L'invention fournit un procédé pour la détermination de la verticale vraie pendant le vol dans des engins aériens et spatiaux munis d'installations gyroscopiques. De nombreux procédés connus pour la détermination de la position d'avions utilisent principalement des installa- tions gyroscopiques dont la dynamique permet, en utilisant d'autres grandeurs de mesure, de déterminer la position d'un avion dans sa direction de verticale; dans le cas o on utilise des installations de haute précision, il suffit de procéder avant le vol à une orientation de l'installation gyroscopique sur la verticale, c'est-à-dire de mettre en pratique ce qu'on appelle la navigation par inertie. Lorsqu'on utilise des installations plus simples, ou même seulement lorsqu'il s'agit d'effectuer une nouvelle orientation pendant le vol, il est nécessaire que l'installa- tion gyroscopique s'appuie sur la mesure de la verticale vraie, ou, dans un premier temps, soit orienté de façon approximative. Or, de telles mesures, sont affectées de nombreuses sources d'erreur, ce qui revient à dire que, lorsqu'on mesure la verticale dans de tels cas à l'aide d'accéléromètres ou de niveaux à bulle, il en résulte automatiquement des erreurs de mesure et des résultats défectueux qui ne peuvent être corrigés que difficilement et, de plus, dans une étendue limitée. L'invention a pour but d'éliminer ces défauts et inconvénients en fournissant un procédé grâce auquel il est possible, de façon simple et sûre, de mesurer directement l'angle d'inclinaison et, par conséquent, d'ajuster en continu l'installation gyroscopique. Ce résultat est obtenu par l'invention grâce aux faits qu'on mesure directement l'angle (9) d'inclinaison au moyen d'un capteur de vitesse dans le système d'axe de l'avion, et d'un capteur d'altitude à valeur absolue, et que les valeurs ( à fin d'ajustage. Des développements avantageux de l'invention sont indiqués dans la description ci-après donnée à titre d'exemple, en référence au dessin annexé dans lequel: - la figure 1 est un schémabloc d'un premier mode de réalisation de l'invention; - la figure 2 est un schéma-bloc d'un deuxième mode de réalisation de l'invention. Dans la description qui suit 0 = angle de roulis e = angle d'inclinaison de l'installation gyroscopique ec = angle d'inclinaison fourni par le calculateur. La figure 1 montre, schématiquement, sous forme de schéma-bloc un exemple de réalisation de dispositif adapté à la mise en oeuvre du procédé proposé. Les signaux et résultats de mesure d'un capteur de vitesse en liaison avec le système de coordonnées de l'avion, qui est décrit ici en tant qu'unité radar Dopplerl0, ainsi que les signaux d'un capteur d'altitude absolue, qui fait partie d'une calcula- trice de données de vol, sont transmis à une unité de traitement de signaux 13. En même temps, l'installation gyroscopique 12 transmet à cette unité 13 l'angle de roulis 0 instantané. Par mise en équivalence des variations d'altitude déterminées à des intervalles de temps déterminés ou à l'instant voulu, l'unité de traitement de signaux 13 calcul d'après des procédés mathématiques connus l'angle d'inclinaison oc et le transmet à l'unité de correction 16 dans laquelle est formée la différence entre l'inclinaison oc et l'angle d'inclinaison Q déterminé par l'installation gyroscopique, cette différence étant ramenée, en passant par le commutateur 15, pour ajustage, à l'installation gyroscopique après filtrage et séparation azimutale dans l'unité 14 (unité de séparation axiale passe-bas). Ce retour d'ajustage peut être effectué manuellement ou au moyen d'une unité électronique de surveillance et de traitement. Dans l'exemple de réalisation représenté à la figure 2, on forme à partir de la différence des angles d'inclinai- son Q et Oc, par des procédés connus en soi, une valeur estima- tive pour l'erreur d'orientation de l'installation gyroscopique 112, et, en se basant sur ces valeurs estimatives concernant l'erreur d'orientation, les signaux de sortie de l'installation gyroscopique sont corrigés par l'unité de correction 116 et sont transmis à l'utilisateur. Comme dans le premier exemple, il est procédé à une mesure directe de l'angle d'inclinaison G dans l'unité de traitement de signaux 113 à l'aide des signaux et valeurs mesurées du capteur de vitesse lié au système d'axes de l'avion et du capteur d'altitude 111. Ici aussi, l'installation gyroscopique 112 transmet les valeurs qu'elle détermine, y compris l'angle existant de roulis dominant 0, à cette unité de traitement de signaux 113. Après filtrage et répartition azimutale, les unités 11--, 115 forment une valeur estimative pour l'erreur d'orientation de l'installa- tion gyroscopique 112, q1ui est transmise à l'unité de correc- tion 116 o la valeur angulaire G venant directement de l'installation gyroscopique 112 est corrigée sur la base de la valeur estimative ec de l'erreur d'orientation, puis est transmise à l'utilisateur. Il apparaît avantageux, d'utiliser cet angle d'inclinaison ec à des fins de régulation. Le procédé selon l'invention permet de déterminer la verticale en vol de façon sûre. La limitation connue jusq.u'à maintenant de l'ajustage du gyroscope par le profil de vol instantané n'a, maintenant, plus d'influence. REVE>.ICATiOS- 1. Erocédé pour déterminer la verticale vraie pendant le vol d'engins aériens et spatiaux dotés d'installations gyroscopiques, caractcrise en ce u'on effectue une mesure directe de l'ar.ngle d'inclinaison (6) au moyen d'un capteur de vitesse (10, 110) dans le système d'axes de l'avion et d'un capteur d'altitude absolue (11, 111), et.u'on transmet les valeurs déterminées (oc) à l'installation gyroscopicue (12) à fin d'ajustage. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce -ue, par comparaison des valeurs de changement d'altitude déterminées à des intervalles de temps déterminés par le calculateur de données de vol (11 111) (Air-Data-Computer) et par le radar Dopp:ler (10, 110), compte tenu de l'angle de roulis instantané (0), on détermine l'angle d'inclinaison (9c) au moyen d'une unité de traitement de signaux (13) à l'aide de formules mathématiques connues, et en ce que cet angle d'inclinaison est fourni en retour à l'installation gyroscopique par l'unité de correction (116),un commutateur (15) et une unité (14) de séparation axialepasse-bas. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la différence entre les angles d'inclinaison (6 et ec) est, après filtrage et séparation azimutale, déterminée par l'unité (14, 16) et est amenée en retour à l'installation gyroscopique (12). 4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à partir de la différence des angles d'inclinaison (t et Gc), par des procédés mathématiques connus en soi, on forme une valeur estimative de l'erreur d'orientation de l'installation gyroscopique (112), ui est utilisée pour corriger les signaux de sortie de l'installation gyroscopique à l'aide de l'unité de correction (116), le résultat étant transmis à l'utilisateur. 5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce _ue l'angle d'inclinaison ec est utilisé à des fins de régulation. 6. Dispositif caractérisé en ce qu'il comprend des moyens propres à mettre en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes.