La présente invention a pour objet un appareil de visée, destiné aux atterrissages de-précision des avions, comportant des dispositifs à effet optique ou électronique pour rendre visibles des repères dans le champ de vision du pilote et pour stabiliser ces repères par rapport à un système dencoordonnées géodésique. On connais déjà des appareils destinés aux atterrissages de précision où des repères sont rendus visibles dans le champ de visiondu pilote par l'intermédiaire de dispositifs optiques, tels qu'un viseur à réflexion permettant au pilote de viser un point donné au sol où il doit se poser. I1 incombe alors au pilote de maintenir pendant le vol d'approche la coLncidence constante entre le repère de visée et le point d'atterrissage au sol Un dispositif connu rend visible dans le champ de vision du pilote plusieurs repères de visée pour former la ligne de visée, l'un de ces repères étant stabilisé en position contre les mouvements de tangage et de roulis de l'avion Ce repère présente des échelles graduées verticale et horizontale.Un second repère est solidaire de l'avion, en combinaison avec le repère stabilisé en position, il permet de constater les écarts de l'avion par rapport aux axes, et par conséquent les écarts de l'avion par rapport à une trajectoire de consigne. Dans le cas des dispositifs connus, le pilote est donc obligé de maintenir la cotncidence des deux repères et du point visé au sol. Les bras horizontaux du repère stabilisé représentent un horizon artificiel. Le système de stabilisation est embrayé lorsque les bras horizontaux du repère coïncident avec l'horizon terrestre. Ce système de stabilisation connu est cher et compliqué. La présente invention par contre part dtun viseur fixe par rapport à l'avion, dont l'inclinaison par rapport au sol est réglable d'avance. Ce viseur est du type qu'on emploie pour les armes à feu. Si un avion équipé d'un tel viseur, fixé rigidement, exécute le vol d'approche et fait à ce moment un mouvement de roulis, la ligne de visée déterminée par l'oeil du pilote et le viseur, se déplace sur une partie de la surface latérale d'un cbne ou mSme, dans le cas extrême d'un mouvement de roule de 3602, sur la totalité de la paroi d'un cane.Si la surface du sol coupe ce cane idéal clest-d-dire si la ligne de visée aboutit au sol, elle y décrit la courbe dtune section conique (parabole, hyperbole). L'angle de coni cité est défini par la pente longitudinale &commat; et par l'angle de des- cente t de l'avion. La présente invention a pour objet la suppression des inconvénients qui s'attachents aux appareils de visée connus et de réaliser un appareil de ce genre de sorte qu'il soit indépendant des variations de la position de l'avion pendant le vol d'approche et qu'il fournissent au pilote une ligne de visée qui coïncide avec la trajectoire de descente nominale ou lui est parallèle. Un autre objet de l'invention est de réaliser cet appareil avec un minimum d'éléments de construction, ainsi que de fournir au pilote des indications sans ambiguïté, faciles à reconnaitre et lui permettant d'évaluer aisément la grandeur des écarts affichés. Selon l'invention, ce but est atteint du fait que l'appareil comporte des plates-formes de stabilisation réagissant aux écarts angulaires de tangage et de roulis de l'avion, et des systèmes d'asservissement en position des repères dans le sens des deux axes, ces systèmes étant influencés par les plates-formes de stabilisation, ainsi qu'un dispositif de pré-sélection de l'angle de descente, et que, en outre, lesdits systèmes d'asservissement et de pré-sélection agissent sur un calculateur qui commande en fonction de la grandeur. l'ange de roulis, de l'angle d'inclinaison longitudinal et de l'e de descente préréglé les déplacements compensateurs du repère. Partant du fait que, dans le cas des viseurs en position fixe sur l'avion, les écarts de ce dernier dans le sens du roulis font décrire à la ligne de visée au sol une courbe de section conique, le viseur selon l'invention n' exige que peu d'éléments de construction pour obtenir une déflexion compensatrice du repère de visée suivant ce genre de courbe. Ceci assure un fonctionnement simple et sûr du viseur. Pour un vol d'atterrissage correct, la colncidence de la ligne de visée et du point d'atterrissage visé doit être maintenue par des mesures de pilotage appropriées, M3me si l'angle de roulis de l'avion s'écarte de la valeur nominale, l'avion reste pendant le vol d'approche orienté vers le point d'atterrissage visé, jusqu'à ce qu' il s'écarte de la trajectoire de descente correcte. Le dérapage de la trajectoire de consigne est signalé au pilote par le décalage pa les rallèle de la ligne de visée comme valeur de référence po W mesures de pilote qu'il doit initier. Selon une forme de réalisation de l'invention celle-ci est, en outre, caractérisée en ce que l'un des réflecteurs qui projettent le repère dans le champ de vision du pilote est universellement pivotable autour d'axes parallèles aux axes longitudinal et transversal de l'avion et que les axes de ce réflecteur sont reliés aux systèmes d'asservissement dans le sens de l'inclinaison longitudinale et de 1'angle de roulis. Une autre caractéristique de l'invention consiste en ce que le repère est formé, de manière connue à l'aide d'un tube à rayons cathodiques, dont le dispositif déflecteur est réglable en fonction des résultats fournis par le calculateur. On prévoit, en effet, un tube à rayons cathodiques à la place du réflecteur pivotant pour former le repère de visée, le dispositif déflecteur du tube cathodique étant influencé par les plates-formes de stabilisation en fonction de la pente de descente et de la grandeur des écarts par rapport aux axes transversal et longitudinal de l'avion, de sorte que le repère de visée subit une déflection qui compense ces écarts. Par conséquent, les suspensions à la cardan et les organes de transmission sont supprimés. Pour signaler au pilote le fait qu'il y a un écart de 1' angle de roulis et pour lui faire connattre la grandeur de cet écart une autre caractéristiaue de ltinvention consiste en ce que le repère de visée comporte des symboles représentant schématiquement la silhouette transversale de l'avion et qui sont maintenus en position stable par rapport à l'horizon, par l'intermédiaire de la plate-forme de stabilisation et du système d'asservissement. Pour permettre au pilote de reconnattre si la position de l'avion est à angle de roulis positif ou négatif, l'appareil de l'invention comporte, selon une autre caractéristique, un repère qui participe aux mouvements de roulis de l'avion et qui est également projeté dans le champ de vision du pilote en association avec les symboles à position stable par rapport à l'horizon. L'invention sera expliquée avec plus de détails à l'aide du dessin annexé qui en illustre un exemple d'exécution et dans lequel, La figure 1 est une représentation schématique en perspective des conditions règnant pendant le vol d'approche à l'égard de la ligne de visée dans le cas de l'emploi d'un viseur immobile par rapport à l'avion. La figure 2 est une représentation schématique du viseur à réflexion et du dispositif destiné à former le repère de visée. La figure 3 montre, en perspective et aussi schématique ment la manière comment les réflecteurs sont logés et, La figure 4 est un schéma de principe du montage électrique de l'appareil de visée pour les atterrissages de précision, en association avec une plate-forme de stabilisation0 Pour bien expliquer la présente invention, il est choisi comme point de départ un appareil de visée fixe par rapport à 1' avion de type connu. le chiffre de référence 1 indique l'avion, V est la ligne de visée formée par le viseur et l'oeil du pilote et L est la piste d'atterrissage. L'axe longitudinal de 11 avion est marqué d'un I et les axes vertical et transversal sont désignés respectivement par Z et Y.Lorsqu'on prend comme donnée le viseur fixe par rapport à l'avion tel qu'il a été décrit ci-dessus, on constate qu'au cours du vol d'atterrissage, la ligne de visée V exécute au cas d'un mouvement de roulis de l'avion 1, c'est-à-dire d'un mouvement atour de l'ase X, un déplacement suivant la surface latérale d'un cane KM, l'axe longitudinal x de l'avion 1 coïncidant avec 1' axe de ce cane. La ligne de visée V est orientée selon la figure 1 vers le point P sur la piste d'atterrissage X, point visé par le pilote et sur lequel l'avion devrait se posera le point dtatterrissage P se situe dans ce cas dans l'axe Â de la piste d'atterrissage c'est-à-dire à son milieu.L'angle de conicité dudit cane résulte de l'angle de descente t et de l'inclinaison longitudinale Q de 1' avion. La ligne de visée V constitue en mdme temps la trajectoire de descente nominale. Lorsqu'un mouvement de roulis positif ou négatif a lieu, la ligne de visée V quitte, on l'a dit, le point d' atterrissage P et décrit au sol la courbe K correspondant à une section conique (hyperbole, parabole ou ellipse). Vu cet état des choses on conçoit que l'erreur de la ligne de visée V prend déjà des valeurs considérables, mtme pour des variations relativement faibles de l'angle de roulis de l'avion, malgré le fait que l'avion reste, en dépit du roulis, encore sur sa trajectoire de descente correcte. Mais, à cause du déplacement de la ligne de visée V, le pilote rajustera la position de l'avion pour ramener la ligne de visée au point d'atterrisage P. Cette manoeuvre provoque cependant une déviation de l'avion qui s'écarte de la tranjectoire de descente correcte si bien que le pilote doit ensuite rectifier cet écart par des mesures de commande appropriées. le vol d'approche en devientirrégulier et imprécis. L'avion risque de ne plus pouvoir se poser sur la piste d'atterrissage, et il faut recommencer le vol de descente. L'appareil de visée pour les atterrissagoede précision con forme à la présente invention prend comme point de départ un viseur fixe par rapport à l'avion, du t-pe qu'on vient de décrire, ainsi que les conditions géométriaues exposées ci-dessus. Selon fig. 2, l'appareil de visée comporte un viseur à réflexion comprenant un dispositif 5 à effet optique pour former un repère de visée, un réflecteur R1 suspendu à la cardan, un réflecteur semi-transparent R2 disposé dans le champ de vision du pilote et dont la position angulaire est réglable autour d'un axe parallèle à l'axe Y de l'avion, ainsi qu'un collimateur 6, intercalé dans la trajectoire des rayons entre les deux réflecteurs R1 et R2, ce collimateur 6 servant de manière connue à projeter à l'infini le repère de visée formé. le chiffre de référence 8 désigne le système d'asservissement en position du repère de visée dans le sens du roulis et 9 désigne le système d'asservissement pour le réflecteur Rl, ces deux systèmes étant influencés par une plate-forme de stabilisation d'une manière qui sera encore expliauée plus loin. Le chiffre de référence 10 désigne 11 oeil du pilote qui vise et 11 le parebrise de l'avion. Dans cette figure aussi, V désigne la ligne de visée, P le point d' atterrissage et X la piste d'atterrissage. le dispositif optique 5 se compose d'une source lumineuse 12, qui émet des faisceaux S et S" en deux directions. La source lumineuse 12 est disposée dans un tube 19 qui débouche des deux cOtés dans d'autres tubes 17, 18 qui renferment entre eux un angle droit. Dans la zone d'embouchure, se trouvent des réflecteurs 14 et 15 qui sont inclinés à un certain angle par rapport à la trajectoire des faisceaux lumineux S', S", et qui renvoient les rayons S' et Sn vers un prisme diviseur 22, dont la couche réfléchissante et semitransparente 23 additionne les deux rayonnements et les renvoie vers le réflecteur R1.Dans un châssis prévu à l'intérieur du tube 17 se trouve insérée une diapositive contenant le repère de visée 13, repère présentant deux traits coaxiaux 13a et 13b (voir fig. 3) qui laissent entre eux un centre libre et qui signifient la silhouette transversale schématisée de l'avion, ainsi que deux traits disposés verticalement. Dans un châssis contenu dans le tube 18, il y a éta- lement une diapositive portant un repère d'angle d'incidence et d'angle d'inclinaison longitudinale 13t, mesure qui ne sera cependant pas expliquée avec plus de détails dans ce contexte. 24 et 25 désignent les verres de protection usuels contre la chaleur. La suspension du réflecteur R1 et celle du réflecteur semi transparent R2 qui ne sont que globalement indiquées à la fig. 2, sont représentées avec plus de détails à la fig. 3. le réflecteur R1 tourne librement avec son axe 30 parallèle à stase transversal Y de l'avion 1, dans les paliers 31 d'un cadre de suspension à la cardan 33. Comme il est usuel pour les suspensions à la cardan, le cadre 33 pivote à son tour librement avec ses axes 34 dans les paliers 35 d'un autre cadre 37, et ces axes 34 sont disposés dans un plan qui comprend aussi l'axe x de l'avion, ou dans un plan qui y est parallèle. la cadre 37 qui porte, outre le réflecteur R1, le dispositif optique 5 (fig. 2), est solidaire de l'avion.D'une manière qui sera expliquée ci-après à l'aide de la fig. 4, les systèmes d'asservissement en position dans le sens des deux axes agissent respectivement sur les axes 30 et 340 Le réflecteur semi-transparent R2, par contre, ne présente qu'un axe 42 parallèle à l'axe Y de l'avion et tournant dans un support 43, solidaire de l'avion. la position de ce réflecteur R2 peut être réglée manuellement par le pilote, à l'aide d'un bouton de réglage 44. Dans cette figure, il est encore indiqué la ligne de visée V, orientée sur le point d'atterrissage P, ainsi qu'une ligne de visée iréelle V'.Cette ligne de visée iréelle V' est considérée comme déviant de la ligne de consigne et son écart de la ligne de visée correcte V est une grandeur de référence pour le déplacement à effectuer par le système d'asservissement du réflecteur R1 ou bien pour le réglage du réflecteur R1 par rapport à un système de coordonnées géodésique et nécessaire pour la stabilisation. Ces déplacements doivent se faire dans le sens imposé à la déviation constatée. La courbe théorique ' sur le réflecteur R1 qui est congruente à la courbe K au sol, montre la valeur de la correction nécessaire. la figure 4 illustre le système d'asservissement 9 (selon fig. 2) du réflecteur Ri en association avec une plate-forme trigyroscopique ; le fonctionnement de ce système est en partie mécanigue, en partie électriaue. le chiffre de référence 50a indique la partie de la plateforme trigyroscopique qui donc la valeur de référence pour le mouvement de tangage de l'avion et le chiffre 50b désigne celle qui le donna pour les mouvements de roulis. 52 est le dispositif d'asservissement en position du repère dans le sens du tangage et 53 est celui dans le sens du roulis, tandis que 55 désigne le système comportant le calculateur et le système d'asservissement du réflecteur Rlo le système de stabilisation et d'asservissement 52 pour le réglage du réflecteur RI dans le sens de l'inclinaison longitudinale de l'avion se compose d'un dispositif synehroniseur récepteur 58, d'un élément amplificateur 60 et d'un moteur de réglage 61, l'élé- ment d'arbre 62 du moteur influençant l'enroulement secondaire 59 du dispositif synchroniseur. Be signal de position e fourni par la partie 50a de la plate-forme de stabilisation est à cet effet appliqué par le dispositif synchroniseur 58 du système d'asservissement 52 et par l'intermédiaire de l'amplificateur 60 au moteur de réglage 61, qui règle à l'aide de l'élément d'arbre 62 l'enroulement secondaire 59 du dispositif synchroniseur 58 jusqu'à ce que le signal de sortie de ce dernier présente la valeur zéro.Le moteur de réglage 61 comporte un autre élément d'arbre de commande 622 qui est couplé mécaniquement, par l'intermédiaire d'un démultiplicateur 63, avec l'axe 30 (fig. 3) du réflecteur R1 et quirajuste la position de ce dernier dans le degré nécessaire. Â l'arbre 62 un arbre 64 est couplé qui constitue une liaison mécanique avec le calculateur 55, mesure qui sera expliquée ci-dessous avec plus de détails. Le système d'asservissement 53 du repère dans le sens duroulis, se compose d'un dispositif synchroniseur récepteur 67, d'un élément amplificateur 69 et d'un moteur de réglage 70, dont un élément d'arbre 71 influence l'enroulement secondaire 68 du dispositif synchroniseur 67, et dont l'autre élément d'arbre 71' porte une vis sans fin qui est en prise constante avec une couronne dentée solidaire du repère 13. L'élément d'arbre 71' se prolonge au-delà de la vis sans fin jusqu'au calculateur 55. C' est par cet élément d'arbre qu'il est transmis au calculateur 55 la valeur de l'écart de roulis, d'une manière qui sera expliquée ci-dessous avec plus de détails. Le signal de position est fourni par la partie 50b de la plateforme de stabilisation. Comme pour le système d'asservissement dans le sens de l'inclinaison longitudinale de l'avion (système 52) le signal z fourni par la plate-forme gyroscopiaue 50b, ou plus précisément la tension reprise qui corresnond au signal est transmis au dispositif synchroniseur récepteur 67, et cette tension est appliquée par l'intermédiaire de l'amplificateur 69 au moteur de réglage 70. le moteur de réglage 70 règle par l'intermédiaire de l'élément d'arbre 71 l'enroulement secondaire 68 du dispositif synchroniseur 67, jusqu'à ce que le signal de sortie de ce dernier adopte la valeur zéro. Simultanément, le repère 13 est déplacé par l'inter médiaire de l'élément d'arbre 71', de la vis sans fin et de la co-- ronne dentée, dans une mesure qui correspond à l'écart de l'angle de roulis, de sorte que, malgré la déviation de l'avion de l'angle de roulis nominal, les marques 13a et 13b conservent leur position horizontale et indiquent au pilote, par comparaison avec un repère de référence fixe par rapport à l'avion, la grandeur de l'écart de roulis0 le rajustement du réflecteur RI dans ce sens se fait par le calculateur 55 dtune-manière qu'on expliquera plus loino La position du réflecteur semi-transparent R2 est, comme il a été décrit à l'aide de la fig. 3, réglable au moyen d'un bouton 44, autour de son axe 42 qui est parallèle à l'axe Y de l'avion. Et par l'intermédiaire de l'élément d'arbre 42', le réflecteur R2 est en liaison avec le calculateur 55. Par l'intermédiaire de 11 élément d'arbre 42', l'angle de descente t prérégld est remis à la calculatrice 55. Grâce aux plates-formes de stabilisation 50a et 50b et aux systèmes d'asservissement 52 et 53 qui y sont associés, comme on Ira décrit ci-dessus, le réflecteur R1 et le repère de visée sont stabilisés par rapport à un système de coordonnées fixe par rapport au sol, et cela à l'égard des mouvements de l'avion aussi bien autour de son axe transversal Y qu'autour de son axe longitudinal I. Comme il ressort encore de la fig. 4, la stabilisation du réflecteur RI à l'égard du roulis et son rajustement automatique sont obtenus par l'intermédiaire du calculateur 55d'après les signaux provenant de la plate-forme trigyroscopique 50a et 50b et des systèmes d'asservissement 52 et 53, ainsi qu'en fonction du réglage du réflecteur semi-transparent R2, étant donné que la valeur du rajustement pour compenser les écarts de roulis de l'avion dépend de la grandeur de l'angle de roulis t de l'angle d'inclinaison longitudinal e et de l'angle de descente Quant au calculateur, il comporte les transformateurs linéaires ITI et 1T3 dont les signaux de sortie sont dévoltés par division définie grâce aux potentiomètres C1 et C2 puis additionnés. Â l'aide des potentiomètres, on règle les constantes cj et c2 qui résultent des caractéristiques de la construction des systèmes d' asservissement employés.Par le couplage du rotor du transformateur linéaire LT1 avec le réflecteur semi-transparent 22, une tension proportionnelle à l'angle de descente t0 est reprise à la sortie du transformateur linéaire. aa plus, grâce au couplage entre le rotor du transformateur linéaire LT3 et le système d'asservissement (52) dans le sens de l'angle d'inclinaison-longltudinal (élément d' arbre 64) s'établit à la sortie du transformateur linéaire LT3 une tension proportionnelle à l'angle d'inclinaison longitudinal. La somme des deux tensions correspond au terme entre parenthèses de ltéquation donnée ci-dessous. La tension résultant de cette addition est appliquée au rotor d'un autre transformateur linéaire LT2, ce rotor étant, par ailleurs, accouplé mécaniauement au système d'asservissement 53, par l'intermédiaire de l'élément d'arbre 72. Â la sortie du transformateur linéaire LT2, on a donc une tension proportionnelle au produit. # (c1# + C2#o ) selon l'équation (1). Cette tension constitue la valeur nominale du rajustement automatique du réflecteur R1 à l'égard du roulis. Par l'intermédiaire d'un amplificateur 90, la tension est appliquée au rotor d'un autre transformateur linéaire LT4, et par l'intermédiaire d'un autre amplificateur 91, un moteur de réglage 85 est relié au transformateur LT4.Ce moteur est relié par l'élément d'arbre 86 à l'axe 34 du réflecteur RI (cf. aussi fig. 3) et, d'autre part, il est relié par l'élément d'arbre 87 au rotor du transformateur linéaire LT4. Dans le transformateur linéaire LD4, les valeurs nominale et effective du dispositif d'asservissement dans le sens du roulis sont comparées et la valeur de la différence trouvée sert à la commande du moteur de réglage 85. le gonctionnement de l'appareil de visée pour les atterrissages de précision qu'on vient de décrire est comme suit : On part de la supposition que le vol d'atterrissage se fait d'après la méthode conique à angle de descente préréglé, de sorte que le vol d'approche est dans une large mesure indépendant de la charge portée par l'avion et des rafales, et que le pilote est dispensé d' évaluer l'altitude. Cette méthode d'atterrissage connue est effectuée de man nière que pendant le vol d'approche le pilote tout n controlant la pente transversale de l' avion maintient celui-ci sur la trajectoire à angle de descente préréglé #o, l'angle d'incidence étant optimal. Le réglage de l'angle de descente t0 et de l'angle d'inclinaison longitudinale e se fait à l'aide du gouvernail de profondeur et la correction de l'angle d'incidence # et de l'angle de descente t est obtenue par variation -ie la puissance des moteurs. Dfaprès cette méthode de vol d'approche connue, le pilote fait marcher pour la fin de approche le système de stabilisation et d'asservissement. Il choisit en outre l'angle de descente nominal en I en réglant la position angulaire du réflecteur semi-transparent R2 autour de son axe 42. La ligne de visée V reçoit ainsi son inclinaison vers la piste d'atterrissage X, conforme à l'angle de descente nominal t0 . La ligne de visée V représente en même temps la trajectoire de descente de l'avion. Pendant l'approche la ligne de visée V allant de l'oeil du pilote au repère de visée 13, projeté dans son champ de vision par le dispositif optique 5, subit des translations parallèles par suite de la stabilisation.Pour le vol de transition à partir du vol horizontal, le pilote règle la puissance des moteurs et le gouvernail de profondeur de sorte que la ligne de visée V soit dirigée vers le point d'atterrissage P sur la piste d'atterrissage L. Pendant la descente, le pilote dirige l'avion vers le point d'atterrissage P, déterminé par la ligne de visée en suivant la trajectoire de descente et il effectue les manoeuvres correctives nécessaires dès qu'il se produit des écarts, qui se manifestent par le fait que la ligne de visée V s'écarte du point d' atterrissage P. lorsque avion exécute pendant le vol d'approche des mouvements autour de son axe transversal Y, le réflecteur R1 est amené à pivoter autour de son axe 30 dans une mesure correspondant à cette variation, par l'intervention de la plate-forme de stabilisation 50a et du système d'asservissement 52 (figs 3 et 4), de sorte que la ligne de visée conserve son inclinaison initiale par rapport au système de coordonnées géodésique. La déviation de la ligne de visée V du point d'atterrissage P, provoquée par la variation de la position de l'avion est compensée par le pilote qui varie la puissance motrice. Si l'avion exécute un mouvement de roulis positif ou négatif c'est-à-dire un mouvement autour de son axe longitudinal X, le repère 13 est amené à tourner autour de son centre sous l'influence du système de stabilisation 50b et d'asservissement 53, de sorte que les traits horizontaux 13a et 13b maintiennent leur position initiale, parallèle à l'horizon, et fournissent, en association avec un repère solidaire de l'avion (non montré sur le dessin), une valeur de référence pour la grandeur de l'écart de la pente transversale nominale. Etant donné que l'amnlitude du mouvement que le réflecteur RI doit exécuter pour compenser l'écart de l'avion de sa pente nominale transversale dépend de l'angle de roulis 8, de l'angle d'inclinaison longitudinale e et de l'angle de descente t0, c'est le calculateur, auquel les grandeurs des déviations de l'angle d'inclinaison longitudinal et de l'angle de roulis sont remises par l'intermédiaire des systèmes d'asservissement 52 et 53, tandis que la valeur de l'angle de descente t O lui est transmisegrâce au rajustement du réflecteur semi-transparent R2, qui fournit la valeur de compensation et provoque par l'intermédiaire de l'arbre 86 du moteur de réglage 85 un déplacement correspondant du réflecteur Ri. Ce réglage se fait de sorte que la ligne de visée maintient sapasition angulaire initiale par rapport au système de coordonnées géodésiaue, malgré les mouvements de roulis de l'avion. Si l'inclinaison transversale de l'avion provoque un écart entre celui-ci et la trajectoire de descente de consigne, cet écart se manifeste par un décalage parallèle de la ligne de visée V. le pilote peut effectuer en conséquence la manoeuvre de correction correspondante et rétablir l'orientation de la ligne de visée sur le point d'atterrissage P sur la piste d'atterrissage L. le nouvel appareil de visée pour les atterrissages de précision n'est pas seulement utilisable pour les vols d'approche selon la méthode qu'on vient de décrire, mais il peut aussi bien être utilisé pour des vols d'approche et d'atterrissage conformes à d' autres méthodes. REVENDICATIONS lo Appareil de visée, destiné aux atterrissages de précision des avions, comportant des dispositifs à effet optique ou électro nique pour rendre visibles des repères dans le champ de vision du pilote et pour stabiliser ces repère a par rapport à un système de coordonnées géodésique, caractérisé en ce qu'il comporte des plates-formes de stabilisation (50a,50b) réagissant aux écarts angulaireqde l'avion (1) dus aux mouvements de tangage et de rou lis ainsi que des systèmes assurant l'asservissement en position (52,53) des repères(l3,13'), dans le sens des deux axes, qui sont influencés par les plates-formes de stabilisation, et au'en outre un dispositif destiné à la pré-sélection de l'angle de descente (R2,42,44) est prévu, lesdits systèmes d'asservissement et de pré sélection agissant sur un calculateur (55) qui commande, en fonc tion de la grandeur de l'angle de roulis + , de l'angle d'incli naison longitudinale et de l'angle de descente préréglé t les déplacements compensateurs du repère (13)o 2. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on uti lise de manière connue pour former le repère (13) un tube à ra yons cathodiques, dont le dispositif déflecteur est réglable en fonction des résultats fournis par le calculateur (55)0 3.Appareil selon la revendication 1 ou la revendication 2, carac térisé en ce que, pour la compensation d'un mouvement de roulis de l'avion (1) le repère (13) est déplacé par l'intermédiaire du calculateur (55) en fonction de l'angle de roulis + , de l'angle d'inclinaison longitudinale e et de l'angle de descente pré réglé 0, dans une mesure conforme à la formule suivante 4appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, avec des viseurs à réflexion, caractérisé en ce que l'un des ré réflecteurs (R1) qui projettent le repère (13) dans le champ de vis sion du pilote, est suspendu à la cardan et capable de pivoter autour d'axes (30 et 34) parallèles aux axes longitudinal (X) et transversal (Y) de l'avion, et que les axes dudit réflecteur sont accouplés aux systèmes d'asservissement dans le sens d'inclinaison longitudinale et dans le sens du roulis (52,53). 5.Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le repère de visée (13)-présente des marques (13a,13b) qui représentent sous forme schématisée la silhouette transversale de l'avion et qui sont maintenues stables par rapport à l'horizon gracie à l'action de la plate-forme de stabilisation 50b) et du système d'asservissement (53)o 6. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'un repère qui est solidaire de l'avion à l'égard des mouvements du roulis de ce dernier, et qui coopère avec les marques (13a,13b) représentant la silhouette transversale de l'avion et asservis en position, est projeté dans le champ de vision du pilote. 7. Appareil selon l'une quelconque des revendicaUions précédentes, caractérisé en ce qu'un autre réflecteur (R2) du viseur à réfle xion pivotant autour de son axe (42) qui est parallèle à l'axe transversal (Y) de 11 avion est réglable à des valeurs angulaires constantes correspondant à l'angle de descente nominal ( ichoisi.