de navigation comprend une première centrale inertielle et un premier filtre de Kalman pour déterminer lesdites premières données de navigation ; et le deuxième module de navigation comprend une deuxième centrale inertielle et un deuxième filtre de Kalman pour déterminer lesdites deuxièmes données de navigation. Ce mode de réalisation permet de réaliser une fusion de données multi-capteurs pour déterminer des données de navigation de l’aéronef. En particulier, l’utilisation d’une centrale inertielle permet de déterminer des données de navigation à partir des données inertielles ; et l’utilisation d’un filtre de Kalman permet de corriger ces données de navigation à partir de données issues des autres capteurs (i.e. recalage de la navigation inertielle pour pallier la dérive). Ainsi, la combinaison d’une centrale inertielle et d’un filtre de Kalman permet de déterminer avec précision les données de navigation de l’aéronef à partir de capteurs indépendants et de types différents. Selon un autre aspect de l’invention, il est proposé un dispositif de navigation pour un aéronef comprenant un premier module de navigation configuré pour déterminer des premières données de navigation dudit aéronef à partir de données issues d’une unité de mesure inertielle, d’au moins un odomètre et d’images acquises par ledit aéronef. Le dispositif de navigation proposé dispose des avantages décrits ci-dessus en lien avec le procédé de navigation proposé. Selon un mode de réalisation, le dispositif de navigation met en œuvre tout ou partie des étapes du procédé de navigation proposé. Selon un mode de réalisation, le dispositif de navigation comprend un deuxième module de navigation configuré pour déterminer des deuxièmes données de navigation à partir de données issues de l’unité de mesure inertielle et d’un module de positionnement par satellites. Selon un aspect de l’invention, il est proposé un système de navigation pour un aéronef comprenant : un dispositif de navigation conforme à l’invention ; une unité de mesure inertielle ; un dispositif d’acquisition d’images ; et au moins un odomètre. Le système de navigation proposé dispose des avantages décrits ci-dessus en lien avec le procédé de navigation proposé. Selon un mode de réalisation, le système de navigation proposé met en œuvre tout ou partie des étapes du procédé de navigation proposé. Selon un mode de réalisation, le système de navigation comprend un module de positionnement par satellites ; et/ou un altimètre. Selon un mode réalisation, le système de navigation comprend un dispositif de vision par ordinateur configuré pour déterminer au moins une position du véhicule à partir des images acquises par ledit dispositif d’acquisition d’images. Selon un mode de réalisation, le système de navigation comprend un module de guidage configuré pour guider ledit aéronef à partir de données de navigation déterminées par ledit dispositif de navigation conforme à l’invention. Selon un aspect de l’invention, il est proposé un aéronef comprenant un système de navigation conforme à l’invention. Selon un aspect de l’invention, il est proposé un programme d’ordinateur comprenant des instructions pour la mise en œuvre des étapes d’un procédé conforme à l’invention, lorsque le programme d’ordinateur est exécuté par au moins un processeur ou un ordinateur. Le programme d’ordinateur peut être formé d’une ou plusieurs sous-parties stockées dans une même mémoire ou dans des mémoires distinctes. Le programme peut utiliser n’importe quel langage de programmation, et être sous la forme de code source, code objet, ou de code intermédiaire entre code source et code objet, tel que dans une forme partiellement compilée, ou dans n’importe quelle autre forme souhaitable. Selon un aspect de l’invention, il est proposé un support d’informations lisible par ordinateur comprenant un programme d’ordinateur conforme à l’invention. Le support d’informations peut être n'importe quelle entité ou dispositif capable de stocker le programme. Par exemple, le support peut comporter un moyen de stockage, tel qu'une mémoire non-volatile ou ROM, par exemple un CD-ROM ou une ROM de circuit microélectronique, ou encore un moyen d'enregistrement magnétique, par exemple une disquette ou un disque dur. D'autre part, le support de stockage peut être un support transmissible tel qu'un signal électrique ou optique, qui peut être acheminé via un câble électrique ou optique, par radio ou par un réseau de télécommunication ou par un réseau informatique ou par d'autres moyens. Le programme selon l'invention peut être en particulier téléchargé sur un réseau informatique. Alternativement, le support d'informations peut être un circuit intégré dans lequel le programme est incorporé, le circuit étant adapté pour exécuter ou pour être utilisé dans l'exécution du procédé en question. D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description fournie ci-après de modes de réalisation de l’invention. Ces modes de réalisation sont donnés à titre d’exemple illustratif et sont dépourvus de tout caractère limitatif. La description fournie ci-après est illustrée par les dessins ci- joints : La représente schématiquement un exemple d’architecture logicielle et matérielle d’un système de navigation selon un mode de réalisation de l’invention ; - Les figures 2A et 2B représentent, de manière schématique et sous forme d’ordinogramme, des étapes d’un procédé de navigation selon un mode de réalisation de l’invention ; et La représente schématiquement un exemple d’architecture logicielle et matérielle d’un système de navigation selon un mode de réalisation de l’invention. La présente invention concerne un procédé et un dispositif de navigation pour un aéronef, ainsi qu’un système, un aéronef, un programme d’ordinateur et un support d’informations associés. La représente schématiquement un exemple d’architecture logicielle et matérielle d’un système de navigation selon un mode de réalisation de l’invention. Dans le contexte de l’invention, un « aéronef » désigne tout dispositif capable de s’élever et de se déplacer dans les airs, tel qu’un avion, un hélicoptère, un drone, etc. Selon un mode de réalisation, le système de navigation SYS proposé est embarqué dans un aéronef AC (visible sur la ). Tel qu’illustré par la , selon un mode de réalisation, le système de navigation SYS proposé pour un aéronef AC comprend au moins des éléments suivants : un ensemble de capteurs SENS ; un dispositif de navigation APP ; et un module de guidage CMD. Le dispositif de navigation APP est configuré pour déterminer, à partir des données issues de l’ensemble de capteurs SENS, des données de navigation IN_NAV_CMD de l’aéronef AC. Le module de guidage CMD est configuré pour guider l’aéronef AC à partir des données de navigation IN_NAV_CMD fournies par le dispositif APP. Dans le contexte de l’invention, des données de navigation d’un aéronef désignent des données relatives à la position, et/ou au déplacement de l’aéronef et comprennent, par exemple, des coordonnées géographiques (e.g. latitude, longitude, altitude), une vitesse, un cap. Les données de navigation peuvent être définies de manière absolue par rapport au référentiel terrestre, ou de manière relative par rapport à une position de référence (e.g. une piste d’atterrissage). À titre d’exemple, une position relative de l’aéronef AC à un instant donné déterminée par le dispositif de navigation APP peut comprendre une ou plusieurs coordonnées de l’ensemble suivant : un azimut, une distance verticale, une distance longitudinale, et une distance latérale définis par rapport à une position de référence. Tel qu’illustré par la , selon un mode de réalisation, l’ensemble de capteurs SENS comprend au moins un des capteurs suivants : au moins une unité de mesure inertielle IMU ; au moins un module de positionnement par satellites GPS ; au moins un altimètre BARO ; un capteur VISION (dit ci-après dispositif ou capteur de vision par ordinateur) ; au moins un odomètre ODOM ; une sonde de Pitot ; et un magnétomètre. L’unité de mesure inertielle IMU fournit des données OUT_IMU, dites également données inertielles. Selon un mode de réalisation, les données inertielles OUT_IMU comprennent, pour une pluralité d’instants de mesure, des données relatives à la force spécifique Fs (i.e. la somme des forces extérieures autres que gravitationnelles divisée par la masse) et la vitesse angulaire Ω de l’aéronef AC. Typiquement, l’unité de mesure inertielle IMU comprend : trois gyromètres mesurant les trois composantes de la vitesse angulaire Ω (qui permettent de calculer les vitesses de variation des angles de roulis, de tangage et de lacet) ; et trois accéléromètres mesurant les trois composantes de la force spécifique Fs. Le module de positionnement par satellites GPS fournit des données de navigation OUT_GPS. Selon un mode de réalisation, les données de navigation OUT_GPS comprennent, pour une pluralité d’instants de mesure, une position Pos et une vitesse Vel de l’aéronef AC. Typiquement, le module de positionnement par satellites GPS fournit une position Pos absolue par rapport au référentiel terrestre comprenant une ou plusieurs coordonnées de l’ensemble suivant : la latitude, la longitude ; et l’altitude. Selon un mode de réalisation, le module de positionnement par satellites est conforme au système « Global Positioning System », plus couramment désigné par l’acronyme GPS. Toutefois, dans le cadre de l’invention, il pourrait également être envisagé d’autres modes de réalisation dans lesquels tous types de modules GNSS (acronyme de « Géolocalisation et Navigation par un Système de Satellites ») seraient utilisés, tels que des modules Galileo, Glonass, etc. L’altimètre BARO fournit en sortie des données OUT_BARO dites altimétriques. L’altimètre BARO est, selon un mode de réalisation, un altimètre barométrique. En particulier, les données altimétriques OUT_BARO sont, pour une pluralité d’instants de mesure, représentatives de l’altitude Alt de l’aéronef AC ou de variations d’altitudes dudit aéronef AC. Le capteur de vision par ordinateur VISION (également dit « dispositif de vision par ordinateur ») fournit en sortie des données OUT_VIS. Selon un mode de réalisation, le capteur VISION comprend ou est configuré pour communiquer avec : un support d’enregistrement DB ; et un dispositif d’acquisition d’images CAM. Le support d’enregistrement DB, par exemple une base de données, comprend les positions (i.e. coordonnées géographiques) d’une pluralité de points terrestres de référence AMER_1-AMER_3 (dits ci-après amers) ainsi que des informations relatives aux représentations graphiques des points terrestres de référence AMER_1-AMER_3. À titre d’exemple, les points terrestres de référence peuvent être une piste d’atterrissage, un feu de navigation, un indicateur de pente d'approche (« Precision Approach Path Indicator » en anglais), etc. Le dispositif d’acquisition d’images CAM comprend au moins une caméra embarquée dans l’aéronef AC et disposant d’un capteur de rayonnements électromagnétiques dont les longueurs d’onde appartiennent au spectre de la lumière visible et/ou de l’infra-rouge. Selon un mode de réalisation, le dispositif d’acquisition d’images CAM comprend au moins une caméra parmi les suivantes : une caméra à lumière visible ; une caméra proche infrarouge (ou « Near-Infrared » en anglais), une caméra infrarouge court (« Short Wavelength InfraRed » en anglais), une caméra infrarouge moyen (« Medium Wavelength InfraRed » en anglais), et une caméra infrarouge lointain (« Long Wavelength InfraRed » en anglais). Le dispositif d’acquisition d’images CAM est configuré pour acquérir une pluralité d’images pour une pluralité d’instants de mesure. Le capteur de vision par ordinateur VISION prend en entrée : les images acquises par le dispositif d’acquisition d’images CAM ; et les données de navigation OUT_LOC_VIS issues du module de navigation LOC_VISION, notamment la position de l’aéronef AC. Le capteur VISION est, selon un mode de réalisation, configuré pour : détecter les points terrestres de référence AMER_1-AMER_3 dans les images acquises ; et déterminer les positions relatives observées des points terrestres de référence détectés AMER_1-AMER_3 par rapport à l’aéronef AC à partir desdites images acquises. Le capteur VISION est en outre configuré pour, selon un mode de réalisation, déterminer des positions relatives estimées des points terrestres de référence détectés AMER_1-AMER_3 par rapport à l’aéronef AC à partir d’une position de l’aéronef AC déterminée par le module de navigation LOC_VISION et des positions connues des points terrestres de référence AMER_1-AMER_3. Selon un mode de réalisation, les données OUT_VIS fournies par le capteur VISION comprennent, pour une pluralité d’instants de mesure, des différences αx,αy entre les positions relatives observées et estimées des points terrestres de référence AMER_1-AMER_3 par rapport à l’aéronef AC. Typiquement, la position relative (observée ou estimée) d’un amer par rapport à l’aéronef est définie par deux angles – un angle latéral et un angle vertical – caractérisant l’axe de visée de l’amer par rapport à l’axe longitudinal de l’aéronef. Selon un mode de réalisation, pour détecter un point terrestre de référence dans une image, le capteur VISION est configuré pour sélectionner dans cette image une région d’intérêt (i.e. une portion de cette image) et détecter le point terrestre de référence dans cette région d’intérêt. En particulier, les coordonnées de la région d’intérêt sont déterminées à partir de : la position connue du point terrestre de référence ; la position de l’aéronef AC déterminée par le module de navigation LOC_VISION ; et d’une information fournie par le module de navigation LOC_VISION relative au rayon de protection de la position déterminée de l’aéronef AC (i.e. la probabilité que l’erreur de position sot inférieure au rayon de protection est supérieure à une valeur définie, notamment proche de 1). Le fait d’utiliser une région d’intérêt permet de restreindre la portion d’image à traiter pour détecter un amer et permet ainsi de réduire les ressources matérielles et logicielles (e.g. temps de traitement, mémoire, etc.) nécessaires à la détection d’un amer dans des images acquises ainsi que la probabilité de fausse détection. L’odomètre ODOM produit en sortie des données OUT_ODOM dites d’odométrie. Selon un mode de réalisation, les données d’odométrie OUT_ODOM sont, pour une pluralité d’instants de mesure, représentatives d’une distance Dist parcourue par l’aéronef AC ou une des roues de l’aéronef AC entre au moins deux instants de mesures lors d’une phase de roulage. L’odomètre ODOM détermine, selon une variante de l’invention, une distance parcourue par l’aéronef AC entre deux instants de mesure à partir d’un nombre de tours réalisés par une roue de l’aéronef AC entre ces deux instants et d’un rayon de cette roue. Selon un mode de réalisation, l’ensemble de capteurs SENS comprend une pluralité d’odomètres ODOM. Ce mode de réalisation permet en outre d’obtenir une information quant à la direction de l’aéronef AC lors d’une phase de roulage. Bien évidemment, l’ensemble de capteurs SYS peut comprendre un ou plusieurs de chacun des capteurs IMU, GPS, BARO, VISION, ODOM tels que décrits ci-dessus. Tel qu’illustré par la , le dispositif de navigation APP comprend, selon un mode de réalisation : un module de navigation LOC_ GPS (dit deuxième module de navigation) ; un module de navigation LOC_VISION (dit premier module de navigation) ; et un module de contrôle SWITCH. Les modules de navigation LOC_GPS et LOC_VISION fournissent respectivement des données de navigation OUT_LOC_GPS (dites deuxièmes données de navigation) et des données de navigation OUT_LOC_VIS (dites premières données de navigation). Il convient de noter que les modules de navigation LOC_GPS et LOC_VISION produisent les données de navigation OUT_LOC_GPS et OUT_LOC_VIS de manière indépendante et, plus particulièrement, de manière simultanée (i.e. en parallèle). Selon un mode de réalisation, les données de navigation OUT_LOC_GPS et OUT_LOC_VIS comprennent respectivement, pour une pluralité d’instants de mesure, une position Pos, une vitesse Vel et une direction Cap de l’aéronef AC. Il convient de noter que l’utilisation en parallèle des deux modules de navigation distincts LOC_GPS et LOC_VISION permet d’améliorer l’intégrité du système de navigation SYS de l’aéronef AC et ainsi la résilience du système SYS vis-à-vis de défaillances des capteurs utilisés pour la navigation. Le module de navigation LOC_GPS détermine les données de navigation OUT_LOC_GPS à partir des données issues de l’unité de mesure inertielle IMU, du module de positionnement par satellites GPS, et de l’altimètre BARO. Tel qu’illustré par la , selon un mode de réalisation, le module de navigation LOC_GPS comprend : une centrale inertielle NAV_IMU_GPS ; et un filtre de Kalman KAL_FLT_GPS. La centrale inertielle NAV_IMU_GPS est configurée pour intégrer dans le temps les données de force spécifique Fs et de vitesse angulaire Ω produites par l’unité de mesure inertielle IMU et ainsi déterminer des données de navigation Pos, Vel, attitudes dont le Cap de l’aéronef AC. Le filtre de Kalman KAL_FILT_GPS détermine, à partir des données issues des capteurs GPS et BARO, des corrections δPos, δVel, δCap, δFs, et δΩ à appliquer à la centrale inertielle NAV_IMU_GPS. Les données de navigation OUT_LOC_GPS fournies en sortie correspondent ainsi, selon un mode de réalisation, aux données de navigation déterminées par la centrale inertielle NAV_IMU_GPS corrigées (i.e. recalées) à partir des données issues du filtre de Kalman KAL_FLT__GPS. Autrement dit, le filtre de Kalman KAL_FLT__GPS permet de compenser la dérive de navigation inertielle (i.e. recaler) à partir des données issues des capteurs GPS et BARO. Il est à noter que, lorsque le module de positionnement par satellites GPS n’est pas disponible (e.g. défaillant, non-utilisable), le module de navigation LOC_GPS continue de produire en sortie les données de navigation OUT_LOC_GPS. Toutefois, dans ce cas, le module de navigation LOC_GPS ne peut exploiter les données issues du module de positionnement par satellites GPS pour pallier la dérive (i.e. recaler) de la centrale inertielle NAV_IMU_GPS. Il en est de même lorsque l’altimètre BARO n’est pas disponible. Le module de navigation LOC_VISION détermine les données de navigation OUT_LOC_VIS à partir des données issues de l’unité de mesure inertielle IMU, du module de positionnement par satellites GPS, de l’altimètre BARO, du capteur VISION et de l’odomètre ODOM. Tel qu’illustré par la , le module de navigation LOC_VISION dispose, selon un mode de réalisation, d’une architecture similaire au module de navigation LOC_GPS. Selon ce mode de réalisation, le module de navigation LOC_VISION comprend : une centrale inertielle NAV_IMU_VIS ; et un filtre de Kalman KAL_FLT_VIS. Les données de navigation OUT_LOC_GPS fournies en sortie correspondent ainsi, selon un mode de réalisation, aux données de navigation déterminées par la centrale inertielle NAV_IMU_VIS auxquelles sont appliquées les corrections déterminées par le filtre KAL_FILT_VIS à partir des données issues des capteurs GPS, BARO, VISION, et ODOM. Autrement dit, le filtre de Kalman KAL_FLT__GPS permet de pallier la dérive de navigation inertielle (i.e. recaler) à partir des données issues des capteurs GPS, BARO, VISION, et ODOM. Dans le cadre de l’invention, il pourrait également être envisagé d’autres modes de réalisation selon lesquels un des modules de navigation ou les deux utilisent respectivement un filtre de Kalman prenant en entrée les données issues des différents capteurs y compris de l’unité de mesure inertielle et produisant en sortie les données de navigation. Il convient de mentionner que le module de navigation LOC_VISION exploite, pour recaler la centrale inertielle NAV_IMU_VIS, les données issues des autres capteurs GPS, BARO, VISION, ODOM lorsque ces données sont disponibles. Selon un exemple, lorsque l’aéronef AC est en vol, l’odomètre ODOM n’est pas disponible et ne peut être utilisé par le module de navigation LOC_VISION pour recaler la centrale inertielle NAV_IMU_VIS. De même, le capteur VISION ne peut être utilisé que suite à la détection d’un amer. Selon un autre exemple, le module de navigation LOC_VISION n’exploite pas les données issues du module de positionnement par satellites GPS, lorsque le module GPS est défaillant ou non-utilisable. Toutefois, il est important de souligner que les données de navigation déterminées à un instant donné sont fonction des données de navigation déterminées aux instants précédents. En effet, les centrales inertielles NAV_IMU_GPS et NAV_IMU_VIS intègrent dans le temps les données de force spécifique Fs et de vitesse angulaire Ω produites par l’unité de mesure inertielle IMU pour déterminer des données de navigation OUT_LOC_GPS et OUT_LOC_VIS. Aussi, de petites erreurs de mesure de la force spécifique Fs et de la vitesse angulaire Ω sont intégrées au cours du temps par les centrales inertielles et conduisent ainsi à des erreurs de vitesse et de position croissantes dans le temps (i.e. dérive de la navigation inertielle). Par conséquent, le fait d’utiliser à un instant donné un capteur pour recaler une centrale inertielle permet d’améliorer la précision des données de navigation déterminées aux instants ultérieurs. Supposons par exemple que lors d'une première phase de vol de l'aéronef AC, le module de navigation LOC_VISION utilise les données du module GPS pour recaler en premier la position et compenser la dérive de la centrale inertielle NAV_IMU_VIS. Puis, lors d'une deuxième phase de vol ultérieure, le module de positionnement par satellites GPS n'est plus disponible. Lors de la deuxième phase, bien que le module GPS ne soit plus disponible, le module de navigation LOC_VISION détermine des données de navigation OUT_LOC_VIS plus précises qu'un module de navigation n'exploitant jamais les données d'un module GPS. En effet, le module de navigation LOC_VISION bénéficie durant la deuxième phase du recalage de la centrale inertielle durant la première phase. Le module de contrôle SWITCH reçoit les données de navigation OUT_LOC_GPS et OUT_LOC_VIS respectivement produites par les modules de navigation LOC_GPS et LOC_VISION et fournit au module de guidage CMD des données de navigation IN_NAV_CMD. Selon un mode de réalisation, le module de contrôle SWITCH fournit au module de guidage CMD soit les données de navigation OUT_LOC_GPS, soit les données de navigation OUT_LOC_VIS. En particulier, le module de contrôle SWITCH est configuré pour sélectionner les données de navigation à fournir en fonction des différentes phases d’un vol de l’aéronef, ce mode de réalisation étant détaillé ci-après en référence aux figures 2A et 2B. Plus particulièrement, le module de contrôle SWITCH est configuré pour sélectionner les données de navigation à fournir en fonction de la disponibilité du module de positionnement par satellites GPS : si, et seulement si, le module de positionnement par satellites GPS est disponible, les données de navigation OUT_LOC_GPS sont fournies au module de guidage CMD ; sinon (le module GPS étant indisponible, défaillant ou non utilisable), les données de navigation OUT_LOC_VIS sont fournies au module de guidage CMD. Toutefois, dans le cadre de l’invention, il pourrait être envisagé d’autres modes de réalisation selon lesquels soit le module de navigation LOC_GPS soit le module de navigation LOC_VISION est activé en fonction des différentes phases de vol de l’aéronef AC et fournit des données de navigation au module de guidage CMD. Par exemple, lorsque le module GPS est utilisable, le module de navigation LOC_GPS est activé et fournit au module de guidage CMD les données de navigation OUT_LOC_GPS ; et, sinon, lorsque le module GPS n’est pas utilisable, le module de navigation LOC_VISION est activé et fournit au module de guidage CMD les données de navigation OUT_LOC_VIS. Les figure s 2A et 2B représentent, de manière schématique et sous forme d’ordinogramme, des étapes d’un procédé de navigation selon un mode de réalisation de l’invention. Tel qu’illustré par les figures 2A et 2B, et selon un mode de réalisation de l’invention, le procédé de navigation proposé comprend au moins une des étapes S10 à S90 suivantes mises en œuvre par le système de navigation SYS proposé. Selon un mode de réalisation particulier, les étapes S10 à S90 sont mises en œuvre dans un ordre chronologique tel que décrit ci-après. Lors d’une phase de vol de l’aéronef AC, le système de navigation SYS met en œuvre l’étape S10. Au cours de l’étape S10, les modules de navigation LOC_GPS et LOC_VISION déterminent respectivement des données de navigation OUT_LOC_GPS et OUT_LOC_VIS à partir de données issues de l’unité de mesure inertielle IMU et du module de positionnement par satellites GPS ; le module de contrôle SWITCH fournit au module de guidage CMD les données de navigation OUT_LOC_GPS déterminées par le module de navigation LOC_GPS. Ainsi, lors de cette phase de vol, la navigation inertielle est recalée avec les données issues du module de positionnement par satellites GPS. Au cours de l’étape S20, le dispositif de navigation APP désactive l’utilisation des données OUT_GPS issues du module de positionnement par satellites GPS. Ainsi, suite à l’étape S20, et pour toutes les phases et étapes décrites ci-après, les modules de navigation LOC_GPS et LOC_VISION n’exploitent plus les données issues du module GPS ; également, le module de contrôle SWITCH fournit au module de guidage CMD exclusivement les données de navigation OUT_LOC_VIS déterminées par le module de navigation LOC_VISION. Selon un mode de réalisation particulier, le dispositif de navigation APP désactive l’utilisation des données OUT_GPS issues du module de positionnement par satellites GPS suite à la réception, en provenance d’un module de commande, d’une instruction de ne plus utiliser le module de positionnement par satellites GPS. Lors d’une phase dite de descente de l’aéronef AC, suite à l’étape S20, le système de navigation SYS met en œuvre l’étape S30. Au cours de l’étape S30, le module de navigation LOC_VISION détermine des données de navigation OUT_LOC_VIS à partir des données issues de l’unité de mesure inertielle IMU. Selon un mode de réalisation, le module de navigation LOC_VISION détermine des données de navigation OUT_LOC_VIS en outre à partir des données issues de l’altimètre BARO. Au cours de l’étape S40, le capteur de vision par ordinateur VISION détecte un point terrestre de référence AMER_1 (e.g. la piste d’atterrissage) dans des images acquises par le dispositif d’acquisition CAM. Lors d’une première partie d’une phase dite d’atterrissage de l’aéronef AC, et suite à la détection d’un point terrestre de référence à l’étape S40, le système de navigation SYS met en œuvre l’étape S50. Au sens de l’invention, la phase d’atterrissage comprend à la fois l’approche par l’aéronef AC d’une piste d’atterrissage et l’atterrissage de l’aéronef AC sur la piste. Au cours de l’étape S50, le module de navigation LOC_VISION détermine des données de navigation OUT_LOC_VIS à partir des données issues de l’unité de mesure inertielle IMU et du capteur VISION. En particulier, le module de navigation LOC_VISION détermine au cours de l’étape S50 des données de navigation OUT_LOC_VIS en utilisant une position observée et une position connue de l’unique point terrestre de référence AMER_1 détecté dans les images acquises. Ainsi, lors de cette partie de phase d’atterrissage, la dérive de navigation inertielle est compensée à partir d’un unique point terrestre de référence. Au cours de l’étape S60, le capteur de vision par ordinateur VISION détecte une pluralité de points terrestres de référence AMER_2, AMER_3 (e.g. des feux de navigation avoisinants la piste d’atterrissage, des marquages sur la piste d’atterrissage) dans des images acquises par le dispositif d’acquisition CAM. Lors d’une deuxième partie de la phase d’atterrissage de l’aéronef AC, et suite à la détection de plusieurs points terrestres de référence à l’étape S60, le système de navigation SYS met en œuvre l’étape S70. Au cours de l’étape S70, le module de navigation LOC_VISION détermine des données de navigation OUT_LOC_VIS à partir des données issues de l’unité de mesure inertielle IMU et du capteur VISION. Plus précisément, les données de navigation OUT_LOC_VIS sont déterminées par le module de navigation LOC_VISION à partir des positions observées et des positions connues des points terrestres de référence AMER_2 détectés dans les images acquises. Ainsi, lors de cette deuxième partie de phase d’atterrissage, la navigation inertielle est recalée en utilisant une pluralité de points terrestres de référence. Selon un mode de réalisation particulier, le module de navigation LOC_VISION détermine au cours des étapes S50 et S70 des données de navigation OUT_LOC_VIS à partir des différences αx, αy entre des positions relatives observées et estimées des points terrestres de référence AMER_1-AMER_3 par rapport audit aéronef AC. Ce mode de réalisation est décrit ci-dessus en référence à la et au capteur de vision par ordinateur VISION. Au cours de l’étape S80, le dispositif de navigation APP détecte l’atterrissage de l’aéronef AC par l’intermédiaire d’un commutateur dit de poids sur roues (ou « Weight on Wheels » en anglais). Lors d’une phase dite de roulage, et suite à la détection de l’atterrissage de l’aéronef AC à l’étape S80, le système de navigation SYS met en œuvre l’étape S90. Au cours de l’étape S90, le module de navigation LOC_VISION détermine des données de navigation OUT_LOC_VIS à partir de données issues de l’unité de mesure inertielle IMU et de l’odomètre ODOM. Ainsi, lors de cette phase de roulage, la dérive de navigation inertielle est compensée à partir des données d’odométrie. Il est à noter que les données de navigation déterminées lors de la phase de roulage sont fonction des données de navigation déterminées lors des phases précédentes. La solution proposée de navigation permet de déterminer de manière précise les données de navigation et, ainsi de guider avec précision l’aéronef durant les différentes phases d’un vol, et ce à partir d’équipements simples. La synergie entre les différents capteurs utilisés pour la navigation permet de maintenir une chaine de localisation précise durant les différentes phases (i.e. IMU-GPS, IMU, IMU-VISION avec un amer, IMU-VISION avec plusieurs amers, et IMU-ODOM). En particulier, la localisation lors de la phase de roulage à partir d’un odomètre est d’autant plus précise que des images sont utilisées pour recaler la centrale inertielle lors de la phase d’atterrissage. Autrement dit, l’utilisation d’amers lors de la phase d’atterrissage permet notamment d’initialiser avec précision la navigation hybride inertie-odométrie pour la phase de roulage. La solution de navigation et le séquencement des phases proposés permettent de capitaliser sur les avantages respectifs des différents capteurs pour obtenir des informations de navigation précises. Pour chacune des différentes phases, la solution de navigation proposée s'appuie sur les données émises par des capteurs précis et fiables durant cette phase. La représente schématiquement un exemple d’architecture logicielle et matérielle d’un système de navigation selon un mode de réalisation de l’invention. Tel qu’illustré par la , selon un mode de réalisation, le dispositif de navigation APP proposé comprend : au moins une unité de traitement ou processeur PROC ; et au moins une mémoire MEM. Le dispositif APP dispose, selon un mode de réalisation, de l’architecture matérielle d’un ordinateur et comporte, à ce titre, un processeur PROC, une mémoire vive, une mémoire morte MEM, et une mémoire non volatile. La mémoire MEM associée au dispositif APP constitue un support d’informations ou d’enregistrement conforme à l’invention, lisible par ordinateur et par le processeur PROC, sur lequel est enregistré un programme d’ordinateur PROG conforme à l’invention. Le programme d’ordinateur PROG comporte des instructions pour réaliser des étapes d’un procédé conforme à l’invention et mises en œuvre par le dispositif APP, lorsque le programme d’ordinateur PROG est exécuté par le processeur PROC. Tel qu’illustré par la , selon un mode de réalisation, le dispositif APP dispose d’un module de communication COM configuré pour communiquer avec au moins un des éléments suivants : un ou plusieurs capteurs de l’ensemble de capteurs SENS ; et le module de guidage CMD. Bien évidemment, aucune limitation n'est attachée à la nature des interfaces de communication entre le dispositif APP proposé et respectivement : les capteurs de l’ensemble SENS ; et le module de guidage CMD, qui peuvent être filaire ou non filaire, et peuvent mettre en œuvre tout protocole connu de l'homme du métier (Ethernet, Wi-Fi, Bluetooth, 3G, 4G, 5G, 6G, etc.). Selon un mode de réalisation (non représenté), le capteur VISION (également dit dispositif de vision par ordinateur) dispose de l’architecture matérielle d’un ordinateur et comporte, à ce titre, un processeur, une mémoire vive, une mémoire morte, et une mémoire non volatile. Dans le mode de réalisation décrit ici, la mémoire associée au capteur VISION constitue un support d’informations, lisible par ordinateur et sur lequel est enregistré un programme d’ordinateur. Ce programme d’ordinateur comporte des instructions pour réaliser des étapes d’un procédé conforme à l’invention et mises en œuvre par le capteur VISION, lorsque ce programme d’ordinateur est exécuté par un processeur. Tel qu’illustré par la , selon un mode de réalisation, l’ensemble de capteurs SENS comprend : un commutateur de poids sur roues (ou « Weight on Wheels » en anglais) configuré pour indiquer si le poids de l’aéronef AC repose sur ses roues et, plus particulièrement, pour détecter si l’aéronef AC est passé d’une phase d’atterrissage à une phase de roulage. Le terme module peut correspondre aussi bien à un composant logiciel qu’à un composant matériel ou un ensemble de composants matériels et logiciels, un composant logiciel correspondant lui-même à un ou plusieurs programmes ou sous-programmes d’ordinateur ou de manière plus générale à tout élément d’un programme apte à mettre en œuvre une fonction ou un ensemble de fonctions telles que décrites pour les modules concernés. De la même manière, un composant matériel correspond à tout élément d’un ensemble matériel (ou hardware) apte à mettre en œuvre une fonction ou un ensemble de fonctions pour le module concerné (circuit intégré, carte à puce, carte à mémoire, etc.). Il est à noter que l’ordre dans lequel s’enchaînent les étapes d’un procédé conforme à l’invention, notamment en référence aux dessins ci-joints, ne constitue qu’un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif, des variantes étant possibles. Par ailleurs, les signes de référence ne sont pas limitatifs de l’étendue de la protection, leur unique fonction étant de facilité la compréhension des revendications. Un homme du métier comprendra que les modes de réalisation et variantes décrits ci-dessus ne constituent que des exemples non limitatifs de mise en œuvre de l’invention. En particulier, l’homme du métier pourra envisager une quelconque adaptation ou combinaison des modes de réalisation et variantes décrits ci-dessus afin de répondre à un besoin bien particulier. Procédé de navigation pour un aéronef (AC), dans lequel un premier module de navigation (LOC_VISION) déterminant des premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) dudit aéronef (AC), ledit procédé comprenant : lors d’une phase d’atterrissage dudit aéronef (AC), une étape de détermination (S50, S70) de dites premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) à partir de données (OUT_IMU, OUT_VIS) issues d’une unité de mesure inertielle (IMU) et d’images acquises par ledit aéronef (AC) ; et lors d’une phase de roulage suivant l’atterrissage dudit aéronef (AC), une étape de détermination de dites premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) à partir de données issues (OUT_IMU, OUT_ODOM) de l’unité de mesure inertielle (IMU) et d’au moins un odomètre (ODOM), lesdites premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) déterminées lors de la phase de roulage (S90) étant fonction desdites premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) déterminées lors de la phase d’atterrissage (S50, S70). Procédé selon la revendication 1, dans lequel un deuxième module de navigation (LOC_GPS) détermine des deuxièmes données de navigation (OUT_LOC_GPS), ledit procédé comprenant : lors d'une phase de vol dudit aéronef (AC) précédant ladite phase d’atterrissage, une étape de détermination (S10) de dites deuxièmes données de navigation (OUT_LOC_GPS) à partir de données issues (OUT_IMU, OUT_GPS) de l’unité de mesure inertielle (IMU) et d’un module de positionnement par satellites (GPS). Procédé selon la revendication 2, comprenant : lors d’une phase de descente dudit aéronef (AC) suivant ladite phase de vol et précédant ladite phase d’atterrissage, une étape de détermination (S30) de dites premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) à partir de données issues (OUT_IMU, OUT_BARO) de l’unité de mesure inertielle (IMU) et d’un altimètre (BARO). Procédé selon la revendication 2 ou 3, dans lequel un module de contrôle (SWITCH) fournit à un module de guidage (CMD) dudit aéronef (AC) : lors de ladite phase de vol dudit aéronef (AC), lesdites deuxièmes données de navigation (OUT_LOC_GPS) déterminées par le deuxième module de navigation (LOC_GPS) ; et lors desdites phases ultérieures à ladite phase de vol, lesdites premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) déterminées par le premier module de navigation (LOC_VISION). Procédé selon l’une des revendications 1 à 4, comprenant : lors d’une première partie de ladite phase d’atterrissage, une étape de détermination (S50) de dites premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) à partir d’une position observée et d’une position connue d’un unique point terrestre de référence (AMER_1) détecté dans des dites images acquises ; et lors d’une deuxième partie de ladite phase d’atterrissage, une étape de détermination (S70) de dites premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) à partir de positions observées et de positions connues de plusieurs points terrestres de référence (AMER_2, AMER_3) détectés dans des dites images acquises. Procédé selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant : une étape de détection d’au moins un point terrestre de référence (AMER_1-AMER_3) dans lesdites images acquises ; une étape de détermination d’une position relative observée dudit au moins un point terrestre de référence détecté (AMER_1-AMER_3) par rapport audit aéronef (AC) à partir desdites images acquises ; et une étape de détermination d’une position relative estimée dudit au moins un point terrestre de référence détecté (AMER_1-AMER_3) par rapport audit aéronef (AC) à partir d’une position dudit aéronef déterminée par le premier module de navigation (LOC_VISION) et d’une position connue dudit au moins un point terrestre (AMER_1-AMER_3) lesdites premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) étant déterminées par le premier module de navigation (LOV_VISION) à partir de la différence (αx, αy) entre lesdites positions relatives observée et estimée dudit au moins point terrestre de référence (AMER_1-AMER_3) par rapport audit aéronef (AC). Procédé selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel au moins un dit module de navigation (LOC_VISION, LOC_GPS) comprend une centrale inertielle (NAV_IMU_VIS, NAV_IMU_GPS) et un filtre de Kalman (KAL_FLT_VIS, KAL_FLT_GPS) pour déterminer des dites données de navigation (OUT_LOC_GPS, OUT_LOC_VIS). Dispositif de navigation (APP) pour un aéronef (AC), ledit dispositif (APP) comprenant un premier module de navigation (LOC_VIS) configuré pour déterminer des premières données de navigation (OUT_LOC_VIS) dudit aéronef (AC) à partir de données issues (OUT_IMU, OUT_VIS, OUT_ODOM) d’une unité de mesure inertielle (IMU), d’au moins un odomètre (ODOM) et d’images acquises par ledit aéronef (AC). Système de navigation (SYS) pour un aéronef (AC), ledit système (SYS) comprenant : un dispositif de navigation (APP) selon la revendication 8 ; une unité de mesure inertielle (IMU) ; un dispositif d’acquisition d’images (CAM) ; et au moins un odomètre (ODOM). Système de navigation (SYS) selon la revendication 9, comprenant un module de guidage (CMD) configuré pour guider ledit aéronef (AC) à partir de données de navigation (IN_NAV_CMD) déterminées par ledit dispositif de navigation (APP). Aéronef (AC) comprenant un système de navigation (SYS) selon la revendication 9 ou 10. Programme d’ordinateur (PROG) comportant des instructions pour la mise en œuvre des étapes d’un procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, lorsque ledit programme d’ordinateur (PROG) est exécuté par au moins un processeur (PROC). Support d’informations (MEM) lisible par ordinateur comprenant un programme d’ordinateur (PROG) selon la revendication 12.