FR 3152598 A1 20250307 FR 2309159 A 20230831 Procédé de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage L’invention concerne un procédé (40) de localisation d’un aéronef au sein d’une scène comprenant au moins les étapes suivantes : - dans un repère radar, obtention (42) d’au moins : - la distance au radar et la circulaire d’un point de la scène, - la distance au sol dans l’axe de visée radar ; - détermination (44) d’une matrice de changement de repère dudit repère radar à un repère géographique local en utilisant l’attitude de l’aéronef ; - détermination (46), dans le repère radar, de l’élévation dudit point correspondant à l’arc sinus de la solution d’une équation obtenue en déterminant la composante dudit point prédéterminé selon l’axe des altitudes dudit repère géographique local, à la fois à partir de ladite distance au sol, l’attitude, et l’application de ladite matrice aux coordonnées dudit point. Figure pour l'abrégé : Figure 2 Procédé de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage La présente invention concerne un procédé de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage, ledit aéronef étant porteur d’au moins un radar, la scène d’atterrissage étant considérée sensiblement plane dans le domaine de l’ouverture angulaire dudit radar. L’invention concerne également un programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu’elles sont mises en œuvre par un dispositif électronique programmable, mettent en œuvre un tel procédé. L’invention concerne également un dispositif électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage, ledit aéronef étant porteur d’au moins un radar, la scène d’atterrissage étant considérée sensiblement plane dans le domaine de l’ouverture angulaire dudit radar. L’invention concerne également un système d’aide à l’atterrissage comprenant au moins un radar et un tel dispositif. L’invention concerne également un aéronef comprenant un tel système d’aide à l’atterrissage. L’invention se situe dans le domaine de la navigation d’aéronefs. Dans ce domaine en particulier, il est connu d’équiper les aéronefs de dispositifs d’aide à l’atterrissage propres notamment à déterminer la position de l’aéronef par rapport à la piste d’atterrissage. En particulier, pour atterrir en conditions de visibilité réduite, notamment en présence de brouillard, de neige, de forte pluie, etc., l’équipage ou le pilote d’un aéronef s’appuie généralement sur des équipements de bord correspondant à de tels dispositifs d’aide à l’atterrissage comprenant notamment de manière connue des systèmes d’atterrissage aux instruments ILS (de l’anglais Instrument Landing System ), des systèmes d’atterrissage à micro-ondes MLS (de l’anglais Microwave Landing System ), un récepteur GPS permettant notamment d’obtenir une position géolocalisée de l’aéronef, etc.… et s’appuie également sur des infrastructures au sol d’aide à l’atterrissage telles que des rampes de feux d’approche, un indicateur de pente d’approche PAPI (de l’anglais Precision Approach Path Indicator ), les balises utilisées par le système d’atterrissage aux instruments ILS telles que l’axe de la piste, le plan oblique de descente aboutissant à la piste, le seuil de piste, la piste en tant que telle, la zone de toucher des roues, etc. Toutefois, lorsque les conditions de visibilité et/ou de radionavigation sont insuffisantes, de telles solutions conventionnelles sont limitées car n’offrant pas une précision suffisante pour être conforme aux objectifs de sécurité de la navigation aérienne appliqués aux différents types d’approche et atterrissage, ou nécessitant une ou des infrastructures spécifiques couteuses ou impossibles à mettre en œuvre quelle que soit la zone d’atterrissage. Pour y remédier, il est généralement proposé de déterminer les déviations angulaires de l’aéronef par rapport à sa trajectoire idéale d’approche finale FAS (de l’anglais Final Approach Segment ), et ce notamment à partir de mesure radar. Cependant, par la géométrie de son ou de ses antennes radar, chaque antenne radar présentant une largeur sensiblement six fois plus grande que sa hauteur, la détermination de l’élévation d’un point prédéterminé de la scène d’atterrissage dans le repère radar prédéterminé associé au radar, notamment un point d’intérêt, est vouée à un échec de précision, ladite élévation correspondant à l’opposé de l’angle formé à partir du vecteur partant de l’origine du repère radar audit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, jusqu’à la projection de ce vecteur dans le plan de projection des circulaires, la circulaire dudit point prédéterminé correspondant à l’angle formé à partir de l’axe de visée du radar jusqu’à la projection dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans le plan de projection des circulaires, ce plan étant défini par l’axe de visée du radar, et l’axe des mesures angulaires dudit repère radar. Le but de l’invention est alors de proposer une solution fournissant, aux solutions conventionnelles de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage, un complément de précision qui soit conforme aux objectifs de sécurité de la navigation aérienne appliqués aux différents types d’approche et atterrissage. A cet effet, l’invention a pour objet un procédé de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage, ledit aéronef étant porteur d’au moins un radar, la scène d’atterrissage étant considérée sensiblement plane dans le domaine de l’ouverture angulaire dudit radar, ledit procédé comprenant au moins les étapes successives suivantes : - dans un repère radar prédéterminé associé audit radar, dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar, obtention d’au moins : - la distance au radar et la circulaire d’au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage, obtenus à partir de mesures dudit radar, la circulaire dudit au moins un point prédéterminé correspondant à l’angle formé à partir de l’axe de visée du radar jusqu’à la projection dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans le plan de projection des circulaires, ce plan étant défini par l’axe de visée du radar, et l’axe des mesures angulaires dudit repère radar, et - la distance au sol dans l’axe de visée du radar, depuis le centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar ; - détermination d’une matrice de changement de repère permettant de passer dudit repère radar prédéterminé à un repère géographique local prédéterminé dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit radar et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de ladite piste d’atterrissage, en utilisant les angles de roulis, de tangage et de lacet définissant l’attitude de l’aéronef, ces angles étant fournis au préalable par une centrale inertielle de l’aéronef ; - détermination, dans le repère radar, de l’élévation dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, ladite élévation correspondant à l’opposé de l’angle formé à partir du vecteur partant de l’origine du repère radar audit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, jusqu’à la projection de ce vecteur dans le plan de projection des circulaires, ladite élévation correspondant à l’arc sinus de la solution d’une équation du second degré obtenue en déterminant la composante dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage selon l’axe des altitudes dudit repère géographique local, à la fois à partir de ladite distance au sol dans l’axe de visée du radar et dudit angle de tangage, et à partir de l’application de ladite matrice de changement de repère aux coordonnées dudit au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage mesurées et exprimées dans ledit repère radar; - détermination, dans ledit repère radar, de la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, à partir de ladite distance au radar, de ladite circulaire et de ladite élévation dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage. Ainsi, la présente invention propose de déterminer avec précision, dans le repère radar, l’élévation d’au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage pour améliorer la précision de la localisation subséquente de l’aéronef en tant que telle. Plus précisément, la présente invention propose de tirer profit du fait que la hauteur du radar par rapport au plan de projection circulaire est unique et ce pour tout point prédéterminé dans l’axe de visée du radar, sous hypothèse d’une scène d’atterrissage plane dans le domaine de l’ouverture angulaire dudit radar. Ainsi, sachant d’une part le tangage de l’aéronef et la distance au sol dans l’axe de visée qui est insensible au roulis, et d’autre part l’application de ladite matrice de changement de repère aux coordonnées dudit point prédéterminé de la scène d’atterrissage mesurées et exprimées dans ledit repère radar, il est possible de déterminer précisément ladite élévation auparavant inconnue. Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le procédé de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - le procédé comprend en outre les étapes suivantes : - détermination de la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage exprimée dans ledit repère géographique local en appliquant ladite matrice de changement de repère à ladite localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans ledit repère radar ; - à partir de la localisation tridimensionnelle exprimée dans le repère géographique local, obtention de la localisation tridimensionnelle dudit radar exprimée dans un repère prédéterminé de la piste d’atterrissage dont l’origine est un point prédéterminé de ladite piste d’atterrissage et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de la piste, ladite obtention comprenant l’inversion du signe de la composante selon l’axe des altitudes dudit au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage exprimée dans ledit repère géographique local ; - la détermination de la déviation angulaire verticale dudit aéronef par rapport à une trajectoire d’approche de référence, en utilisant la localisation tridimensionnelle dudit radar translatée selon l’axe des x du repère de la piste au point GPIP d’intersection de la trajectoire d’approche de référence avec la piste d’atterrissage ; - la détermination de la déviation angulaire latérale dudit aéronef par rapport à la trajectoire d’approche de référence, en utilisant la localisation tridimensionnelle dudit radar, translatée selon l’axe des x du repère de la piste au point GARP référence de la détermination des déviations latérales ; - ledit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspond au milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage ; - ledit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspond à un point d’intersection A de deux lignes de feux d’approche perpendiculaires entre elles, et dans lequel la norme du vecteur allant dudit point d’intersection A au milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage est également prise en compte (58), lors de la détermination (56) de la déviation angulaire verticale et de la déviation angulaire latérale, en translatant, de ladite norme, la position dudit radar, exprimée dans le repère prédéterminé de ladite piste selon l’axe des x ; - ladite détermination d’une matrice de changement de repère comprend trois changements de repère successifs, à savoir : - un premier changement de repère du repère radar vers le repère de l’aéronef utilisé par ladite centrale inertielle pour fournir les angles de roulis, de tangage et de lacet définissant l’attitude de l’aéronef, en utilisant l’inclinaison dudit radar ; puis - un deuxième changement de repère du repère de l’aéronef vers un repère géographique intermédiaire présentant : une origine correspondant au centre de phase de l’antenne dudit radar, un axe des abscisses selon la direction Nord géographique terrestre, un axe des ordonnées selon la direction Est géographique terrestre et un axe des altitudes selon la verticale locale géographique terrestre ; - un troisième changement de repère du repère géographique intermédiaire vers ledit repère géographique local prédéterminé défini relativement au plan de la scène d’atterrissage. - le procédé comprend en outre, préalablement à l’obtention de la localisation tridimensionnelle dudit radar exprimée dans un repère prédéterminé de la piste d’atterrissage, l’application d’une rotation autour de l’axe des altitudes du repère géographique local selon un angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet par ladite centrale inertielle de l’aéronef, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant obtenu, préalablement à l’application de ladite rotation, à partir d’un point Q défini par ses coordonnées sphériques dans le repère radar, tel que : - sa distance au centre de phase de l’antenne dudit radar est unitaire, - sa circulaire est égale à l’orientation de l’axe longitudinal de ladite piste d’atterrissage exprimée dans le repère radar et préalablement obtenue à partir desdites mesures dudit radar; - son angle d’élévation est nul, le point Q étant ensuite exprimé en coordonnée cartésiennes dans ledit repère géographique local au moyen de ladite matrice de changement de repère, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant tel que . L’invention concerne également un programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu’elles sont exécutées par un ordinateur, mettent en œuvre un procédé de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage, tel que défini ci-dessus. L’invention concerne également un dispositif électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage, ledit aéronef étant porteur d’au moins un radar, la scène d’atterrissage étant considérée sensiblement plane dans le domaine de l’ouverture angulaire dudit radar, ledit dispositif comprenant : - un premier module configuré pour mettre en œuvre, dans un repère radar prédéterminé associé audit radar, dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar, l’obtention d’au moins : - la distance au radar et la circulaire d’au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage, obtenus à partir de mesures dudit radar, la circulaire dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspondant à l’angle formé à partir de l’axe de visée du radar jusqu’à la projection dudit au moins un point prédéterminé dans le plan de projection des circulaires, ce plan étant défini par l’axe de visée du radar et l’axe des mesures angulaires dudit repère radar, et - la distance au sol, dans l’axe de visée du radar, depuis le centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar ; - un deuxième module configuré pour déterminer une matrice de changement de repère permettant de passer dudit repère radar prédéterminé à un repère géographique local prédéterminé dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit radar et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de ladite piste d’atterrissage, en utilisant les angles de roulis, de tangage et de lacet définissant l’attitude de l’aéronef, ces angles étant fournis au préalable par une centrale inertielle de l’aéronef ; - un troisième module configuré pour déterminer, dans le repère radar, l’élévation dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage ladite élévation correspondant l’opposé de l’angle formé à partir du vecteur partant de l’origine du repère radar audit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, jusqu’à la projection de ce vecteur dans le plan de projection des circulaires, ladite élévation correspondant à l’arc sinus de la solution d’une équation du second degré obtenue en déterminant la composante dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage selon l’axe des altitudes dudit repère géographique local, à la fois à partir de ladite distance au sol dans l’axe de visée du radar et dudit angle de tangage, et à partir de l’application de ladite matrice de changement de repère aux coordonnées dudit au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage mesurées et exprimées dans ledit repère radar ; - un quatrième module configuré pour déterminer, dans ledit repère radar, la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, à partir de ladite distance au radar, de ladite circulaire et de ladite élévation dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage L’invention concerne également un système d’aide à l’atterrissage comprenant au moins un radar et un tel dispositif électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage. L’invention concerne également un aéronef comprenant un tel système d’aide à l’atterrissage. L’invention apparaîtra plus clairement à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins dans lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 est un bloc diagramme des principaux blocs fonctionnels d’un dispositif électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage ; FIG. 2 la FIG. 2 est un organigramme des principales étapes d’un procédé de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage ; FIG. 3 la FIG. 3 illustre les changements de repère successifs mis en œuvre selon la présente invention. Dans la suite de la description, l’expression « sensiblement égal à » s’entend comme une relation d’égalité à plus ou moins 10%, c’est-à-dire avec une variation d’au plus 10%, de préférence encore comme une relation d’égalité à plus ou moins 5%, c’est-à-dire avec une variation d’au plus 5%. La FIG. 1 illustre un mode de réalisation d’un dispositif 10 électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage selon un mode de réalisation de l’invention. Un tel dispositif est propre à être intégré au sein d’un système d’aide à l’atterrissage, non représenté, comprenant au moins un radar, notamment millimétrique, non représenté, ledit système d’atterrissage étant lui-même propre à être embarqué à bord d’un aéronef non représenté. Plus précisément, le dispositif 10 électronique de localisation tridimensionnelle, selon la présente invention, est propre à mettre en œuvre le procédé de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage qui sera décrit par la suite en relation avec la FIG. 2 . Pour ce faire, un tel dispositif 10 comprend tout d’abord un premier module 12 d’obtention configuré pour obtenir, dans un repère radar prédéterminé associé audit radar tel qu’illustré par la suite en relation avec la FIG. 3 , dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar, au moins : - la distance ρ au radar et la circulaire α d’au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage, obtenus à partir de mesures dudit radar, la circulaire dudit point prédéterminé correspondant à l’angle formé à partir de l’axe de visée du radar jusqu’à la projection dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans le plan de projection des circulaires, ce plan étant défini par l’axe de visée du radar, et l’axe des mesures angulaires dudit repère radar, et - la distance au sol D dans l’axe de visée du radar, depuis le centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar. De plus, le dispositif 10 comprend un premier module 14 de détermination configuré pour déterminer une matrice de changement de repère permettant de passer, tel qu’illustré par la suite en relation avec la FIG. 3 , dudit repère radar prédéterminé à un repère géographique local prédéterminé dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit radar et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de ladite piste d’atterrissage, en utilisant les angles de roulis, de tangage et de lacet définissant l’attitude de l’aéronef, ces angles étant fournis au préalable par une centrale inertielle de l’aéronef. Ensuite, le dispositif 10 comprend un deuxième module 16 de détermination, configuré pour déterminer dans le repère radar, de l’élévation β dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, ladite élévation correspondant à l’opposé de l’angle formé à partir du vecteur partant de l’origine du repère radar audit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, jusqu’à la projection de ce vecteur dans le plan de projection des circulaires, ladite élévation β correspondant à l’arc sinus de la solution d’une équation du second degré obtenue en déterminant la composante dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage selon l’axe des altitudes dudit repère géographique local, à la fois à partir de ladite distance au sol dans l’axe de visée du radar et dudit angle de tangage, et à partir de l’application de ladite matrice de changement de repère aux coordonnées dudit point prédéterminé de la scène d’atterrissage mesurées et exprimées dans ledit repère radar. Le dispositif 10 comprend également un troisième module 18 de détermination, dans ledit repère radar, de la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, à partir de ladite distance au radar, de ladite circulaire et de ladite élévation dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage. En complément facultatif, tel que représenté en pointillés, ledit dispositif 10 électronique de localisation tridimensionnelle, selon la présente invention comprend en outre un quatrième module 20 de détermination configuré pour déterminer la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage exprimée dans ledit repère géographique local en appliquant ladite matrice de changement de repère à ladite localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans ledit repère radar. Selon ce complément facultatif, ledit dispositif 10 comprend également un deuxième module 22 d’obtention configuré pour obtenir, à partir de la localisation tridimensionnelle exprimée dans le repère géographique local, la localisation tridimensionnelle dudit radar exprimée dans un repère prédéterminé de la piste d’atterrissage dont l’origine est un point prédéterminé de ladite piste d’atterrissage et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de la piste, ladite obtention comprenant l’inversion du signe de la composante selon l’axe des altitudes dudit point prédéterminé de la scène d’atterrissage exprimée dans ledit repère géographique local. De plus, selon ce complément facultatif, ledit dispositif 10 comprend également un cinquième module 24 de détermination, configuré pour déterminer la déviation angulaire verticale dudit aéronef par rapport à une trajectoire d’approche de référence, en utilisant la localisation tridimensionnelle dudit radar translatée selon l’axe des x du repère de la piste au point GPIP d’intersection de la trajectoire d’approche de référence avec la piste d’atterrissage (de l’anglais Glide Path Intercept Point ). Enfin, selon ce complément facultatif, ledit dispositif 10 comprend également un sixième module 26 de détermination, configuré pour déterminer la déviation angulaire latérale dudit aéronef par rapport à la trajectoire d’approche de référence, en utilisant la localisation tridimensionnelle dudit radar, translatée selon l’axe des x du repère de la piste au point GARP référence de la détermination des déviations latérales (de l’anglais GNSS Azimut Reference point ). Les points GARP et GPIP sont les références des déviations latérale et verticale respectivement tel que définies au sein du document DO-229E aux paragraphes 2.2.4.3.1 et 2.2.4.4.2.3 de la Commission Technique Radio pour l'Aéronautique RTCA (de l’anglais Radio Technical Commission for Aeronautics ). Selon un autre complément facultatif, ledit dispositif 10 comprend en outre un module 28 d’application configuré pour appliquer, préalablement à l’obtention de la localisation tridimensionnelle dudit radar exprimée dans un repère prédéterminé de la piste d’atterrissage, une rotation autour de l’axe des altitudes du repère géographique local selon un angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet par ladite centrale inertielle de l’aéronef, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant obtenu, préalablement à l’application de ladite rotation, à partir d’un point Q défini par ses coordonnées sphériques dans le repère radar, tel que : - sa distance au centre de phase de l’antenne dudit radar est unitaire, - sa circulaire est égale à l’orientation de l’axe longitudinal de ladite piste d’atterrissage exprimée dans le repère radar et préalablement obtenue à partir desdites mesures dudit radar ; - son angle d’élévation est nul, le point Q étant ensuite exprimé en coordonnées cartésiennes dans ledit repère géographique local au moyen de ladite matrice de changement de repère, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant tel que . Sur l’exemple de la FIG. 1 , dispositif 10 électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend une unité de traitement 30 formée par exemple d’une mémoire 32 et d’un processeur 34 associé à la mémoire, et le dispositif 10 est au moins en partie réalisé sous forme d’un logiciel, ou d’une brique logicielle, exécutable par le processeur, notamment le premier module 12 d’obtention, le premier module 14 de détermination, le deuxième module 16 de détermination, le troisième module 18 de détermination, et optionnellement le quatrième module 20 de détermination, le deuxième module 22 d’obtention, le cinquième module 24 de détermination, le sixième module 26 de détermination et le module 28 d’application. La mémoire 32 du dispositif 10 électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage est alors apte à stocker de tels logiciels ou briques logicielles, et le processeur 34 est alors apte à les exécuter. En variante non représentée, le premier module 12 d’obtention, le premier module 14 de détermination, le deuxième module 16 de détermination, le troisième module 18 de détermination, et optionnellement le quatrième module 20 de détermination, le deuxième module 22 d’obtention, le cinquième module 24 de détermination, le sixième module 26 de détermination et le module 28 d’application sont réalisés chacun sous forme d’un composant logique programmable, tel qu’un FPGA (de l’anglais Field Programmable Gate Array ), ou encore sous forme d’un circuit intégré dédié, tel qu’un ASIC (de l’anglais Application Specific integrated Circuit ). Lorsqu’une partie du dispositif 10 électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage selon la présente invention est réalisée sous forme d’un ou plusieurs logiciels, c’est-à-dire sous forme d’un programme d’ordinateur, cette partie est en outre apte à être enregistrée sur un support, non représenté, lisible par ordinateur. Le support lisible par ordinateur est par exemple, un médium apte à mémoriser des instructions électroniques et à être couplé à un bus d’un système informatique. A titre d’exemple, le support lisible est un disque optique, un disque magnéto-optique, une mémoire ROM, une mémoire RAM, tout type de mémoire non-volatile (par exemple EPROM, EEPROM, FLASH, NVRAM), une carte magnétique ou encore une carte optique. Sur le support lisible est alors mémorisé un programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles. On décrit ci-après en relation avec la FIG. 2 , un exemple de fonctionnement du dispositif 10 électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage selon la présente invention tel qu’illustré précédemment en relation avec la FIG. 1 . Plus précisément, le procédé 40 de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend, de manière générale, une première étape 42 d’obtention OBT(ρ, α, D) d’au moins, d’une part la distance au radar, notée ρ, et la circulaire notée α d’au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage, obtenus à partir de mesures dudit radar, la circulaire α dudit point prédéterminé correspondant à l’angle formé à partir de l’axe de visée du radar jusqu’à la projection dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans le plan de projection des circulaires, ce plan étant défini par l’axe de visée du radar, et l’axe des mesures angulaires dudit repère radar, et d’autre part de la distance au sol D dans l’axe de visée du radar, depuis le centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar. Les éléments ρ, α, D sont obtenus dans le repère radar prédéterminé associé audit radar, dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar tel qu’illustré par la suite en relation avec la FIG. 3 . De plus, de tels éléments sont propres à être obtenus selon différentes variantes. Par exemple, selon une première variante, les éléments sont propres à être obtenus au moins en partie en utilisant une solution basée sur un apprentissage par intelligence artificielle au moyen d’un outil d’apprentissage profond reposant en particulier sur les mécanismes d’attention appliqué de manière non triviale spécifiquement à des mesures radar telle que décrit au sein de la demande de brevet dont le numéro de dépôt est FR2309055 au nom de la Demanderesse. Selon une autre variante, ces éléments sont propres à être obtenus au moins en partie en utilisant la solution décrite dans le brevet FR 3 103 178 au nom de la Demanderesse. Le procédé 40 de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend ensuite, de manière générale, une étape 44 de détermination DET_M d’une matrice M de changement de repère permettant, comme illustré par la suite en relation avec la FIG. 3 , de passer dudit repère radar prédéterminé à un repère géographique local prédéterminé dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit radar et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de ladite piste d’atterrissage, en utilisant les angles de roulis, de tangage et de lacet définissant l’attitude de l’aéronef, ces angles étant fournis au préalable par une centrale inertielle de l’aéronef. Le procédé 40 de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend ensuite, de manière générale, une étape 46 de détermination DET_ β, dans le repère radar, de l’élévation β dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, ladite élévation correspondant, comme expliqué par la suite en relation avec la FIG. 3 , à l’opposé de l’angle formé à partir du vecteur partant de l’origine du repère radar audit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, jusqu’à la projection de ce vecteur dans le plan de projection des circulaires, ladite élévation correspondant à l’arc sinus de la solution d’une équation du second degré obtenue en déterminant la composante dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage selon l’axe des altitudes dudit repère géographique local, à la fois à partir de ladite distance au sol dans l’axe de visée du radar et dudit angle de tangage, et à partir de l’application de ladite matrice de changement de repère aux coordonnées dudit point prédéterminé de la scène d’atterrissage mesurées et exprimées dans ledit repère radar. Le procédé 40 de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend ensuite, de manière générale, une étape 48 de détermination DET_LOC R dans ledit repère radar, de la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, à partir de ladite distance au radar ρ, de ladite circulaire α et de ladite élévation β dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage. En complément facultatif, le procédé 40 de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend également une étape 50 de détermination DET_LOC G de la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage exprimée dans ledit repère géographique local en appliquant ladite matrice M de changement de repère à ladite localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans ledit repère radar. Optionnellement, tel que représenté en pointillés, le procédé 40 de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend également une étape 52 d’application d’une rotation ROT autour de l’axe des altitudes du repère géographique local selon un angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet par ladite centrale inertielle de l’aéronef, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant obtenu, préalablement à l’application de ladite rotation, à partir d’un point Q défini par ses coordonnées sphériques dans le repère radar, tel que : - sa distance au centre de phase de l’antenne dudit radar est unitaire, - sa circulaire est égale à l’orientation de l’axe longitudinal de ladite piste d’atterrissage exprimée dans le repère radar et préalablement obtenue à partir desdites mesures dudit radar; - son angle d’élévation est nul, le point Q étant ensuite exprimé en coordonnée cartésiennes dans ledit repère géographique local au moyen de ladite matrice de changement de repère, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant tel que . En complément facultatif, le procédé 40 de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend également, à partir desdites de la localisation tridimensionnelle exprimée dans le repère géographique local, une étape 54 d’obtention OBT_LOC(R) P de la localisation tridimensionnelle dudit radar R exprimée dans un repère prédéterminé de la piste d’atterrissage dont l’origine est un point prédéterminé de ladite piste d’atterrissage et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de la piste, ladite obtention comprenant l’inversion du signe de la composante selon l’axe des altitudes dudit point prédéterminé de la scène d’atterrissage exprimée dans ledit repère géographique local, l’indice P étant ici représentatif du fait que la localisation est dans le repère de la piste. En complément facultatif, le procédé 40 de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend également une étape 56 détermination DET_DEV v de la déviation angulaire verticale dudit aéronef par rapport à une trajectoire d’approche de référence, en utilisant la localisation tridimensionnelle dudit radar translatée selon l’axe des x du repère de la piste au point GPIP d’intersection de la trajectoire d’approche de référence avec la piste d’atterrissage. Optionnellement, tel qu’illustré sur la figure 2 en pointillés, ledit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspond à un point d’intersection A de deux lignes de feux d’approche perpendiculaires entre elles, la norme du vecteur allant dudit point d’intersection A au milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage est alors également prise en compte selon la sous-étape optionnelle 58, lors de la détermination 56 de la déviation angulaire verticale, en translatant, de ladite norme, la position dudit radar, exprimée dans le repère prédéterminé de ladite piste selon l’axe des x. Enfin, en complément facultatif tel qu’illustré par la FIG. 2 , le procédé 40 de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprend également une étape 60 de détermination DET_DEV L de la déviation angulaire latérale dudit aéronef par rapport à la trajectoire d’approche de référence, en utilisant la localisation tridimensionnelle dudit radar, translatée selon l’axe des x du repère de la piste au point GARP référence de la détermination des déviations latérales. Il est à noter que de manière non représentée, lorsque ledit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspond à un point d’intersection A de deux lignes de feux d’approche perpendiculaires entre elles, la norme du vecteur allant dudit point d’intersection A au milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage est alors également prise en compte selon la sous-étape optionnelle 58 lors de la détermination 60 de la déviation angulaire latérale, en translatant, de ladite norme, la position dudit radar, exprimée dans le repère prédéterminé de ladite piste selon l’axe des x. Un exemple de mise en œuvre des étapes du procédé 40 précédemment citées est décrit ci-après en détail en relation avec la FIG. 3 illustrant les changements de repère successifs mis en œuvre selon la présente invention. Plus précisément, selon l’exemple illustré par la FIG. 3 , on utilise un repère radar prédéterminé 62 dont l’origine O correspond au centre de phase de l’antenne du radar. De plus, l’axe x des abscisses du repère radar prédéterminé 62 est suivant l’axe de visée du radar, tandis que l’axe y des ordonnées dans le plan 64 de projection des circulaires est perpendiculaire à cet axe x de visée, et parallèle à la ligne des émetteurs (i.e. à la largeur du radar), et notamment orienté vers la droite en regardant suivant la visée du radar. L’axe z des altitudes est selon cet exemple tel que le repère radar 62 est orthonormé direct (i.e. vers le bas si l’assiette de l’aéronef est nulle). Tel qu’indiqué précédemment, la première étape 42 du procédé 40 selon la présente invention consiste à obtenir d’une part la distance au radar, notamment en mètres, notée ρ sur la FIG. 3 , et la circulaire notée α, notamment en radians, d’au moins un point prédéterminé P de la scène d’atterrissage, obtenus à partir de mesures dudit radar, la circulaire α dudit point prédéterminé correspondant à l’angle formé à partir de l’axe x de visée du radar jusqu’à la projection dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans le plan 64 de projection des circulaires, ce plan 64 étant défini par l’axe x de visée du radar, et l’axe des mesures angulaires dudit repère radar, et d’autre part de la distance au sol D dans l’axe de visée du radar, notamment en mètres, depuis le centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar, et correspondant à la distance dudit centre jusqu’au point P 0 d’intersection (non représenté) avec le sol. En particulier, sur l’exemple de la FIG. 3 , la circulaire notée α est ainsi définie dans le repère radar 62 et correspond à l’angle formé à partir de l’origine O et de l’axe de visée x du radar, dans le plan 64 (O, x, y) et orienté positif suivant la rotation autour de (O, z). Comme indiqué précédemment, différentes variantes sont propres à être utilisées pour la mise en œuvre de ladite étape d’obtention telles que solution basée sur un apprentissage par intelligence artificielle au moyen d’un outil d’apprentissage profond reposant en particulier sur les mécanismes d’attention appliqué de manière non triviale spécifiquement à des mesures radar telle que décrit au sein de la demande de brevet dont le numéro de dépôt est FR2309055 au nom de la Demanderesse ou encore la solution décrite dans le brevet FR 3 103 178 au nom de la Demanderesse. En particulier, ledit au moins un point prédéterminé correspond à une pluralité de points P i identifiant notamment le seuil et les bords de piste, ou les axes des feux d’approche. Une autre variante d’obtention 42, consiste à identifier le contour de la piste par détection ou segmentation appliquée à la « grille radar », les segments de droite de ce contour sont alors localisés par transformée de Hough ou ajustement affine, et une vérification est effectuée de sorte à s’assurer que les segments des bords et du seuil de piste ainsi identifiés sont tels que : les bords de piste sont sensiblement parallèles (notamment avec une erreur d’orientation inférieure à 1°, le seuil de piste est perpendiculaire aux bords (notamment avec une erreur d’orientation inférieure à 2°), et que la piste est un rectangle à dimensions vraisemblables (par exemple que les bords de piste sont espacés de moins de 18m et longs de plus de 300m). Selon cette variante, l’intersection de la médiane des bords de piste avec le seuil de piste est le point S correspondant au milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage, et l’orientation de la piste, exprimée dans le repère radar est issue du coefficient directeur a , exprimée dans le repère radar, de la droite médiane des bords de piste tel que Ainsi, tel qu’illustré par la FIG. 3 , dans un tel repère radar 62, on considère P l’un de ces points Pi, défini par sa distance au radar ρ et ses angles α et β tels que : α étant la circulaire de P tel que défini précédemment et β l’élévation dudit point prédéterminé correspondant à l’opposé de l’angle formé à partir du vecteur partant de l’origine du repère radar audit point P prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans le plan 66 (O, P, z), jusqu’à la projection de ce vecteur dans le plan 64 de projection des circulaires. Les coordonnées cartésiennes de P dans un tel repère radar 62, également appelé repère R, sont alors telles que : , et Toutefois, comme indiqué précédemment, la détermination de l’élévation β d’un point prédéterminé de la scène d’atterrissage, notamment un point d’intérêt, est vouée à un échec de précision, elle est donc considérée comme inconnue à ce stade du procédé et tel que représenté au moyen d’un point d’interrogation sur la FIG. 3 . Comme indiqué précédemment, la deuxième étape 44 du procédé consiste, en parallèle ou non de l’étape 42 d’obtention précédemment décrite, à déterminer une matrice de changement de repère permettant de passer dudit repère radar 62 prédéterminé, également appelé repère R, à un repère géographique local prédéterminé G’ dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit radar et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de ladite piste d’atterrissage, en utilisant les angles de roulis, de tangage et de lacet définissant l’attitude de l’aéronef, ces angles étant fournis au préalable par une centrale inertielle de l’aéronef. Plus précisément, ladite détermination 44 d’une matrice de changement de repère comprend trois changements de repère successifs, à savoir un premier changement de repère 68 du repère radar 62 vers le repère 70 de l’aéronef, également appelé par la suite repère B, utilisé par ladite centrale inertielle pour fournir les angles de : - roulis φ autour de l’axe de roulis 72 correspondant à l’axe longitudinal de l’aéronef, et donc en présence de tangage la plupart du temps non nul, positif si penché vers la droite, - tangage θ autour de l’axe de tangage 74, notamment défini par rapport au plan horizontal terrestre et positif en cabré, et - lacet ψ autour de l’axe de lacet 76, notamment défini par rapport au nord géographique terrestre, et positif vers l’Est. définissant l’attitude de l’aéronef à plus ou moins 0,05° près, en utilisant l’inclinaison i dudit radar définie par rapport au plan de foi de l’aéronef et notamment positive si le radar pointe vers le bas. La matrice de changement de repère utilisée lors de ce premier changement de repère est appelée par la suite R2B. De plus, ladite détermination 44 d’une matrice de changement de repère comprend un deuxième changement de repère du repère 70 de l’aéronef vers un repère géographique intermédiaire G non représenté présentant : une origine correspondant au centre de phase de l’antenne dudit radar, un axe des abscisses x selon la direction Nord géographique terrestre, un axe des ordonnées y selon la direction Est géographique terrestre et un axe des altitudes z selon la verticale locale géographique terrestre. La matrice de changement de repère, appelée B2G, utilisée lors de ce deuxième changement de repère du repère 70 de l’aéronef vers un repère géographique intermédiaire G est telle qu’elle est la matrice transposée de la matrice G2B permettant le passage du repère géographique intermédiaire au repère 70 de l’aéronef, tel que : où désigne le terme en ligne et colonne , l’ordre des rotations dans ce deuxième changement de repère : cap ( ), puis tangage ( ), puis roulis ( ). L’ordre des rotations est avantageux. Comme indiqué précédemment, la distance au sol dans l'axe de visée est insensible au roulis et du fait que dans l'ordre des rotations définissant l'attitude de l'aéronef, le roulis est appliqué après le tangage, il est possible de déterminer la hauteur du radar par rapport au sol indépendamment du roulis. Autrement dit, , et la matrice R2B associée au premier changement de repère est définie comme G2B mais en considérant que , i étant l’inclinaison dudit radar définie par rapport au plan de foi de l’aéronef et notamment positive si le radar pointe vers le bas. Il est à noter que compte-tenu de la définition des déviations angulaires verticale et latérale communément retenue par les systèmes d’atterrissage aux instruments ILS (de l’anglais Instrument Landing sy s tem ) et des mesures radar, ladite détermination 44 d’une matrice de changement de repère comprend un troisième changement de repère du repère géographique intermédiaire non représenté vers ledit repère géographique local prédéterminé, noté G’, défini relativement au plan de la scène d’atterrissage, en utilisant une matrice de changement de repère G2G’ associée à ce troisième changement de repère. Autrement dit, la flèche 78 de la FIG. 3 vaut application directe du deuxième puis du troisième changement de repère précité pour passer directement du repère 70 de l’aéronef vers ledit repère géographique local prédéterminé. Ce repère géographique local prédéterminé est défini en relatif à l’inclinaison i du radar et au plan de la scène d’approche (i.e. scène d’atterrissage) considérée, selon la présente invention, sensiblement plane dans le domaine de l’ouverture angulaire dudit radar. En particulier, les axes de ce repère géographique local prédéterminé sont confondus avec ceux du repère géographique intermédiaire non représenté précité lorsque les pentes longitudinale s l et transversale s t de la scène d’approche, qui sont connues (telles des entrées), de même que l’orientation géographique de la piste ψ piste , également connue suivant le sens de l’atterrissage, notamment définie par rapport au Nord géographique terrestre et positive vers l’Est, sont toutes trois nulles. La pente s l longitudinale de la scène d’approche est notamment définie par rapport au plan horizontal terrestre et positive si la scène est montante tandis que la pente s t transversale, nulle en principe, est définie par rapport au plan horizontal terrestre et positive si la scène penche vers la droite en regardant suivant l’axe de la piste dans le sens de l’atterrissage. A noter que pour des raisons de contraintes de coûts, les caps aéronef et piste ne sont généralement, quant à eux, qu’approximativement connus, c’est-à-dire à quelques degrés près. L’axe des abscisses x du repère géographique local prédéterminé est orienté suivant l’axe de la piste, dans le sens de l’atterrissage et au niveau de la zone de contact TDZ (de l’anglais Touch Down Zone ), moyennant correction au moyen des paramètres en entrée connus correspondant à l’orientation géographique de la piste ψ piste et à la pente s l longitudinale de la scène d’approche. L’axe des ordonnées y du repère géographique local prédéterminé est orienté suivant l’axe transverse de la piste au niveau de la zone de contact TDZ, moyennant correction au moyen des mêmes paramètres ψ piste et s t . L’axe des altitudes z du repère géographique local prédéterminé est notamment orienté tel que (O, x, y, z) soit orthonormé direct. L’origine de ce repère reste le centre de phase de l’antenne du radar O tel qu’illustré dans le repère radar 62. La matrice de changement de repère G2G’ associée à ce troisième changement de repère est telle que G2G’ est alors définie comme mais avec . Selon la FIG. 3 , le repère géographique local prédéterminé tel que décrit ci-dessus est représenté par le repère 80 après translation dudit repère géographique local prédéterminé, dont l’origine de ce repère reste le centre de phase de l’antenne du radar O, au milieu S du seuil de la piste 82. A noter que l’erreur angulaire des axes de ce repère géographique local 80 due à la distance SO ( Par hypothèse de la scène d’approche, la pluralité de points P i identifiant notamment le seuil et les bords de piste, ou les axes des feux d’approche sont tous situés dans un même plan, et par définition repère géographique local prédéterminé tel que décrit ci-dessus, la « hauteur » h du radar par rapport au plan de la scène d’approche (i.e. sa coordonnée selon l’axe z du repère géographique local prédéterminé G’ est alors telle que : . La matrice M permettant de passer dudit repère radar prédéterminé à un repère géographique local prédéterminé est telle que = Dans l’équation définissant les coordonnées cartésiennes dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage exprimées dans ledit repère géographique local prédéterminé G’ en fonction de ladite matrice M et des coordonnées dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage exprimées dans le repère radar R, les seules inconnues sont et par conséquent car , et . L’application de l’équation de changement de repère à la composante z permet alors de déterminer β à partir de car la hauteur z du radar par rapport au plan (O, x, y) du repère géographique local prédéterminé G’ est unique, et ce pour tout point P sous hypothèse de scène plane. Si bien qu’une équation sous la forme suivante est obtenue : Cette équation est de la forme : en posant : En considérant : et en posant : l’équation devient, le terme en racine étant isolé et l’équation passée au carré : Les racines de cette équation du second degré sont les suivantes, selon une formulation avec discriminant réduit : en notant qu’il n’y a pas de solution à retenir pour cette équation si le discriminant réduit est strictement négatif, ou si deux solutions sont négatives, ledit au moins un point prédéterminé étant supposé sous le plan de foi de l’aéronef. La détermination de la solution permet alors comme indiqué précédemment de déterminer 46 l’élévation β dudit point prédéterminée dont c’est l’arc sinus, et par conséquent de déterminer 48 les coordonnées cartésiennes dudit au moins un point prédéterminé exprimé dans le repère radar avec : , et . Une fois cette détermination 48 des coordonnées cartésiennes dudit au moins un point prédéterminé exprimé dans le repère radar effectuée, il est alors possible de déterminer 50 les coordonnées cartésiennes dudit au moins un point prédéterminé exprimé dans le repère géographique local prédéterminé G’ par application de la matrice de changement de repère R2G’. En complément facultatif, ledit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspond au milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage. Comme indiqué précédemment, à titre d’alternative au complément facultatif ci-dessus, ledit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspond à un point d’intersection A de deux lignes de feux d’approche perpendiculaires entre elles, et dans lequel la norme du vecteur allant dudit point d’intersection A au milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage est également prise en compte 58, lors de la détermination 56 de la déviation angulaire verticale et de la déviation angulaire latérale, en translatant, de ladite norme, la position dudit radar, exprimée dans le repère prédéterminé de ladite piste selon l’axe des abscisses x. Comme indiqué sur la figure 2, préalablement à l’obtention 54 de la localisation tridimensionnelle dudit radar exprimé dans un repère prédéterminé de la piste d’atterrissage tel qu’illustré sur la figure 3 par le repère prédéterminé 86, le procédé comprend une étape optionnelle 52 d’application d’une rotation ROT autour de l’axe des altitudes du repère géographique local selon un angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet par ladite centrale inertielle de l’aéronef, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant obtenu, préalablement à l’application de ladite rotation, à partir d’un point Q défini par ses coordonnées sphériques dans le repère radar, tel que : - sa distance au centre de phase de l’antenne dudit radar est unitaire, - sa circulaire est égale à l’orientation de l’axe longitudinal de ladite piste d’atterrissage exprimée dans le repère radar et préalablement obtenue à partir desdites mesures dudit radar; - son angle d’élévation est nul, le point Q étant ensuite exprimé en coordonnée cartésiennes dans ledit repère géographique local au moyen de ladite matrice de changement de repère, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant tel que : . En effet, par définition du repère géographique local prédéterminé G’, son axe des abscisses x devrait être théoriquement confondu avec l’axe de la piste, ce qui implique alors théoriquement que l’orientation de l’axe de la piste exprimée dans le repère géographique local prédéterminé G’ est nulle. Toutefois, compte-tenu de la spécificité de l’incertitude sur la mesure inertielle du cap et du risque d’imprécision de l’orientation de la piste (notamment en base de données), le repère géographique local prédéterminé G’ doit être corrigé par une rotation d’angle autour de l’axe des altitude z de ce repère afin que l’axe des X du repère géographique local soit parallèle à l’axe de la piste afin de répondre à l’objectif pour lequel un tel repère est défini. Une telle rotation 52 lorsqu’elle est appliquée définit alors un repère corrigé G’’ non représenté, dont l’origine reste O, le centre de phase du radar. Il est à noter que si l’orientation géographique de la piste n’est pas connue (i.e. ψ piste = 0 par défaut), alors cette correction par rotation la déterminera. Comme indiqué précédemment, une telle rotation est par exemple appliquée au point prédéterminé correspondant au milieu de piste ou, selon un autre exemple, au point d’intersection entre deux perpendiculaires de feux d’approche, notamment des feux d’approche en forme de croix tels que référencés au sein du document de l’Organisation de l'Aviation Civile Internationale OACI, Annexe 14, Volume I, paragraphe 5.3.4. En considérant le milieu de piste S, son expression dans ce repère corrigé G’’ est alors sous la forme suivante : avec : et pour déterminer , comme indiqué précédemment, on considère un point Q défini, par ses coordonnées sphériques dans le repère R, tel que ρ Q = 1, α Q = γ [R ] , β Q = 0 avec γ [R] l’orientation de l’axe de la piste exprimée dans le repère radar R. Ce point Q est alors exprimé dans le repère G’, de la même manière que pour un point P prédéterminé tel que décrit précédemment et . Il est à noter que γ [R] l’orientation de l’axe de la piste exprimée dans le repère radar R est propre à être obtenue selon différentes variantes. Selon une première variante, l’orientation γ [R] est obtenue en utilisant la solution précitée basée sur un apprentissage par intelligence artificielle au moyen d’un outil d’apprentissage profond reposant en particulier sur les mécanismes d’attention appliqué de manière non triviale spécifiquement à des mesures radar telle que décrit au sein de la demande de brevet dont le numéro de dépôt est FR2309055 au nom de la Demanderesse. Un tel apprentissage de l’angle γ [R] (i.e. dans le repère du radar R) par intelligence artificielle est mis en œuvre à partir de la réalité « terrain ». En particulier, dans le repère du radar R, γ [R] représente l’angle formé par la droite de l’axe de la piste avec le plan de la circulaire « 0 » du radar. Autrement dit, c’est la projection de l’axe de la piste dans le plan (O, x, y) du repère radar 62, et le plan de la circulaire « 0 » du radar est défini tel que contenant le centre de phase O de l’antenne du radar et son axe de visée Ox, et est vertical lorsque la référence de l’installation du radar est horizontale. Selon une deuxième variante, la détermination de γ [R] , à appliquer à chaque instant de mesure comprend la détermination de la position géographique tridimensionnelle de deux points, sensiblement éloignés, situés sur l’axe de la piste, typiquement, le milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage et le point prédéterminé P GPIP, par accès à une plateforme de données telle que GéoPortail© ou GoogleEarth®. A partir des positions géographiques tridimensionnelles de ces deux points, la pente s l longitudinale moyenne de la piste entre ces points et le cap ψ piste de la piste (i.e. orientation géographique de la piste) sont déduits. Puis, il est confirmé que la piste ne présente pas de pente transversale s t = 0 et à défaut, la pente transversale s t est alors déterminée. Puis, la position de S le milieu de seuil de ladite piste d’atterrissage et de manière semblable celle du point P le point prédéterminé GPIP, sont déterminées dans un repère géographique intermédiaire G: avec « Lat » représentatif de la latitude, « Lon » représentatif de la longitude, et « Alt » représentatif de l’altitude, et à partir de la définition connue des rayons terrestres : , , et , , , . Ces positions dans le repère géographique intermédiaire G sont ensuite ramenées dans le repère radar R tel que et avec et tel que précédemment définies et en considérant que avec l’exposant T représentatif de la transposée. L’orientation γ [R] est alors obtenue telle que , et ce en tenant compte de l’erreur d’approximation des arcs par des droites à la surface terrestre sur la portée du radar qui est inférieure à 2.10 -8 m. De plus, la translation entre les origines des repères G et G’ est prise en compte au niveau du calcul des déviations tel que finalisé ci-après, et par définition un vecteur, ne dépend pas de l’origine du repère. Selon une troisième variante alternative de la variante précédente, la détermination de γ [R] , comprend le passage des coordonnées de S et P en coordonnées géocentriques dans le repère ECEF (de l’anglais earth-centered, earth fixed ), puis en coordonnées locales nord, est, bas NED (de l’anglais north, east, down ) dans le repère géographique NED local au radar (en O), puis dans le repère R du radar, via la matrice avec s t = s l = ψ piste = 0), et comprend le calcul du vecteur dans ce repère cartésien du radar par différenciation des coordonnées, . Enfin la FIG. 3 , illustre via la flèche 84 le dernier changement de repère mis en œuvre lors de l’étape précitée 54 d’obtention de la localisation tridimensionnelle dudit radar exprimée dans un repère prédéterminé 86 de la piste d’atterrissage dont l’origine est un point prédéterminé, notamment selon un exemple le milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage de ladite piste d’atterrissage et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de la piste, ladite obtention comprenant l’inversion du signe de la composante selon l’axe des altitudes dudit point prédéterminé de la scène d’atterrissage exprimée dans ledit repère géographique local. Autrement dit, cette inversion permet notamment de représenter la localisation tridimensionnelle du radar d’indice R exprimée dans le repère 86 de la piste : . Le repère piste 86 est défini tel que son origine correspond, selon un premier exemple illustré par la FIG. 3 , au milieu S du seuil de piste, son axe des abscisses x est suivant l’axe de la piste, orienté positif vers les aéronefs en approche pour atterrissage, son axe des ordonnées y dans le plan de la piste, perpendiculaire à l’axe des abscisses, orienté vers la droite en regardant suivant l’axe des abscisses, et son axe des altitudes z tel que le repère 86 (S, x, y, z) est orthonormé direct (i.e. vers le bas si l’aéronef est en assiette nulle). Comme indiqué précédemment, pour référencer la position du radar par rapport aux points GARP et GPIP, il suffit d’ajouter respectivement D GARP et D GPIP à son abscisse. De plus, comme indiqué précédemment, dans le cas d’un seuil de piste décalé ou de mesures radar référencées par rapport à une intersection entre deux perpendiculaires des feux d’approche, la distance séparant le véritable seuil S du milieu du seuil décalé ou de l’intersection considérée des feux d’approche est ajoutée à l’abscisse de la position du radar selon l’axe des abscisses x exprimée dans le repère de la piste. Enfin, pour référencer la position de l’aéronef au lieu de la position du radar, les bras de levier radar par rapport à aéronef représentés par le vecteur avec K le point de référence de l’aéronef des déviations angulaires, tel que le centre de gravité K de l’aéronef : avec et tel que défini ci-dessus. La déviation verticale, déterminée 56 selon la présente invention, par rapport au repère piste en GPIP (i.e. le repère piste ayant pour origine GPIP noté par la suite dans les équations [GPIP]) est alors exprimé sous la forme suivante La déviation latérale, déterminée 60 selon la présente invention, est définie par rapport au repère piste en GARP (i.e. le repère piste ayant pour origine GARP noté par la suite dans les équations [GARP]): Et pour ramener ces déviations dans le plan horizontal terrestre en au point de seuil d’atterrissage LTP (de l’anglais landing threshold point ) et GARP, les pentes de la piste s l et s t sont propres à être prises en compte, en utilisant le changement de repère avec ,et le décalage vertical représenté par la différence (GPIP – LTP), est pris en compte par réduction de la hauteur en conséquence de cet écart tel qu’également introduit dans le brevet FR 3 103 178 au nom de la Demanderesse. L’homme du métier comprendra que l’invention ne se limite pas aux modes de réalisation décrits, ni aux exemples particuliers de la description, les modes de réalisation et les variantes mentionnées ci-dessus étant propres à être combinés entre eux pour générer de nouveaux modes de réalisation de l’invention. La présente invention permet ainsi de déterminer avec précision l’élévation d’au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage pour améliorer la précision de la localisation subséquente de l’aéronef en tant que telle. Grâce à cette amélioration de précision, il est alors possible de déterminer les déviations angulaires latérales et verticales de l’aéronef par rapport à la trajectoire idéale d’approche finale FAS (de l’anglais Final Approach Segment ), quelle que soit l'attitude de cet aéronef, en déterminant, par exemple, le milieu du seuil de piste S et l’orientation de l’axe de la piste à partir des mesures radar et selon une des variantes précitées notamment la variante utilisant la solution précitée basée sur un apprentissage par intelligence artificielle au moyen d’un outil d’apprentissage profond reposant en particulier sur les mécanismes d’attention appliqué de manière non triviale spécifiquement à des mesures radar telle que décrit au sein de la demande de brevet dont le numéro de dépôt est FR2309055 au nom de la Demanderesse. Puis, il est ainsi possible de ramener ces informations dans le repère géographique local à la piste, puis d’inverser le repère de localisation (i.e. piste vue de l’aéronef par rapport à l’aéronef vu de la piste), puis enfin de translater ce repère en fonction des bras de levier et de la définition des déviations au segment d’approche finale FAS. Procédé (40) de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage, ledit aéronef étant porteur d’au moins un radar, la scène d’atterrissage étant considérée sensiblement plane dans le domaine de l’ouverture angulaire dudit radar, ledit procédé comprenant au moins les étapes successives suivantes : - dans un repère radar prédéterminé associé audit radar, dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar, obtention (42) d’au moins : - la distance au radar et la circulaire d’au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage, obtenus à partir de mesures dudit radar, la circulaire dudit au moins un point prédéterminé correspondant à l’angle formé à partir de l’axe de visée du radar jusqu’à la projection dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans le plan de projection des circulaires, ce plan étant défini par l’axe de visée du radar, et l’axe des mesures angulaires dudit repère radar, et - la distance au sol dans l’axe de visée du radar, depuis le centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar ; - détermination (44) d’une matrice de changement de repère permettant de passer dudit repère radar prédéterminé à un repère géographique local prédéterminé dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit radar et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de ladite piste d’atterrissage, en utilisant les angles de roulis, de tangage et de lacet définissant l’attitude de l’aéronef, ces angles étant fournis au préalable par une centrale inertielle de l’aéronef ; - détermination (46), dans le repère radar, de l’élévation dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, ladite élévation correspondant à l’opposé de l’angle formé à partir du vecteur partant de l’origine du repère radar audit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, jusqu’à la projection de ce vecteur dans le plan de projection des circulaires, ladite élévation correspondant à l’arc sinus de la solution d’une équation du second degré obtenue en déterminant la composante dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage selon l’axe des altitudes dudit repère géographique local, à la fois à partir de ladite distance au sol dans l’axe de visée du radar et dudit angle de tangage, et à partir de l’application de ladite matrice de changement de repère aux coordonnées dudit au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage mesurées et exprimées dans ledit repère radar; - détermination (48), dans ledit repère radar, de la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, à partir de ladite distance au radar, de ladite circulaire et de ladite élévation dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage. Procédé (40) selon la revendication 1, comprenant en outre les étapes suivantes : - détermination (50) de la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage exprimée dans ledit repère géographique local en appliquant ladite matrice de changement de repère à ladite localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage dans ledit repère radar ; - à partir de la localisation tridimensionnelle exprimée dans le repère géographique local, obtention (54) de la localisation tridimensionnelle dudit radar exprimée dans un repère prédéterminé de la piste d’atterrissage dont l’origine est un point prédéterminé de ladite piste d’atterrissage et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de la piste, ladite obtention comprenant l’inversion du signe de la composante selon l’axe des altitudes dudit au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage exprimée dans ledit repère géographique local ; - la détermination (56) de la déviation angulaire verticale dudit aéronef par rapport à une trajectoire d’approche de référence, en utilisant la localisation tridimensionnelle dudit radar translatée selon l’axe des x du repère de la piste au point GPIP d’intersection de la trajectoire d’approche de référence avec la piste d’atterrissage ; - la détermination (60) de la déviation angulaire latérale dudit aéronef par rapport à la trajectoire d’approche de référence, en utilisant la localisation tridimensionnelle dudit radar, translatée selon l’axe des x du repère de la piste au point GARP référence de la détermination des déviations latérales. Procédé (40) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel ledit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspond au milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage. Procédé (40) selon la revendication 2, dans lequel ledit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspond à un point d’intersection A de deux lignes de feux d’approche perpendiculaires entre elles, et dans lequel la norme du vecteur allant dudit point d’intersection A au milieu S de seuil de ladite piste d’atterrissage est également prise en compte (58), lors de la détermination (56) de la déviation angulaire verticale et de la déviation angulaire latérale, en translatant, de ladite norme, la position dudit radar, exprimée dans le repère prédéterminé de ladite piste selon l’axe des x. Procédé (40) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel ladite détermination (44) d’une matrice de changement de repère comprend trois changements de repère successifs, à savoir : - un premier changement de repère (68) du repère radar (62) vers le repère (70) de l’aéronef utilisé par ladite centrale inertielle pour fournir les angles de roulis, de tangage et de lacet définissant l’attitude de l’aéronef, en utilisant l’inclinaison dudit radar ; puis - un deuxième changement de repère du repère (70) de l’aéronef vers un repère géographique intermédiaire présentant : une origine correspondant au centre de phase de l’antenne dudit radar, un axe des abscisses selon la direction Nord géographique terrestre, un axe des ordonnées selon la direction Est géographique terrestre et un axe des altitudes selon la verticale locale géographique terrestre ; - un troisième changement de repère du repère géographique intermédiaire vers ledit repère géographique local prédéterminé (80) défini relativement au plan de la scène d’atterrissage. Procédé (40) selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre, préalablement à l’obtention (54) de la localisation tridimensionnelle dudit radar exprimée dans un repère prédéterminé de la piste d’atterrissage, l’application d’une rotation (52) autour de l’axe des altitudes du repère géographique local selon un angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet par ladite centrale inertielle de l’aéronef, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant obtenu, préalablement à l’application de ladite rotation, à partir d’un point Q défini par ses coordonnées sphériques dans le repère radar, tel que : - sa distance au centre de phase de l’antenne dudit radar est unitaire, - sa circulaire est égale à l’orientation de l’axe longitudinal de ladite piste d’atterrissage exprimée dans le repère radar et préalablement obtenue à partir desdites mesures dudit radar; - son angle d’élévation est nul, le point Q étant ensuite exprimé en coordonnée cartésiennes dans ledit repère géographique local au moyen de ladite matrice de changement de repère, ledit angle prédéterminé représentatif de l’erreur de détermination de l’angle de lacet étant tel que . Programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu’elles sont mises en œuvre par un dispositif électronique programmable, mettent en œuvre un procédé de détermination des déviations angulaires verticale et horizontale d’un aéronef selon les revendications 1 à 6. Dispositif (10) électronique de localisation tridimensionnelle d’un aéronef au sein d’une scène d’atterrissage comprenant au moins une piste d’atterrissage, ledit aéronef étant porteur d’au moins un radar, la scène d’atterrissage étant considérée sensiblement plane dans le domaine de l’ouverture angulaire dudit radar, caractérisé en ce que ledit dispositif comprend : - un premier module (12) configuré pour mettre en œuvre, dans un repère radar prédéterminé associé audit radar, dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar, l’obtention d’au moins : - la distance au radar et la circulaire d’au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage, obtenus à partir de mesures dudit radar, la circulaire dudit point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage correspondant à l’angle formé à partir de l’axe de visée du radar jusqu’à la projection dudit au moins un point prédéterminé dans le plan de projection des circulaires, ce plan étant défini par l’axe de visée du radar et l’axe des mesures angulaires dudit repère radar, et - la distance au sol, dans l’axe de visée du radar, depuis le centre de phase de l’antenne dudit au moins un radar ; - un deuxième module (14) configuré pour déterminer une matrice de changement de repère permettant de passer dudit repère radar prédéterminé à un repère géographique local prédéterminé dont l’origine correspond au centre de phase de l’antenne dudit radar et dont deux axes correspondent respectivement à l’axe longitudinal et à l’axe transversal de ladite piste d’atterrissage, en utilisant les angles de roulis, de tangage et de lacet définissant l’attitude de l’aéronef, ces angles étant fournis au préalable par une centrale inertielle de l’aéronef ; - un troisième module (16) configuré pour déterminer, dans le repère radar, l’élévation dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage ladite élévation correspondant l’opposé de l’angle formé à partir du vecteur partant de l’origine du repère radar audit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, jusqu’à la projection de ce vecteur dans le plan de projection des circulaires, ladite élévation correspondant à l’arc sinus de la solution d’une équation du second degré obtenue en déterminant la composante dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage selon l’axe des altitudes dudit repère géographique local, à la fois à partir de ladite distance au sol dans l’axe de visée du radar et dudit angle de tangage, et à partir de l’application de ladite matrice de changement de repère aux coordonnées dudit au moins un point prédéterminé de la scène d’atterrissage mesurées et exprimées dans ledit repère radar ; - un quatrième module (18) configuré pour déterminer, dans ledit repère radar, la localisation tridimensionnelle dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage, à partir de ladite distance au radar, de ladite circulaire et de ladite élévation dudit au moins un point prédéterminé de ladite scène d’atterrissage. Système d’aide à l’atterrissage d’un aéronef comprenant au moins un radar et un dispositif électronique de localisation tridimensionnelle selon la revendication 8. Aéronef comprenant une centrale inertielle et un système d’aide à l’atterrissage selon la revendication 9.