La présente invention concerne un procédé et un dispositif de pilotage d'un aérodyne notamment au moment de l'approche et/ou de l'atterrissage, par projection d'objets lumineux dans le champ de vision du pilote de ltaérodyne. A cet effet il a déjà été proposé de générer au moins deux symboles tels qu'un index représentatif de la pente et un index représentatif du vecteur vitesse de l'aérodyne, des deux index prenant comme référence, l'axe longitudinal de l'avion. Dans un tel procédé de pilotage, l'index de pente permet d - Dans une première phase index avance sur le sol pendant que l'avion en palier se rapproche de la piste. - Dès que l'index arrive sur le seuil de la piste, le pilote entame une phase de maintien du plan de descente en agissant sur la profondeur. Bien qu'il présente l'avantage de permettre de définir une trajectoire précise dans ltespace, cet index comporte cependant un inconvénient dû au fait qu'il est incommode à piloter principalement en raison de son temps de réponse très long. En ce qui concerne le vecteur vitesse dont la trace sur le paysage est indiquée par le second index, ce vecteur constitue un paramètre de l'aérodyne plus facilement pilotable du fait que son temps de réponse (temps que met l'index à se déplacer à la suite. d'une action sur le manche de pilotage) est relativement court, de ltordre de la seconde. Toutefois ce paramètre présente l'ineonvénient de ne pas définir de trajectoire. C'est la raison pour laquelle un pilotage simultané des deux index consistant à maintenir ces deux index sur le point d'impact souhaité est nécessaire. Par ailleurs en plus des difficultés précédemment mentionnées, un tel pilotage des deux index peut conduire dans certains cas à des erreurs de pilotage, par exemple dans le cas où il y a du vent. Dans ce cas, pour que aérodyne puisse suivre la trajectoire désirée, il est nécessaire au lieu de maintenir les deux index sur le point d'impact, de les maintenir décalés, l'un devant le point d'impact, l'autre derrière. Un tel pilotage nécessite de la part du pilote une interprétation notamment en ce qui concerne l'écart entre les deux index et leur position par rapport au i point d'impact. L'invention a pour but de supprimer ces inconvénients. A cet effet, au lieu d'utiliser les deux index précédemment mentionnés, elle propose d'utiliser un seul index appelé ci-après index de tangage, représentatif d'une valeur # barre qui consiste en le barycentre obtenu en pondérant convenablement le signal de vecteur vitesse et le signal de pente de référence # ref de l'aérodyne; ladite valeur T barre ayant pour expression: barre = # # a + (1 -) Tref (1) dans laquelle - # est une grandeur comprise entre 0 et 1. - # a est la pente aérodynamique de l'avion qui est égale à la différence entre llassiette Q et l'incidence &alpha; et consiste en l'angle que fait le vecteur vitesse avec l'horizontale. - Tref est une pente de référence correspondant au plan de descente souhaité. Selon une autre caractéristique de llinvention la grandeur avarie en fonction de la pente aérodynamique de l'aérodyne de la façon suivante Dans le cas où la pente a de l'aérodyne est supérieure ou égale à O, la grandeur A est maintenue à une valeur minimale proche de zéro, par exemple 0,1,de sorte que la valeur de # barre se trouve proche de la valeur de la pente de référence # ref. Dans le cas où la pente Ta a de l'aérodyne se trouve compri- se dans une zone voisine de la pente T ref, la grandeur de A est maintenue à une valeur maximale, par exemple 0,5 de sorte que la valeur de fi barre est une moyenne arithmétique entre la valeur de la pente # ref et la pente aérodynamique t a. Dans le cas où la pente la de l'aérodyne se situe entre la valeur 0 et la susdite zone, la valeur de la grandeur # croît lintairement de la valeur minimale à la valeur maximale. Selon une autre caractéristique de l'invention, dans le cas où la pente aérodynamique la de l'aérodyne dépasse, en valeur négative la susdite zone, la valeur de # décroît linéairement puis se stabilise à la valeur minimum. Comme il ressort des expressions précédemment mentionnées, l'élaboration de l'index de tangage utilisé dans le procédé selon l'invention fait intervenir la pente aérodynamique. a de l'aérodyne que l'on calcule généralement en effectuant la différente ( # Q a). Or la détermination de l'assiette Q à partir d'une centrale de verticale est sujette à long terme à des erreurs dues à des dérives ou des phénomènes de précession lors de changement de vitesse. Pour éviter cet inconvénient, l'invention propose de compenser ces erreurs en utilisant à cet effet une valeur a obtenue en effectuant le rapport Vz dans lequel: Va - Vz est la vitesse verticale de l'aérodyne, obtenue par un variomètre ou par une centrale anémométrique, et - Va est la vitesse aérodynamique de l'aérodyne. Selon une autre caractéristique, l'invention prévoit, en combinaison avec l'index de tangage-précédemment mentionné, un deuxième index permettant le pilotage des gaz et dont les déplacements sont tels que: - Si 1 ordre de commande des gaz est nul,l'index de gaz se trouve-au même niveau que l'index de tangage. Si ltordre de commande des gaz tend à augmenter les gaz, l'index des gaz se déplace au-dessous de l'index de tangage - Si tordre de commande des gaz tend à réduire les gaz, l'index des gaz se déplace au-dessus de l'index de tangage. Selon une autre caractéristique de l'invention, index des gaz est généré à partir d'un signal consistant en un mélange de trois termes à savoir: - Un signal représentatif d'un écart de vitesse entre une vitesse sélectée par le pilote et la vitesse aérodynamique actuelle de l'avion; - Un signal représentatif de la dérivée filtrée de la vitesse actuelle de l'aérodyne - Un signal représentatif de la différence entre la pente totale et la pente aérodynamique de l'aérodyne. D'une façon plus précise, si l'on désigne par 6 l'angle que fait l'axe avion avec la direction de l'index de tangage et par # l'angle que fait l'axe avion et la direction de l'index de gaz, ltécart 2 - 6 s'obtient par la relation Va - V sel #1 s #1s 1 # - # = + k x x g (#t-#a)+ x Va 1 + #2s 1 + #2s 1 + #1s 1+ #1s 1+#2s dans laquelle: Vsel est la vitesse sélectée par le pilote est la pente totale de l'avion #a est la pente aérodynamique de l'avion Va est la vitesse aérodynamique de l'avion T1 est une constante de temps par exemple égale à 10 secondes T2 est une constante de temps par exemple de 1 seconde k est un gain par exemple de 10. Des modes de réalisation de l'invention seront décrits ci-après, à titre d'exemples non limitatifs, avec référence aux dessins annexés dans lesquels La figure 1 est une vue schématique d'un avion et de ses principaux paramètres; La figure 2 est un schéma-blocs théorique du circuit à partir duquel est généré l'index de tangage selon l'invention; La figure 3 est un diagramme représentatif de la grandeur en fonction de la pente de l'avion; La figure 4 est un diagramme représentatif de la trajectoire de l'avion, au cours de la phase d'approche en vue de l'atterrissage; La figure 5 est un schéma-blocs théorique du circuit permettant de générer l'index des gaz; La figure 6 est une vue schématique d'un avion permettant de mettre en relief l'angle 6 entre la direction de l'index des gaz et l'axe de l'avion. Avec référence à la figure 1 les principaux paramètres de l'avion 1 intervenant dans le procédé selon la demande sont: - l'assiette # qui est l'angle que fait l'axe de l'avion avec l'horizontale - l'incidence a qui est l'angle que fait le vecteur vitesse aérodynamique avec 1 axe de 1 avion; - la pente aérodynamique # a = # Q - &alpha; qui est l'angle que fait le vecteur vitesse aérodynamique avec lthorizontale; - la pente X ref qui est égale à l'angle du plan de descente de l'aérodyne par rapport à l'horizontale (généralement de l'ordre de - 30) - la pente W barre qui est l'angle que fait la direction de l'index de tangage selon l'invention (trace 2) par rapport à l'horizontale. Avec référence à la figure 2, le dispositif servant à générer l'index de tangage (trace 2) de l'aérodyne comprend essentiellement - un circuit de compensation des erreurs affectant la mesure de l'assiette Q par la centrale de verticale; - un circuit permettant de générer l'index de tangage 2 en déterminant le barycentre entre la valeur a compensée et la pente de référence Yref, ces deux valeurs étant pondérées par une grandeur A et (1 -X); - et un circuit permettant de générer un signal représentatif de la grandeur Le circuit de compensation précédemment mentionné utilise des signaux Va et Vz représentatifs de la vitesse aérodynamique et la vitesse verticale de l'avion.Ces signaux sont filtrés au moyen de deux filtres successifs 3, 4, 5 et 6 de fonction de 1 1 transfert et puis sont transmis à un diviseur 7 1 + s 1 + 10s Vz effectuant le rapport, ce rapport correspondant à une pente Va aérodynamique désignee par a2. Le signal fourni par le diviseur 7 est ensuite transmis à un soustracteur 8 qui reçoit sur son autre entrée un signal de pente aérodynamique a obtenu en effectuant au moyen d'un soustracteur 9 la différence entre l'assiette Q et l'incidence a filtrée au moyen d'un filtre 10 de fonction de transfert 1 1 +#&alpha;s puis en filtrant le résultat de cette différence au moyen d'un filtre 11 de fontion de transfert 1 1 + 10s Le signal d'erreur ##a,fourni à la sortie du soustracteur 8 est le signal de compensation utilisé pour corriger les erreurs de mesure de l'assiette e. Le circuit permettant de générer l'index de tangage 2 utilise un signal représentatif de la grandeur bref, un signal représentatif de l'assiette Q et le signal représentatif de l'incidence filtrée moyen du filtre 10. Les signaux bref et 4, ainsi que le signal ##a sont transmis à un additionneur soustracteur 13 qui délivre un signal de la forme : ##a + # - #ref. Ce signal est ensuite multiplié par un facteur À- 1, au moyen d'un multiplieur 14 relié par sa sortie à un soustracteur 15 qui reèoit par son autre entrée un signal À &alpha; résultant de la multiplication du signal &alpha; disponible à la sortie du filtre 10 par un facteur À (multiplieur 16). Le signal délivré à la sortie du soustracteur 15 qui est représentatif de l'angle ô entre la direction indiquée par l'index de tangage et l'axe longitudinal de l'avion a pour expression: #= (- # ref + # + ##a) (# - 1)-#&alpha; = - #ref # + # # + ##a# + #ref - # - ##a - #&alpha; = #ref ( 1 - #) + # (# -&alpha;) + ##a (#- 1) - # = #ref ( 1 - #) + # #a - # #a ( 1 - #) - # De cette expression on peut tirer la pente # barre compensée # barre = # + # = #ref (1 - #) + ##a - ##a (1 - #) (2) Expression qui correspond bien à ltexpression (1) précédemment mentionnée avec en plus un terme -# a a (1 -À) qui sert à la correction de l'assiette e. Le circuit permettant de générer la grandeur À utilise des signaux représentatifs des grandeurs Va et Vz disponibles à la sortie des filtres (3 et 5). Ces signaux sont ensuite filtrés, respectivement par les filtres 17 et 18 de fonction de transfert 1 puis sont 1 + # Fs transmis à un diviseur 19. Vz** Ce diviseur qui effectue le rapport représentatif d'une Va** pente aérodynamique # a** est relié, par sa sortie, à un géné- rateur de fonction #= f ( #a**) (bloc 20) conforme à la courbe représentée figure 3. Selon cette courbe, lorsque la pente Ya** se trouve en de hers d'une zone comprise entre 0 et une valeur minimum de -60, la grandeur A prend une valeur minimum par exemple égale à 0,1 lorsque la valeur #a se situe dans une zone comprise entre - 20 et -4 ( #ref étant choisi égal à -3 ) la grandeur A prend une valeur maximum par exemple égale à 0,5. Par ailleurs dans les zones intermédiaires -2 Cette caractéristique de la grandeur À assure les avantages suivants par rapport au choix d'un gain constant pendant toute l'approche - une stabilité suffisante avec À = À max lorsque la pente ref est capturée; - un début d'engagement de la capture retardé pour éviter un traînage trop important par rapport à la pente de référence. Il est à noter que les filtres 17 et 18 de fonction de transfert 1/1 + #Fs ont été introduits pour minimiser les variations de # en présence des turbulences. Le diagramme représenté figure 4 permet de mieux illustrer les variations de la grandeur À pendant la phase d'approche d'un avion: Dans le cas d'une capture en palier, dans une première phase, l'avion se déplace horizontalement (par tronçon de courbe 21) en maintenant sa pente aérodynamique égale ou éventuellement supérieure à 00. En conséquence la valeur de À se maintient à O, 1. Lorsque l'avion arrive au voisinage du plan de descente ehoisi représenté par l'axe 22 qui fait par rapport à l'horizontale un angle égal à # ref, le pilote entame une action pour permettre à l'aviron d'arriver tangentiellement audit axe 22. Au cours de cette action la pente de l'avion devient plus négative et, dès qu'elle descend a@-dessous de 0, la valeur de À croit linéairement, en fonction de '(a entre la valeur 0,1 et la valeur 0,5. Une fois l'axe de pente bref capturé et qu'en conséquence la pente Ya de l'avion demeure à une valeur voisine de dref (entre -2 et -4 ) la valeur de À se maintient à 0,5. Par contre, dans le cas d'une capture "par dessus" (trajectoire 23) au cours de la phase précédant la capture de l'axe 22, la pente a de l'avion est inférieure à 60 et la valeur de À se maintient à 0,1. Au moment de la capture de l'axe 22, la pente a de l'avion s'élève et, lorsqu'elle dépasse -60,la valeur de À croît linéairement en fonction de '(a jusqu'à ce que Ya deviennent supérieur à -4 . Une fois la capture de l'axe effectuée, la pente #a de l'avion demeure au voisinage de dref et la valeur de À se maintient à 0,5. Avec référence à la figure 5 le circuit permettant de générer l'index des gaz associé à l'index de tangage,utilise essentiellement un signal représentatif de la différence entre la vitesse aérodynamique de l'avion Va et une vitesse sélectionnée Vref, le signal représentatif de la vitesse Va et un signal représentatif du produit g ( ft - Ya) dans lequel g est l'accélé ration de la pesanteur et ##est la pente totale de l'avion. Dans un tel circuit, le signal Va est filtré (filtre 24 de 1 fonction de transfert puis est transmis à un amplificateur 1 + s 25 de gain relié par sa sortie à un sommateur 26 qui reçoit 10 sur son autre entrée le signal représentatif de la grandeur g ( # # - # a). La sortie de ce sommateur est reliée à un 10 s dérivateur 27 de fonction de transfert qui est lui1 + 10 s même relié à un amplificateur 28 de gain 10. Le signal fourni par cet amplificateur 28 qui est de la forme: 10 s 10 s 1 g ( #t - #a) x 10 + x x Va 1 + 10 s 1 + 10 s 1 + s est transmis à un sommateur 29 qui reçoit sur son autre entrée un signal représentatif de la différence V - Vsel filtrée au moyen d'un filtre 30 de fonction de transfert 1 et d'un gain E. 1 + s A la sortie de cet additionneur 29 on obtient un signal# - # dans lequel U est représentatif de l'angle que fait la direction de l'index des gaz avec l'axe de l'avion et # est représentatif de l'angle que fait la direction de l'index de tangage avec l'axe dè l'avion (figure 6). Le signal fourni par le sommateur 29 est transmis à un autre sommateur 30 par l'intermédiaire d'un amplificateur de gain K, par exemple égal à 0,13 degré/m/sec, qui reçoit sur sa deuxième entrée-un signal de sorte qu'à la sortie de ce sommateur on obtient le signal Comme représenté figure 6, l'index de tangage permettant dtindiquer la direction de la pente barre consiste en un échelon lumineux 31, projeté à l'infini sur le pare-brise de l'avion. L'index des gaz peut, quant à lui, consister en deux échelons lumineux 32, 33, colinéaires et synchronisés projetés sur le pare-brise et se déplaçant sur deux échelles situées de part et d'autre de l'échelon 31. R-E V E N D I C A T I O N S 1.- Procédé de pilotage d'un aérodyne notamment au moment de l'approche et/ou de l'atterrissage, selon lequel on projette dans le champ de vision du pilote au moins un index lumineux se superposant à la vision du paysage, et on maintient cet index sur le point d'impact visé,caractérisé en ce que ledit index est représentatif d'une valeur barre qui consiste en le barycentre obtenu en pondérant convenablement le signal de vecteur vitesse et un signal de pente de référence #ref de l'aérodyne. 2.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite valeur de barre a pour expression: Y barre = AY a + (1 -À ) ref dans laquelle: X est une valeur comprise entre O et 1 est la pente aérodynamique de l'aérodyne. 3.- Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que la grandeur À varie en fonction de la pente aérodynamique de l'aérodyne. 4.- Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que la variation de la grandeur A est telle que: - dans le cas où la pente '(a de aérodyne est supérieure ou égale à O, la grandeur de À est maintenue à une valeur minimale proche de zéro; - dans le cas où la pente a de l'aérodyne se trouve comprise dans une zone voisine de la pente bref, la grandeur deX est maintenue à une valeur maximale égale ou voisine de 0,5; - dans le cas où la pente a de l'aérodyne se situe entre la valeur O et la susdite zone, la valeur de la grandeur À croît linéairement de la valeur minimale à la valeur maximale. 5.- Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que, dans le cas où la pente a de l'aérodyne dépasse, en valeur négative, la susdite zone, la valeur de A décroît linéairement et se stabilise à la valeur minimum. 6. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la valeur de la pente a obtenue en faisant la différence entre l'assiette # et l'incidence &alpha; est corrigée Vz au moyen d'une valeur #a@obtenue en effectuant le rapport 2 Va dan-s lequel: Vz est la vitesse verticale de l'aérodyne, et Va est la vitesse aérodynamique de l'aérodyne. 7.- Procédé de pilotage selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il prévoit, en combinaison avec l'index de tangage représentatif de lçbarro, un deuxième index permettant le pilotage des gaz et dont les déplacements sont tels que: - si l'ordre de commande des gaz est nul, l'index des gaz se trouve au même niveau que l'index de tangage. - si l'ordre de commande des gaz tend à augmenter les gaz, l'index des gaz se déplace au-dessous de l'index de tangage; - si l'ordre de commande des gaz tend à réduire les gaz, l'index des gaz se déplace au-dessus de l'index de tangage. 8.- Procédé de pilotage selon la revendication 7, caractérisé en ce que le susdit index des gaz est généré à partir d'un signal consistant en un mélange de trois termes à savoir: - un signal représentatif d'un écart de vitesse entre une vitesse sélectez par le pilote et la vitesse aérodynamique actuelle de l'aérodyne; - un signal représentatif de la dérivée filtrée de la vitesse actuelle de l'aérodyne. - un signal représentatif de la différence entre la pente totale et la pènte aérodynamique de l'aérodyne. 9.- Procédé de pilotage selon la revendication 8, caractérisé en ce que si l'on désigne par ô l'angle que fait l'axe de l'aérodyne avec la direction de l'index de tangage et par l'angle que fait l'axe avion et la direction de l'index des gaz, l'écart Ct) - ô s'obtient par la relation: (Va - Vsel) K #1s #1 1 # - # = + k x x g (## - #a)+ x Va 1 + #2s 1 + #1s 1+ #1s 1+#2s dans laquelle:: Vsl est la vitesse sélectée par le pilote est la pente totale de l'aérodyne est la pente aérodynamique de l'aérodyne Va est la vitesse aérodynamique de l'aérodyne T1 est une constante de temps, par exemple égale à 10 secondes t2 est une constante de temps, par exemple égale à 1 seconde k est un gain, par exemple de 10. 10.- Dispositif servant à générer l'index de tangage utilisé dans le procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qutil comprend: - un circuit de compensation des erreurs affectant la mesure de l'assiette Q par la centrale de verticale, dans le calcul de '(a; - un circuit déterminant le barycentre entre la valeur compensée et la pente de référence bref, ces deux valeurs étant respectivement pondérées par une grandeur À et (1 -À), et - un circuit permettant de générer un signal représentatif de la grandeur A . 11.- Dispositif selon la revendication 10, caractérisé en ce que le susdit circuit de compensation comprend un diviseur Vz effectuant le rapport = #a2 entre les valeurs Vz et Va Va préalablement filtrées, ce diviseur étant relié par sa sortie à l'une des deux entrées dun soustracteur qui reçoit sur sa deuxième entrée un signal de pente aérodynamique #a, obtenu en effectuant la différence entre l'assiette Q et l'incidence CL filtrée, le résultat de cette différence étant lui-même filtré, en ce que le signal d'erreur ##a fourni à la sortie dudit soustracteur est transmis à un additionneur soustracteur qui reçoit sur ses autres entrées un signal -tref et un signal représentatif de-l'assiette e, et qui fournit à un premier multiplieur un signal de la forme: ##a + # - #ref, ce multiplieur transmettant un signal (À- 1)( ##a + Q + ref) à un deuxième soustrac- teur qui reçoit par son autre entrée un signal A &alpha; d'un deuxième multiplieur effectuant le produit entre un signal représentatif de l'incidence a filtrée et la grandeur A, le signal délivré à la sortie dudit deuxième soustracteur étant représentatif de l'angle ô entre la direction indiquée par l'index de tangage et l'axe longitudinal de l'aérodyne. 12.- Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que le circuit permettant de générer la grandeur À utilise des signaux représentatifs des grandeurs Va et Vz filtrées et coma Vz prend un diviseur effectuant le rapport = #a**, relié à sa Va sortie à un générateur de fonction # = f ( #a**) qui délivre un signal À de valeur minimum lorsque la pente # a** se trouve en dehors d'une zone comprise entre 0* et une valeur minimum de - 60 une valeur maximum lorsque la valeur a se situe dans une zone comprise entre -2 et -40, et une valeur crolssant ou décroissant linéairement lorsque la valeur da se situe dans les zones intermédiaires -2 # 13.- Dispositif servant à générer l'index des gaz associé à l'index de tangage conformément au procédé selon l'une des revendications 7, 8 et 9, caractérisé en ce qu'il utilise un signal représentatif de la différence entre la vitesse aérodynami -que de l'avion Va et une vitesse sélectionnée Vref, le signal dérivé de Va et un signal représentatif du produit g(#t-#a)dans lequel g est l'accélération de la pesanteur et #t est la pente totale de l'avion, en ce que le signal Va est filtré puis est transmis à un amplificateur relié par sa sortie à un sommateur qui reçoit sur son autre entrée le signal représentatif de la grandeur g ( gt - Xa), en ce que la sortie de ce sommateur est relié à un dérivateur lui-même relié à un deuxième amplificateur qui fournit un signal de la forme: 10s 10s 1 g( #t - #a) x x 10 + x x Va 1 + 10 s 1 + 10 s 1 + s à un sommateur qui reçoit sur son autre entrée un signal représentatif de la différence V - Vsel filtrée, le signal fourni à la sortie de cet additionneur étant transmis à un autre somma- teur qui reçoit sur sa deuxième entrée un signal représentatif de l'angle ô que fait la direction de l'index de tangage avec l'axe de l'aérodyne. 14.- Dispositif selon l'une des revendications 10 à 13, caractérisé en ce que le susdit index de tangage consiste en un premier échelon lumineux projeté à l t infini sur le pare-brise de l'aérodyne tandis que l'index des gaz consiste en deux echelons lumineux colinéaires et synchronisés projetés sur ledit pare-brise et se déplaçant sur deux échelles situées de part et-d'autre dudit premier échelon.