L'invention est relative aux systèmes radio-électriques de navigation aérienne faisant appel à l'effet Doppler. Dans ces systèmes, une balise au sol comprend deux sources de--signaux radio-électriques, dont l'une est mobile par rapport l'autre, et on cherche à déterminer la position de l'avion par rapport à la balise. L'avion est écuipé d'un dispositif qui traite les signaux reçus pour faire apparaître le décalage de fréquence et de phase entre les signaux provenant de l'une et l'autre sources. Dans un système de ce type, connu sous le nom de "Landing Guidance System", ou "LGS", une des sources est fixe et l'autre source est animée d'un mouvement linéaire uniforme. Habituellement, le mouvement d'une source mobile est simulé par une comnunication électronique rendant opératoires successivement une multiplicité de dipôles alignés. A bord de l'avion, on mesure les décalages Doppler des signaux reçus provenant de l'une-it l'autre sources et qui tiennent compte l'un et l'autre du mouvement de l'avion. Mais seul le décalage Doppler des signaux provenant de la source mobile tient compte de la direction de la trajectoire de cette dernière, de sorte que la différence des décalages fournit une information angulaire sur la position de l'avion par rapport à la balise comportant les deux sources. Si le déplacement de la source mobile est vertical, l'infor- mation angulaire fournie est le site de avion. Si le déplacement de la source mobile est horizontal, l'information angulaire obtenue est l'azimut. Dans l'un et l'autre cas, la mesure est habituellement obtenue par comptage du nombre de passages par zéro d'un signal représentatif de la différence des décalages Doppler pendant le temps requis pour que la source mobile effectue une course complète, d'une extrémité à l'autre de-l'antenne. En utilisant un tel système, et dans le cas où il existe au sol un ou des obstacles sur lesquels se réfléchit l'émission des sources, le comptage s'effectue non seulement en fonction des signaux provenant-directement de la balise mais aussi des signaux provenant de la (ou des) réflexion(s) émis sur lesdits obstacles. Les signaux provenant d'une réflexion ne pouvant être distingués des signaux correspondant à la transmission directe, le comptage perd toute signification. D'autre part, et encore en raison du fait que l'information est tirée du comptage d'un nombre d'alternances, elle perd sa signification dans le cas où l'un, ou a fortiori plusieurs, des dipôles commutés électroniquement pour simuler la source mobile deviennent incapables d'émettre pour une raison quelconque. Egalement,pour des raisons analogues, le système ne peut être appliqué avec une émission A caractere impulsionnel. Par ailleurs, le bon fonctionnement du système implique, dans le cas d'une antenne constituée par une multiplicité de dipôles, qu'il y ait un nombre minimal de dipôles sur la longueur totale de l'antenne. D'autre part, le système est sensible aux émissions parasites qu'il est quelquefois impossible d'éviter, notamment lorsqu'un aérodrome équipé d'une balise se trouve dans un environnement industriel. Dans le but d'améliorer un tel système, on a proposé d'effectuer une corrélation entre les signaux reçus par l'avion et l'ensemble des signaux,ou signaux répliques, susceptibles d'être reçus d partir d'une balise en correspondance de l'ensemble des positions que peut occuper l'avion par rapport à la balise. Mais un tel système perfectionné n'échappe pas à l'incdnvé- nient provenant du traitement des signaux reçus qui fait appa raire, -dans le cas où l'antenne de l'avion capte non seulement des signaux provenant de la transmission directe -mais également des signaux provenant de réflexions-, des signaux qui ne correspondent à aucune réalité physique et sont ainsi des échos purement électroniques, qui ne peuvent être distingués des signaux provenant d'une source réelle ou d'une réflexion ou échos réels. Le système selon l'invention élimine ces inconvénients. Il est du type faisant appel a une balise au sol comprenant un dipôle fixe et une multiplicité de diples équidistants alignés rendus successivement opératoires par commutation électronique pour simuler le déplacement rectilinéaire a vitesse uniforme d'une source radio-électrique, par exemple de même fréquence que celle du diode fixe. Ce- système est caractérisé en ce qu'a la réception sur l'avion, les signaux reçus, après passage dans un récepteur linéaire, sont appliqués à un élément non-linéaire, par exemple quadratique, qui en fait le produit, les signaux résultants étant appliqués à un intégrateur cohérent comprenant une multi plicité d'intégrateurs élémentaires de mimes caractéristiques, qui sont mis en circuit périodiquement, la période de la commutation étant égale à la durée du déplacement de la source mobile d'une extrémité à l'autre de l'antenne. L'intégration n'est alors effective que pour les composantes du signal ne variant pas de manière aléatoire au cours du temps d'intégration, ce qui élimine toutes les composantes autres que celles correspondant effectivement à la balise réelle ou a la balise virtuelle résultant de la réflexion des signaux émis par la balise réelle sur un obstacle. L'invention est caractérisée en ce qu'on fait varier la durée d'intégration en fonction de l'amplitude des signaux reçus, ce qui adapte le système aussi bien pour les grandes distances de l'avion a la balise que pour les distances moyennes et les distances petites. La description qui suit, faite a titre d'exemple, se réfère aux dessins annexés, dans lesquels la figure 1 montre schématiquement un avion s'approchant d'une balise prévue pour son positionnement; la figure 2 est un schéma relatif au dispositif de traitement des signaux sur Avion. L'avion A se dirige vers un aérodrome équipé d'un poste au sol P (figure 1). Le poste au sol comprend une balise B comprenant une source fixe F et une source mobile M se déplaçant a une vitesse uniforme V, vers le haut, sur la verticale issue du point F, puis reprenant immédiatement son mouvement à partir du point F, etc.. La distance entre le poste P et l'avion A est une fonction du temps r(t) et la vitesse de l'avion représentée par le vecteur v fait avec la droite AF un angle a. L'avion reçoit non seulement l'énergie en provenance directe du poste P, mais, éventuellement, également une énergie réfléchie par un obstacle 0, ce qui, pour l'avion, produit le même effet qu'une énergie qu'il recevrait d'un poste virtuel P', "image" du poste P fournie par l'obstacle O et qui comprendrait ainsi une source fixe F' et une source mobile M' se déplaçant à la vitesse uniforme V sur la verticale issue du point F'.Le vecteur vitesse v de l'avion A fait avec la droite AF' un angle a', et la distance entre l'avion A et le poste P' est une fonction du temps r' (t). Dans l'exemple décrit, on suppose qu'il n'y a qu'un seul obstacle 0, mais l'invention s'applique également dans le cas où il existe plusieurs obstacles. Le poste P comprend également un émetteur de tops de référence ER. En pratique, la source mobile M est simulée par une multiplicité de dipôles alignés sur la verticale de la source fixe F et commutés électroniquement en succession. L'angle de site de l'avion A par rapport au poste P est désigné par z et l'angle correspondant par rapport au poste P' est désigné par b. L'équipement porté par l'avion comprend une antenne de réception 9 (figure 2) et les signaux qu'elle capte sont appliqués à un récepteur linéaire 12. te signal s(t) à la sortie 13 du récepteur linéaire 12, a pour expression Dans cette expression : c ést une constante égale à la vitesse de propagation de l'énergie; a est une amplitude; ç est une phase origine; R est un coefficient d'amplitude provenant de la réflexion; w est la pulsation des oscillations émises par les sources F et M; M, employée en tant qu'indice, indique que la grandeur à laquelle elle est associée correspond à la source mobile; F, utilisée en tant qu'indice, indique que la grandeur à laquelle elle est associée correspond à la source fixe; l'exposant prime signifie que la grandeur a laquelle il est affecté correspond au poste virtuel P'. Le signal s(t) est appliqué h l'entrée d'un élément nonlinéaire, comme une diode 14. La sortie de la diode 14 se divise en une première voie 32 et une seconde voie 33. La première voie 32 comprend un filtre 15 pour l'élimination des composantes de pulsation 2x, qui est formé par une résistance 16 et un condensateur 17. Le filtre 15 est suivi d'un condensateur 18,monté en série, qui élimine par filtrage les composantes continues du signal. Le signal S(t) présent à l'entrée du condensateur 18, après élévation au carré du signal s(t) dans ltélément non-linéaire et auprès filtrage, a pour expression On applique à la suite du condensateur 18 un intégrateur cohérent 34, qui comprend un circuit à résistance variable 35 dont la valeur ohmique est sous le contrle d'un dispositif de commande analogique 36 faisant partie de la seconde voie 33, l'intégrateur cohérent comprenant en outre une batterie 21 de n condensateurs 22 .. 22n, de même capacité,lesquels sont succes- sivement mis en circuit entre la résistance 35 et la masse à l'aide d'un commutateur électronique schématisé par l'organe rotatif 23, la période de la commutation étant égale à la durée T de parcours de la source mobile M d'une extrémité à l'autre pe l'antenne. La seconde voie 33 comprend un premier amplificateur 37 dont la sortie est reliée à l'entrée d'un dispositif intégrateur 38 à constante de temps ajustée à une valeur fixe, la sortie du dispositif 38 étant reliée à l'entrée d'un second amplificateur 39, dont la sortie est reliée à l'entrée du dispositif de commande 36 qui détermine la valeur de la résistance variable 35. Le facteur de commande appliqué par la sortie 40 du dispositif de com mande 36 est donc sous la dépendance de l'amplitude du signal appliqué a la voie 33. On définit ainsi le temps d'intégration de chaque intégrateur élémentaire constitué par la résistance 35 et un des condensateurs 22. Dans une forme de réalisation, la synchronisation de la commutation électronique opérée par l'organe 23 est obtenue à partir des tops de référence de fréquence N = 1/T en provenance de l'émetteur ER de tops de référence. Dans une autre forme de réalisation, la synchronisation est obtenue par une horloge de période T à bord de l'avion. Les couples constitués, d'une part,par la résistance 35 et, d'autre part, par chacun des condensateurs 22, constituent autant d'intégrateurs qui sont opératoires pour des composantes du signal S(t) ayant la période T. Pour ces composantes,l'intOgration est cohérente, c'est-à-dire que ses effets sont cumulatifs. Elles sont transcrites sans destruction dans une mémoire reliée à la sortie 41 du dispositif d'intégration. Ces composantes sont celles qui sont inscrites sur là première ligne et la seconde ligne de la formule (2) ci-dessus. Pour les autres composantes, correspondant aux termes croisés, ctest-à-dire qui empruntent tant à la transmission directe qu'à la transmission indirecte, et qui, ainsi, ne correspondent a aucune réalité physique, l'intégration est incohérente pour les signaux dont la fréquence n'est pas un multiple de 1/T et conduit à des résultats dont la valeur est négligeable par rapport à ceux correspondant à une intégration cohérente à effets cumulatifs. Ceci est également valable pour les composantes dont la différence de décalages Doppler a une fréquence multiple de la fréquence de répétition 1/T. Le dispositif d'intégration comprenant une résistance et une batterie de condensateurs dont les condensateurs sont mis en circuit en succession et périodiquement, avec une période égale à la durée du déplacement de la source mobile d'une extrémité à l'autre de l'antenne,fournit des résultats d'intégration cohérents seulement pour les composantes des signaux dont la différence de fréquence Doppler est inférieure à l/mT, m étant le nombre de périodes d'intégration défini par la relation R C = mT Dans cette relation R1 est la valeur ohmique de la résistance 35 et C1 est la capacité d'un condensateur 22. On montre que si la distance séparant l'avion A de la balise B est importante, les différences de décalage Doppler sont proportionnelles à (a~ g)2 Ainsi, quand cette distance augmente, (a-cr') diminue, les différences des décalages Doppler diminuent également, et le rapport du signal au bruit sur la voie 32 diminue lui aussi. Pour le maintenir constant, on prévoit d'augmenter le nombre m de périodes d'intégration et ceci d'autant plus que la distance de l'avion A à la balise B est grande, ce qui est obtenu par l'appareil décrit qui fait varier la valeur ohmique du dispositif à résistance 35 par l'intermédiaire de la voie 33 et du dispositif de commande 36. La précision de la détermination du facteur angulaire de positionnement n'en est pas affectée. Plus la distance de l'avion à la balise est grande, plus les différences Doppler sont faibles, mais la vitesse angulaire de l'avion A par rapport à la balise B étant faible, le nombre m peut être choisi très grand. On obtient une précision de mesure pratiquement constante quelle que soit la distance de l'avion à la balise, par une adaptation automatique de l'appareil à la vitesse angulaire de l'avion par rapport à la source mobile. Le niveau de sortie étant maintenu pratiquement constant, on assure également une réjection constante des échos électroniques. Le rapport du signal au bruit est lui-même amélioré par un facteur voisin de . I1 a été constaté qu'avec un dispositif 38 à constante de temps ajustée à une valeur de 1 seconde, l'appareil permettait la séparation de deux échos distants de 100 m à 10 km de distance et pour une vitesse d'approche de l'ordre de 100 ms 1 REVENDICATIONS 1.- Procédé-pour le traitement de signaux provenant d'une balise à deux sources radio-électriques de même fréquence mobiles l'une par rapport à l'autre et reçus par un avion se rapprochant ou s'éloignant de la balise pour la détermination d'un facteur de positionnement angulaire de l'avion par rapport à la balise, à l'aide de la différence des décalages Doppler correspondant aux signaux de la source fixe et aux signaux de la source mobile, dans lequel les signaux reçus sur l'avion sont multipliés l'un par l'autre, par passage dans un élément non-linéaire comme une diode, le signal résultant étant débarrassé de sa composante continue et de sa composante à fréquence double de celle- corres- pondant à la fréquence de l'émission, caractérisé en ce que le signal résultant est appliqué à un dispositif d'intégration comprenant une multiplicité d'intégrateurs élémentaires de même capacité mis en circuit en succession a une période égale à la période du déplacement relatif des deux sources,la caractéristique des intégrateurs élémentaires étant ajustable en fonction de l'amplitude des signaux reçus. 2.c Installation å bord d'avion pour la détermination d'un facteur de positionnement angulaire de l'avion par rapport à une balise comprenant deux sources radio-électriques de même fréquence dont l'une est fixe et l'autre est animée d'un mouvement périodique uniforme, comprenant un organe non-linéaire de traitement de signaux comme une diode, et à la suite dudit organe des moyens pour l'élimination de la composante continue ainsi que de la composante dont la fréquence est double de celle qui correspond à la fréquence des sources, caractérisée en ce qu'elle comprend une multiplicité d'intégrateurs élémentaires constitués par une résistance ajustable unique et une multiplicité de condensateurs de même valeur, un commutateur électronique étant prévu pour rendre successivement opératoires de manière périodiquement répétitive les divers condensateurs, la période de répétition étant égale à celle du mouvement de la source mobile, et le temps d'intégration des intégrateurs élémentaires étant ajustable en fonction de l'amplitude des signaux reçus. 3.- Installation selon la revendication 2, caractérisée en ce qu'à la suite de l'organe non-linéaire une première voie est prévue qui comprend ladite résistance et ladite multiplicité de condensateurs, ainsi qu'une seconde voie qui comprend un dispositif à constante de temps suivi des moyens de commande de la valeur de la résistance ohmique du dispositif d'intégration en fonction de l'amplitude du signal reçu.