i 2030119 La présente invention concerne un appareil de contrôle de vol, et particulièrement un moyen de contrôle de la trajectoire verticale d'un aéronef. De façon caractéristique, les volets de l'aéronef sont abais-5 sés pour augmenter la portance de l'aile,les gaz sont réglés, et l'appareil est piloté à son angle d'atterrissage par variation de l'angle d'attaque en agissant sur le gouvernail de profondeur. Ainsi, si l'appareil se trouve au-dessous de l'angle d'atterrissage, l'angle du gouvernail de profondeur est augmenté vers le haut pour 10 faire remonter l'appareil vers là pente d'atterrissage. De même, lorsque l'appareil se trouve au-dessus de la trajectoire d'atter-risage, le gouvernail de profondeur est abaissé pour amener l'appareil sur la trajectoire d'atterrissage. Malheureusement, avec les gros appareils en particulier, le temps de réponse de l'appa-15 reil au gouvernail de profondeur peut être de l'ordre de dix secondes. D'autre part, il existe une tendance à la surcommande du gouvernail de profondeur, ce qui provoque une oscillation ou un tangage de l'appareil autour de la trajectoire d'atterrissage. La tendance à une lenteur de réponse de l'appareil à la commande 20 du gouvernail de profondeur peut être très critique du point de vue sécurité et précision lorsque l'appareil est à proximité du sol. De plus, il est porté atteinte au.confort des passagers lorsqu'un trou d'air ou un courant ascendant est rencontré par l'appareil, du-fait que celui-ci ne répond pas assez rapidement 25 au gouvernail de profondeur. On a proposé jusqu'alors de prévoir des dispositifs de commande de sustentation directe (DLC) pour l'amélioration des qualités de comportement longitudinal d'un avion pour le pilotage d'approche manuel, particulièrement sur la pente d'atterrissage. 30 Plus particulièrement, l'emploi d'aérofreins ou volets pour l'obtention d'une commande directe de sustentation a été proposé pour les appontages à bord des porte-avions. Ces systèmes de la technique antérieure sont généralement appelés systèmes à "trois paramètres" du fait que le pilote doit contrôler continuellement 35 (1) le réglage des gaz, (2) la position du manche à balai, et (3) le réglage de l'aérofrein ou volet, afin de piloter l'avion suivant la trajectoire de vol verticale désirée. Bien que ces systèmes DLC aient été considérés comme améliorant la précision de l'approche d'atterrissage, on estime qu'ils occasionnent une fatigue inaccep-40 table au pilote du fait des tâches de contrôle supplémentaires 70 00035 2 2030119 devant être effectuées. Cette invention considère que lorsque l'appareil approche de la trajectoire d'atterrissage, non seulement les volets sont abaissés mais les aérofreins sont également relevés partiellement. 5 Alors que l'extension des volets augmente la portance des ailes, celle des aérofreins a tendance à diminuer la portance des ailes dans une légère mesure. Des signaux de sortie en provenance du pilote automatique/ ou du système récepteur de trajectoire d'atterrissage commandent 10 des servomoteurs lesquels actionnent des aérofreins. La réponse des aérofreins est très rapide, de l'ordre d'un dixième de seconde, par exemple, et la réponse de la sustentation de l'appareil à la position des aérofreins est également très rapide. La variation de la sortie du récepteur de trajectoire d'atterrissage est sensi-15 blement instantanée lorsque l'appareil se déplace au-dessus ou au-dessous de la trajectoire d'atterrissage. L'utilisation d'aérofreins de vol, selon l'invention, pour un contrôle direct de la sustentation au cours des opérations d'atterrissage automatique, permet d'obtenir un perfectionnement 20 sensible dans la dispersion longitudinale de contact sans subir le handicap habituel d'une vitesse de contact verticale plus élevée. Une diminution supérieure à deux pour un de la dispersion longitudinale est réalisable tout en conservant des vitesses nominales de contact de l'ordre de 0,55 m par seconde, avec des 25 variations un sigma de O,15 m par seconde. L'accélération normale rapide de réponse à la commande de l'aérofrein (bien que couramment limitée aux alentours de 0,1 g) permet de resserrer la boucle de contrôle de la trajectoire verticale pendant 1'atterrisaage de l'appareil. Il en résulte une amélioration de la vitesse verticale 30 de dispersion de contact. Il est admis que l'utilisation des aérofreins pour une commande directe de la portance pendant l'atterrissage entraîne une légère augmentation de la poussée requise, cependant, en raison de la légère variation dans la traînée et de l'insensibilité relative 35 du bruit à la grandeur de la poussée, au niveau de/poussée d'approche, l'augmentation de la poussée n'entraîne seulement .qu'une modification insignifiante du niveau de bruit moyen. L'avantage réel de cette invention réside dans le fait que la commande directe de sustentation minimise la modulation du bruit normalement , 40 associé à la commande de vitesse automatique. 70 00035 3 2030119 Dans un mode de réalisation préféré de cette invention, le signal de sortie du récepteur de trajectoire d'atterrissage est transmis, par l'intermédiaire d'un servoamplificateur lequel est compensé de façon appropriée, (si la compensation est nécessaire), 5 à une servocommande de la position angulaire des aérofreins à partir d'une position initiale. Lorsque l'appareil s'élève légère-ment au-dessus de la trajectoire d'atterrissage, l'angle des aérofreins est automatiquement et légèrement augmentée afin de réduire là sustentation de l'appareil pour le ramener sur la tra-10 jectoire d'atterrissage, c'est-à-dire que la vitesse de descente est réglée de manière à ramener l'appareil sur la trajectoire d'atterrissage. A mesure que l'appareil revient sur la trajectoire d'atterrissage, on réduit l'angle de l'aérofrein. Si l'appareil descend au-dessous de la trajectoire d'atterrissage, l'angle des 15 aérofreins est davantage réduit afin d'augmenter la sustentation de l'appareil. Si désiré, on peut placer un système de compensation dans la servoboucle sous la forme d'un intégrateur, de sorte que si l'appareil à tendance, par exemple, à se tenir en dehors de la 20 trajectoire d'atterrissage pendant un certain temps, l'angle partiel' des aérofreins sera augmenté ou diminué par rapport à la position préréglée. Au lieu d*Asservir les aérofreins pour maintenir l'appareil sur une trajectoire d'atterrissage,telle qu'indiquée par le signal 25 de sortie d'un récepteur de pente d'atterrissage, l'appareil -par exemple - peut être asservi à une altitude-pression constante, une altitude-densité constante ,ou à une altitude constante par rapport à la surface du sol (ou de l'eau). Les aérofreins peuvent être relevés et les volets peuvent être partiellement abaissés ou 30 non, à la diligence du pilote. L'appareil pourrait être alors asservi à l'altimètre, à un calculateur d'altitude, à un altimètre radio ou à l'équivalent. A mesure que l'appareil s'élève à partir d*une altitude préréglée, l'angle de l'aérofrein doit augmenter, en diminuant ainsi la portance de l'aile. L'angle de l'aérofrein 35 diminuera* par rapport à son angle préréglé ou partiel, pour augmenter la portance de l'aile lorsque l'altitude de l'appareil est tombée au-dessous de l'altitude préréglée. * L'appareil pourrait être également asservi, si désiré, à une~vitesse de montée ou de descente prédéterminée. On connaît 40 divers types d'indicateurs de vitesse de descente (ou de montée) 70 00035 4 2030119 pouvant fournir une sortie laquelle est une mesure de la vitesse de descente ou de montée. La vitesse de descente ou de montée désirée peut être alors introduite dans la servocommande de sorte que les aérofreins permettent à l'appareil de maintenir la vitesse 5 de descente ou de montée commandée. Il est également important de remarquer qu'à l'aide d'un programme mis en mémoire, l'appareil peut être programmé de sorte que les aérofreins de l'appareil contrôlent la sustentation de celui-ci de façon à l'amener à suivre une altitude programmée ou 10 une vitesse de changement d'altitude programmée. Le programme peut être par exemple en fonction de la position, en fonction du temps, ou en fonction d'un autre paramètre quelconque. La position de l'appareil peut être déterminée par de nombreux appareils de navigation, navigation par inertie, Loran, TACAN, etc... 15 il est également important de remarquer que l'altitude de l'appareil, ou la vitesse de variation d'altitude peuvent être contrôlées à partir du sol par l'intermédiaire d'ion réseau de télémébrie. Il peut être souhaitable par exemple de contrôler l'altitude de l'appareil depuis le sol sur un radar d'approche de 20 précision (PAR) d'aéroport. Les objectifs et caractéristiques de l'invention apparaîtront d'après la description suivante considérée avec les dessins annexés, dans lesquels : La Figure 1 représente un appareil suivant une trajectoire 25 d'atterrissage vers une piste d'aéroport; La Figure 2 est une vue en plan d'un aéronef type, montrant les surfaces de commande de l'appareil, y compris les aérofreins; La Figure 3 est une vue en coupe, suivant la ligne 3-3 de la Figure 2, montrant les volets étendus et les aérofreins par-30 tiellement relevés; La Figure 4 est un schéma de principe d'un système servo-hydraulique conçu pour la commande des aérofreins; La Figure 5 est un schéma de principe d'un système servo-électrique conçu pour la commande des aérofreins; 35 La Figuife 6 est un schéma de principe montrant un branchement caractéristique du système sur «a récepteur de pente d'atterrissage; La Figure 7 est un schéma de principe montrant un branchement caractéristique du système sur un détecteur d'altitude; La Figure 8 est un schéma de principe montrant un branchement 40 caractéristique du système sur un détecteur de vitesse altitudinale; 70 00035 5 2030119 La Figure 9 est un schéma de principe montrant un détecteur d'altitude type conçu pour produire un signal indicateur de l'altitude-densité d'un aéronef; La Figure 10 est un schéma de principe d'un moyen type généra-5 teur de signaux de commande d'altitude; et La Figure 11 est un schéma de principe d'un moyen type générateur d'un signal de commande de vitesse altitudinale. La Figure 1 représente un aéronef 10 approchant de la piste 12 d'un aéroport en suivant une trajectoire d'atterrissage 14 à 10 partir d'une trajectoire de croisière 16. Là trajectoire d'atterri sage 14 est habituellement déterminée pour chaque aéroport par un émetteur de trajectoire d'atterrissage (non représenté). De façon caractéristique, la trajectoire de l'atterrissage se rapproche du sol sous tin angle de l'ordre de trois degrés par rapport à 15 l'horizontale. A bord de l'appareil 10 se trouve un récepteur de pente d'atterrissage 100 qui détecte si l'appareil 10 se trouve au-dessus, au-dessous, ou sur la trajectoire d'atterrissage 14 (voir Figure 6). A bord des avions commerciaux à réaction modernes, des aéro-20 freins peuvent se trouver sur la face supérieure de l'aile. Ces aérofreins d'en-dessus d'ailes sont normalement utilisés par le pilote pour réduire la sustentation de l'appareil dès qu'il est sûr d'atteindre la piste d'atterrissage et pour empêcher un flottement de l'appareil au-dessus de la piste soit après le contact 25 soit pendant un décollage manqué. Une vue de profil de l'appareil 10 est représentée par la Figure 2. L'appareil 10 comporte un gouvernail 20 servant à contrôler les embardées de l'appareil, un gouvernail de profondeur 22 pour contrôler son tangage et des ailerons 24 pour contrôler le 30 roulis de l'appareil. En plus des ailerons 24 on trouve, sur les ailes 26, les volets 28 et les aérofreins 30. Les aérofreins 30 sont des surfaces de commande, fréquemment fendues ou perforées, qui sont prévues pour être relevées dans les filets d'air afin de diminuer la partance. En pratique réelle, il 35 peut y avoir plus d'un aérofrein sur chaque aile. En fait, il peut exister un groupe d'aérofreins, appelés aérofreins de sol, lesquels sont prévus pour être soit rentrés soit complètement déployés pour empêcher l'appareil de rebondir ou de décoller de la piste. Les aérofreins utilisés dans cette invention peuvent être appelés, 40 de façon appropriée, aérofreins de vol, du fait qu'ils sont prévus 10 00035 6 20301 19 pour être utilisés en vol pour la commande du profil de montée-descente de l'appareil. Les aérofreins de vol sont prévus pour être commandés de façon continue par excitation de leur système de commande. 5 A l'origine, l'angle des aérofreins de vol 30 est réglé à un certain angle limité 0Q de sorte que la commande de l'angle 0 de l'aérofrein puisse se faire dans les deux sens, c'est-à-dire pour augmenter ou diminuer 1'angle 0 de 1'aérofrein par rapport à la position 0Q. Il est courant de déployer les volets 28 pour augmen-10 ter la portance de l'aile en même temps que l'angle de l'aérofrein est déplacé de sa position zéro à sa position 0Q. La Figure 4 représente un système de servocommande pneumatique ou hydraulique type, un contrôleur 50 produit un signal lequel est amplifié par l'amplificateur 52 pour commander une servovalve 15 hydraulique ou pneumatique 54. Le servovalve/commande la pression et le débit du fluide hydraulique ou pneumatique de la pompe 58 vers l'organe de commande 56. L'organe de commande 56 peut être un organe de commande hydraulique type avec tin piston commandant le déplacement angulaire de l'aérofrein 30. De façon caractéristi-20 que, lorsqu'il est nécessaire d'augmenter l'angle 0 de l'aérofrein, la servovalve 54 permet à la pompe 58 de fournir du fluide supplémentaire du réservoir O à l'organe de commande 56. Lorsque l'angle de l'aérofrein doit être diminué, la servovalve 54 permet le retour du fluide de l'organe de commande 56 vers le réservoir 60. 25 En variante, comme représenté par la Figure 5, l'angle 0 de l'aérofrein peut être commandé par un organe de commande ou moteur électrique 62 qui reçoit son énergie d'une source d'énergie électrique 64. Des exemples caractéristiques de contrôleur 50 et de leur 30 connexion à l'amplificateur 52 sont représentés par les Figures 6, 7 et 8. La Figure 6 représente un récepteur de pente d'atterrissage 100 n'ayant aucune sortie électrique lorsque l'appareil 10 se trouve sur la trajectoire d'atterrissage 14. La sortie électrique 35 du récepteur 100 est d'une première polarité lorsque l'appareil 10 se trouve au-dessus de la trajectoire d'atterrissage 14; elle est d'une seconde polarité lorsque l'appareil 10 se trouve au-dessous de la trajectoire d'atterrissage. Lorsque l'appareil 10 se trouve donc sur la trajectoire d'atterrissage, l'amplificateur 52 n'envoie 40 aucun signal à la servovalve 54 ou au moteur 62, ce qui indique BAD ORIGINAL 70 00035 7 2030119 que l'angle 0 de l'aérofrein est exactement correct. Lorsque l'appareil 10 se trouve au-dessus de la trajectoire d'atterrissage 14, l'amplificateur 52 envoie un signal,à la servovalve 54 ou au moteur 62,lequel a la polarité correcte pour actionner la valve 5 54 ou le moteur 6-2 dans une direction provoquant l'augmentation de l'angle 0 de l'aérofrein, et réduisant ainsi la sustentation de l'appareil 10 et le ramenant . sur la trajectoire d'atterrissage 14. Lorsque l'appareil 10 se trouve au-dessous de la trajectoire d'atterrissage 14, l'amplificateur 52 envoie un signal,à la servo-10 valve 54 ou au moteur 62,lequel a la polarité correcte pour provoquer la mise en action de la valve 54 du moteur 62 dans une direction entraînant la diminution de l'angle 0 de l'aérofrein, en augmentant ainsi la sustentation de l'appareil 10 pour le ramener sur la trajectoire d'atterrissage 14. 15 De façon caractéristique, l'angle initial 0Q de l'aérofrein et les volets sont réglés pendant le vol de croisière 16 immédiatement avant d'attaquer la trajectoire d'atterrissage 14. Le système de commande des aérofreins est alors mis en action pour amener l'appareil à suivre ou "accrocher" la pente d'atterrissage. 20 Si l'on désire asservir l'altitude de l'aéronef soit à une commande au sol ou à une altitude programmée (commandée par exemple par un calculateur), on peut avoir recours à la forme de contrôleur représentée par la Figure 7. Le détecteur d'altitude 102 peut être par exemple un altimètre barométrique, un altimètre radar, ion 25 altimètre laser, ou tout autre dispositif de mesure d'altitude conçu pour produire un signal qui soit une mesure de l'altitude. Un signal de commande en provenance du moyen 112 est introduit dans un moyen différentiel tel que le servoamplificateur 52 (pouvant être par exemple un amplificateur du type totalisateur) avec un 30 sens,ou polarité,tel que lorsque l'altitude de l'appareil 10 est l'altitude commandée, aucun signal de sortie n'est fourni à la servovalve 54 ou au moteur 62, ce qui indique que l'angle 0 de l'aérofrein est exactement correct. Lorsque le signal de l'altimètre est trop haut, la servovalve 54 ou le moteur 62 sont commandés de 35 manière à augmenter l'angle 0 de l'aérofrein, en diminuant ainsi la sustentation de l'appareil et en réduisant son altitude. Lorsque le signal de l'altimètre est trop bas, la servovalve 54 ou le moteur 62 sont commandés de manière à diminuer l'angle 0 de l'aérofrein, en augmentant ainsi la sustentation de l'appareil et son altitude. 40 La Figure 9 représente des moyens type servant à l'obtention 70 00035 e 2030119 de l'altitude-densité de l'appareil 10. L'altitude-densité est à la fois fonction de la pression barométrique et de la température de l'air à l'extérieur de l'appareil. Un moyen 116, tel qu'un transducteur de pression statique ayant un signal de sortie élec-5 trique lequel est une indication de la pression barométrique peut servir à la production de l'une des entrées du calculateur 120 d'altitude-densité. L'entrée de température dans le calculateur 120 peut être obtenue d1un- thermomètre ayant une sortie électrique laquelle est une indication de la température de l'air à l'exté-10 rieur de l'appareil 10. Si l'on désire asservir la vitesse de variation d'altitude de l'aéronef soit à une commande au sol soit à une vitesse de variation programmée, on peut avoir recours à la forme de contrôleur représentée par la Figure 8. Le détecteur de vitesse altitudinale 15 104 peut être par exemple un indicateur barométrique de vitesse ascensionnelle, un indicateur de vitesse de descente à effet Doppler, ou tout autre dispositif de mesure de vitesse altitudinale conçu pour produire des signaux électriques indicateurs de la vitesse de variation de l'altitude de l'appareil 10. Un signal de 20 commande en provenance du moyen 114 est introduit dans un moyen différentiel tel que le servoamplificateur 52 (pouvant être un amplificateur totalisateur)avec un sens tel que lorsque l'appareil monte ou descend à la vitesse commandée, aucun signal de sortie n'est fourni par l'amplificateur 52 à la valve 54 ou au moteur 62, 25 ce qui indique que l'angle 0 de l'aérofrein est exactement correct. Lorsque le signal du détecteur de vitesse 104 indique que la vitesse ascensionnelle est trop élevée ou que la vitesse de descente est trop faible, la servovalve 54 ou le moteur 62 sont commandés de manière à augmenter l'angle 0 de l'aérofrein, en dimi-30 nuant ainsi la sustentation de l'appareil 10 pour diminuer sa vitesse ascensionnelle ou augmenter sa vitesse de descente Respectivement. Lorsque le détecteur de vitesse 104 indique que la vitesse ascensionnelle est trop faible ou que la vitesse de descente est trop élevée, la servovalve 54 ou le moteur 62 sont commandés de 35 manière à diminuer l'angle 0 de l'aérofrein, en augmentant ainsi la sustentation de l'appareil 10 pour augmenter sa vitesse ascensionnelle ou diminuer sa vitesse de descente, respectivement. 70 00035 9 2030119 Un moyen générateur de signaux de commande d'altitude 112 peut comprendre, comme indiqué par la Figure 10, un moyen 122 servant à déterminer la position d'un aéronef, fournissant des signaux de position à un calculateur 124 lequel contient un 5 programme d'altitude 126 en fonction de la position de l'appareil 10. De même, un moyen générateur de signaux de commande de vitesse altitudinale 114 peut comprendre, comme représenté sur la Figure 11, un moyen 122 servant à déterminer la position d'un aéronef, 10 fournissant des signaux de position à un calculateur 124 lequel contient un programme de vitesse altitudinale 128 en fonction de la position de l'appareil lo. Dans le mode de réalisation de la Figure 10, le moyen servant à déterminer la position de l'appareil peut comprendre un récepteur 15 de pente d'atteferissage du type indiqué par le repère numérique 100 sur la Figure 6, et le programme d'altitude 126 peut être obtenu d'un altimètre radio ou radar. Le calculateur 124 est rendu s ensible au récepteur de pente d'atterrissage comme source de signal d'erreur primaire au cours de la descente d'approche de 20 l'appareil jusqu'à une altitude approximative de 15 mètres, après quoi le calculateur 124 répond à l'altimètre radar (122) en tant que source de signal d'erreur primaire. Cette dernière phase de la descente, au cours de laquelle le signal d'entrée d'altitude est obtenu de l'altimètre radar, comprend le profil d'atterrissage. 25 De façon caractéristique, la vitesse de descente de l'appareil au moment d'amorçer le profil d'atterrissage, alors qu'il se trouve sous le contrôle primaire du récepteur de pente d'atterrissage (122), est de l'ordre de 3 mètres à la seconde. Sur le profil d'atterrissage et jusqu'au moment du contact,1a vitesse de des-30 cente est par exemple de l'ordre de 0,75 mètre à la seconde. Ainsi, le système représenté par la Figure lo permet au signal du récepteur de pente d'atterrissage de supplanter le signal de l'altimètre radar pour le contrôle de l'angle de l'aérofrein jusqu'à ce qu'une altitude donnée soit atteinte, après quoi le signal de l'altimètre 35 radar devient le signal de contrôle dominant. Il apparaît que de nombreux dispositifs bien connus, tels qu'un système de navigation à inertie, un système de navigation à satellite, le LORAN, le TACAN et autres, peuvent être utilisés comme moyen 122 servant à déterminer la position d'un aéronef. 40 II apparaît également que tous les calculateurs peuvent être 70 00035 10 2030119 analogiques, digitaux, DDA, ou hybrides, à la diligence du constructeur. Le dispositif de cette invention s'adapte donc rapidement au contrôle de la sustentation d'un aéronef, particulièrement en 5 réponse à un signal de commande lequel contrôle le profil montée-descente de l'aéronef. Le dispositif de cette invention trouvera probablement son meilleur emploi dans le contrôle de la descente verticale d'un appareil lors de son approche d'un aéroport avec comme résultat une réduction au minimum du rebondissement de 10 l'appareil et un maximum de précision dans l'atterrissage. Tel qu'il est utilisé dans les procédés d'atterrissage automatiques, le système servo-commandé DLC de l'invention pilote l'appareil suivant la trajectoire d'atterrissage avec l'angle de descente maintenu de façon classique par l'intermédiaire du pilote automa-15 tique. Ainsi, lors des atterrissages automatiques, les deux fonctions peuvent être considérées comme essentiellement séparées avec un minimum d'interaction. Bien que l'invention ait été décrite ci-dessus en détail, elle n'est pas considérés comme étant limitée par cette description. 70 00035 ii 2030119 REVfeNj>l"CA T I O ft S 1. Un appareil de contrôle de vol pour aéronef, comprenant; des aérofreins variables montés sur l'aile pour contrôler la sustentaticn dudit aéronef, un moyen générateur de signaux de contrôle indicateurs de la trajectoire verticale de vol dudit aéronef; et un moyen 5 réagissant auxdits signaux pour faire varier la position desdits aérofreins. 2. Un appareil selon la revendication 1, dans lequel ledit moyen générateur de signaux de contrôle comprend un récepteur de pente d'atterrissage produisant des signaux indicateurs de la position 10 verticale dudit aéronef par rapport à une trajectoire d'atterrissage radio prédéterminée. 3. Un appareil selon la revendication 1, dans lequel ledit moyen générateur de signaux de contrôle comprend également un détecteur d'altitude conçu pour produire des signaux indicateurs de l'altitude 15 dudit aéronef, et un moyen produisant des signaux de commande correspondant à des altitudes choisies, et un moyen générateur de signaux de différence réagissant aux signaux en provenance dudit détecteur d'altitude et dudit moyen générateur de signaux de commande pour produire un signal de différence qui représente ladite mesure de 20 l'écart vertical dudit aéronef par rapport à une altitude choisie. 4. Un appareil selon la revendication 3, dans lequel ledit moyen générateur de signaux de commande d'altitude comprend un moyen servant à déterminer la position dudit aéronef, et un moyen calculateur recevant les signaux dudit moyen qui sert à déterminer la 25 position dudit aéronef, et traduisant lesdits signaux de position en signaux de commande d'altitude. 5. Un appareil selon la revendication 3 ou 4, dans lequel ledit détecteur d'altitude comprend un altimètre à pression avec un signal électrique de sortie indicateur de l'altitude-pression dudit 30 aéronef. 6. Un appareil selon la revendication 3 ou 4, dans lequel ledit détecteur d'altitude comprend un radio-altimètre conçu pour produire des signaux indicateurs de l'altitude dudit aéronef au-dessus de la surface du sol, 35 7. Un appareil selon la revendication 3 ou 4, dans lequel ledit détecteur d'altitude comprend un moyen mesurant et produisant un signal indicateur de la pression barométrique de l'air entourant ledit aéronef; un moyen mesurant et produisant un signal indicateur de la température de 1'air entourant ledit aéronef; et un calculateur 70 00035 12 2030119 d'altitude-densité connecté de manière à recevoir les signaux desdits moyens de mesure de pression et de température, et conçu pour produire un signal qui constitue une mesure de l'altitude-densité dudit aéronef. 5 8. Un appareil selon la revendication 1, dans lequel ledit moyen générateur de signaux de contrôle comprend un détecteur de vitesse altitudinale conçu pour produire des signaux indiquant la vitesse d'ascension ou de descente dudit aéronef, un moyen produisant un signal de commande de vitesse altitudinale, et un moyen générateur 10 de signaux différentiels, réagissant aux signaux en provenance dudit détecteur de vitesse et dudit moyen générateur de signal de commande pour produire un signal de différence qui constitue une mesure de la différence entre ladite vitesse commandée et ladite vitesse détectée par ledit détecteur de vitesse. 15 9. Un appareil selon la revendication 8, dans lequel ledit moyen générateur de signaux de commande de vitesse comprend un moyen servant à déterminer la position dudit aéronef, et un moyen calculateur pour la réception des signaux en provenance dudit moyen qui sert à déterminer la position dudit aéronef, et traduisant les-20 dits signaux de position en signaux de commande de vitesse altitudinale. 10. Un appareil selon la revendication 8 ou 9, dans lequel ledit détecteur de vitesse comprend soit un détecteur de vitesse barométrique soit un détecteur de vitesse altitudinale radio à effet 25 Doppler.