La présente invention concerne d'une façon générale les systèmes de commande de vol automatique ou systèmes de pilotage automatique et, plus particulièrement, un appareil destiné à commander automatiquement un engin aérien, par exemple un avion, 5 pendant la phase de commande de la penté de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé, la phase de l'arrondi et la phase du contact des roues avec la piste, c'est-à-dire pendant la manoeuvre d'atterrissage. Dans la description suivante, les termes "commande de vol automatique", "pilotage automatique", etc., sont uti-10 lisés dans leur sens le plus large et ne coneernenTpas seulement l'ensemble d'un système de commande de vol entièrement automatique mais également la commande manuelle de l'attitude de tangage ou de la trajectoire de vol de l'avion effectuée par l'intermédiaire d'une référence visible sur un instrument indicateur fai-15 sant partie d'un directeur de vol qui ordonne au pilote de manoeuvrer l'avion pour le faire voler en coïncidence avec les signaux d'ordre appliqués à l'indicateur. Le but essentiel de tout système d'atterrissage automatique consiste à poser l'engin aérien en douceur et en toute sécurité 20 sur la piste d'atterrissage dans des limites géométriques particulières et dans des limites dynamiques concernant l'attitude de l'avion. Cette commande automatique peut être limitée par les possibilités de performance de divers aous-ensembles de commande automatique de l'engin aérien, tels que des sous-ensembles de 25 commande d'attitude de tangage ou de piqué et de commande de vitesse, et dans certaines conditions ambiantes non contrôlables, telles que des erreurs dans les mesures de l'altitude absolue, des erreurs résultant de la dérive ou du déplacement de l'avion par rapport au faisceau fournissant la pente de la trajectoire 30 d*atterrissage radio-guidé au moment de l'indication de l'arrondi, d'un vent debout ou contraire, d'un vent arrière ou d'un vent latéral ou de travers. Dans un système de commande d'atterrissage automatique, il est nécessaire que la dispersion au moment du contact des roues avec le sol, c'est-à-dire la répartition des pointe 35 de contact le long de la piste par rapport à un point prédéterminé tel que l'intersection de la trajectoire de vol nominale définie par la commande d'arrondi avec la piste, soit maintenue dans des limites prédéterminées. De telles nécessités imposent des contraintes importantes pour les possibilités des systèmes de comman-40 de de vol automatique, telles que des tolérances concernant les 70 17773 2 2043520 capteurs, les composants électroniques, les systèmes de servocommande , etc. l'invention a pour but de remédier à ces inconvénients et d'apporter une solution à ce problème. 5 Elle est matérialisée dans un système de commande d'atter rissage destiné à un engin aérien, par exemple un avion, comportant un dispositif de commande de tangage ou de piqué destiné à commander la trajectoire de vol de l'avion, ce système de commande comprenant un calculateur de trajectoire d'arrondi destiné à 10 produire un signal d'ordre de tangage ou de piqué définissant une trajectoire d'arrondi désirée, ce calculateur fonctionnant en réponse à la position verticale et au mouvement vertical de l'avion par rapport au sol et en réponse à au moins un paramètre variable, un dispositif pouvant fonctionner avant le point d'amorçage de 15 l'arrondi de façon à modifier le paramètre variable en fonction de la variation d'une condition de vol, et un dispositif pouvant être actionné au moment du point d'amorçage de l'arrondi de façon à appliquer le signal d'ordre de tangage ou de piqué au dispositif de commande de tangage ou de piqué. 20 De préférence, le paramètre variable détermine une vitesse de descente finie ou précise pour la prise de contact des roues avec le sol, et la condition de vol comprend une vitesse propre de référence calculée à partir des données de vol de façon à fournir une vitesse propre désirée pour l'approche d'atterrissage 2? Le système peut comprendre également un dispositif de com mande automatique des gaz destiné à commander la vitesse de l'avion, et un calculateur de vitesse propre comprenant un dispositif destiné à fournir un signal d'ordre de commande des gaz proportionnel à la différence entre une mesure de la vitesse d'ap-30 proche réelle et une mesure d'une vitesse propre de référence et un dispositif destiné à appliquer ce signal au dispositif de commande des gaz,de façon à maintenir la vitesse propre de l'avion à la valeur de référence. Selon un mode préféré de réalisation de l'invention, le sys-35 tème de commande d'atterrissage automatique comprend deux sous-ensembles dont un sous-ensemble de commande automatique d'attitude de tangage dans lequel l'attitude de tangage et, par conséquent la trajectoire de vol sont annulées en fonction d'un calculateur de commande d'arrondi, dont le signal de sortie représente la so-40 lution d'une loi de commande d'arrondi se présentant sous la 70 17773 3 2043520 forme JÛ + h + 1 « 0, expression dans laquelle J est la constante de temps de 1*arrondi nominal, h l'altitude absolue et L la polarisation pour le contact nominal des roues avec le sol. le système comprend également un sous-ensemble de commande des gaz 5 automatique ou de commande de poussée dans lequel la vitesse propre de l'avion est commandée de façon précise en fonction d'une loi de commande se présentant sous la forme V-p^-p, - V = 0, expression dans laquelle V est la vitesse propre réelle de l'engin aérien et une vitesse propre de référence désirée. 10 Dana ce mod^référé de réalisation, la vitesse propre de référence est calculée automatiquement à partir des mesures du poids de l'avion et de la position des volets qui, à leur tour, sont obtenues à partir des mesures de l'angle d'attaque, de la position des volets, de la vitesse propre, de l'angle d'inclinai-15 son latérale, etc., comme cela est décrit dans le brevet français N° 69-01.060. Cependant, il est évident que la vitesse propre de référence peut également être réglée manuellement à partir des données théoriques indiquées dans le livret fourni par le constructeur de l'avion et basées sur le poids estimé de l'avion à 20 l'atterrissage, le système de commande de vol automatique dont peut faire partie intégrante le sous-ensemble destiné au calcul de l'arrondi peut se présenter sous la forme décrite dans le brevet américain N° 2.998.946. la dispersion des points de contact est considérablement ré-25 duite en faisant varier, pendant la phase de commande de la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé de l,approche, le terme 1 de polarisation pour la prise de contact en fonction de la vitesse propre de référence établie pour l'avion. Selon un autre mode de réalisation de l'invention, on fait varier la constan-30 te de temps J de la loi de commande de l'arrondi en fonction de l'angle de la trajectoire de vol de l'avion dans la masse d'air et on fait varier le terme de polarisation pour le contact 1 en fonction de l'angle de la trajectoire de vol et de la vitesse propre. Il est à noter que^dans ce dernier cas, la mesure de l'angle 35 de la trajectoire de vol' est de préférence obtenue à partir des données d'informations sur l'air, c'est-à-dire par rapport à la masse d'air portantet en fonction de la relation classique sin"3T = Ê. ou y » sin """% dans laquelle V est la vitesse propre de référence 40 la description qui va suivre, faite en regard des dessins 70 17773 4 2043520 annexés, donnés à titre non limitatif, permettra de mieux comprendre l'invention. La figo 1 est une représentation schématique sous forme de blocs du mode de réalisation préféré de l'invention. 5 La fig. 2 est une représentation schématique sous forme de "blocs d'une variante du système visible sur la fig. 1 constituant le second mode de réalisation de l'invention. La fig. 3 est une représentation schématique sous forme de blocs d'un circuit d'échantillonnage et de maintien convenable. 10 La fig. 4- est une représentation graphique des trajectoires d'arrondi montrant les effets des variations de la vitesse propre à l'amorçage de l'airrondi sur la dispersion des points de contact. Les fig. 5 et 6 sont des représentations graphiques similaires montrant la dispersion des points de contact résultant . 15 des variations d'angle de la pente d'atterrissage radio-guidé/des variations du vent. Les fig. 7» 8 et 9 sont des représentations graphiques des trajectoires d'arrondi montrant la réduction de la dispersion des pointe de contact résultant de la variation des paramètres de la 20 loi de commande de l'arrondi. Selon l'invention, on prévoit deux sous-ensembles de commande de l'engin aérien, en premier lieu un système de pilotage au-. tomatique 10 (Fig. 1) destiné à commander l'attitude de tangage de l'avion et sa trajectoire de vol longitudinale en fonction d'un 25 signal d'ordre de surface de tangage, ou bien, à titre de variante, un système constituant un directeur de vol 11 grâce auquel le pilote peut commander manuellement la trajectoire de vol longitudinale en fonction des ordres de tangage qui lui sont présentés par un instrument indicateur du directeur de vol et, en se-30 cond lieu, un système de commande des gaz automatique 12 destiné à commander automatiquement la vitesse propre de l'engin aérien en fonction d'une vitesse propre de référence. Le système de commande de vol automatique 10 peut être du type décrit dans le brevet américain précité N° 2.998.94-6 tandis que le système à in-35 dicateur du directeur de vol 11 peut être du type décrit dans le brevet américain N° 2.613-352. Egalement, le système de représentation et de commande des gaz automatique 12 peut être du type décrit dans le brevet français N° 1.129.54-1 mais peut être plus précisément du type décrit dans le brevet français précité 4-0 Ef° 69-01.060. Le système fonctionne pendant le mode d'approche 70 17773 5 2043520 à pente de trajectoire d'atterrissage radio-guidé correspondant à un système d'atterrissage sans visibilité ou d'atterrissage aux instruments (dénommé WILSW en langue anglaise) et, comme le savent les spécialistes, le système de pilotage automatique 10 (ou le 5 directeur de vol 11) commande l'attitude de tangage de l'avion de façon à maintenir sa trajectoire de vol en coïncidence avec le faisceau indiquant la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé du système d'atterrissage sans visibilité ou aux instruments du type ILS par l'intermédiaire d'un équipement de cou-10 plage ou de réception 13 destiné à la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé et par l'intermédiaire d'un dispositif de commande de gain 13f qui fait normalement partie du système de coinmande de vol. Plus particulièrement, le coupleur 13 associé à la pente de la trajectoire d'atterrissage peut être du type 15 décrit dans le brevet français N° 1.569*759» Comme décrit dans le dernier brevet cité, on modifie le gain du signal de dérive ou d'écart correspondant à la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé et appliqué au système de pilotage automatique, d'une manière sensiblement linéaire, en 20 fonction de l'altitude absolue de façon à maintenir une réponse des gouvernes de profondeur sensiblement uniforme vis-à-vis de l'erreur sur la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé au fur et à mesure que l'avion approche d'un émetteur fournissant la pente de cette trajectoire d'atterrissage radio-guidé. 25 Pour une altitude prédéterminée, par exemple d'environ 100 pieds (30 mètres), le gain du signal d'erreur associé à la pente de la . trajectoire d'atterrissage radio-guidé et appliqué'àu système de pilotage automatique est réduit régulièrement et linéairement de façon que lorsque l'avion atteint le point d'amorçage de la com-30 mande d'arrondi nominale, correspondant à une altitude d'environ 30 à 50 pieds (9 à 15 mètres), le gain du signal associé à la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé a une valeur nulle. Le système de commande de 1*avion est alors commuté automatiquement et sans à-coups du dispositif de couplage 13 associé à 35 la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé sur la sortie d'un calculateur d'arrondi 14 de façon à commander la trajectoire de volongitudinale de l'avion jusqu'au contact des roues avec le sol. Pendant la phase d'approche correspondant à la pente de la 40 trajectoire d'atterrissage radio-guidé dans l'atterrissage 70 17773 6 2043520 automatique, il est absolument nécessaire que la vitesse propre V de l'engin aérien, fournie par un capteur de vitesse propre 34 soit contrôlée de façon précise par rapport à une vitesse propre de référence qui est de préférence une vitesse prédéterminée 5 ayant une valeur supérieure à la vitesse de décrochage, cette dernière étant désignée ici par La raison de cette obliga tion est que les lois concernant la "poursuite" ou le centrage par rapport à la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé ou automatique et concernant la commande de l'arrondi sont 10 basées sur une vitesse propre invariable ou constante. La complexité et les caractéristiques de réponse d'un système de commande de la vitesse propre prévu dans un avion nécessitent que cette commande de vitesse soit totalement automatique. Un calcul de la valeur limite correspondant au décrochage et fourni par un calculé lateur 31 est basé sur une mesure du poids de 1*avion obtenue à partir d'un calculateur de poids 30, et sur les caractéristiques de portaja.ee de l'avion déterminées par la position des volets, etc., de sorte que son signal de sortie s'exprime en fonction de la vitesse propre. Le signal de sortie VMIN provenant du 20 calculateur 31 est appliqué à un calculateur de vitesse propre de référence 33 qui calcule la vitesse propre de référence nécessaire pour maintenir une vitesse minimale prédéterminée supérieure à la vitesse de décrochage. A titre de variante, il est évident que le pilote peut utiliser les valeurs théorique de 25 fournies sur le livret par le constructeur de l'avion et correspondant à un poids estimé de l'avion et qu'il peut régler manuellement lit, vitesse propre de référence. Cette possibilité est représentée schématiquement sur la fig. 1 par un sélecteur de vitesse propre 32. Le signal de vitesse propre de référence réel, 30 qu'il soit calculé automatiquement par le calculateur de poids 30 et le calculateur de limite de décrochage 31 ou bien introduit manuellement, est appliqué sous la forme d'un signal d'ordre au système de commande automatique des gaz 12 qui, à son tour, maintient la vitesse propre ïéelle égale à la vitesse propre de 35 référence. Les détails de l'appareil destiné à calculer la vitesse propre de référence peuvent correspondre, comme cela a été indiqué précédemment, à ceux décrits dans le brevet français N° 69-01.060o Le calculateur d'arrondi 14 est destiné à commander la 40 trajectoire de vol de l'avion en fonction de la solution de la 70 17773 7 2043520 loi de commande précitée JB. + h + L = O qui correspond évidemment à une courbe exponentielle ou asymptotique. Comme le montre la fig. 1, les termes variables 11* et h sont obtenus à partir d'un radio-altimètre ou d'une radio-sonde 15» d'un capteur de vitesse 5 ascensionnelle ou d'embardée 16, d'un accéléromètre normal ou vertical 17 et de circuits d'élimination ët de filtrage 18. La radio-sonde 15 détecte directement l'altitude absolue de l'avion au-dessus de la piste d'atterrissage et fournit le terme correspondant au déplacement variable h. de la loi de commande précitée. "" e 10 Le terme correspondant à la vitesse de variation de l'altitude TU est obtenu à partir de deux sources, d'une partjjle circuit capteur de vitesse 16 fonctionnant en réponse à la radio-sonde 15 et fournissant les composantes basse-fréquence désirées de la vitesse en fonction de l'altitude et, d'autre part,1'accéléromètre 15 vertical 17 qui, par l'intermédiaire du circuit d'élimination et de filtrage 18, fournit les composantes haute-fréquence souhaitables de la vitesse verticale de façon que l'on obtienne un terme de vitesse radio-électrique completprésentant des composantes de fréquence correspondant aux caractéristiques de commande de l'a-20 vion. Les signaux de sortie provenant du circuit capteur de vitesse 16 et du circuit de filtrage 18 sont combinés dans un circuit de sommation 19 dont le gain est réglé en fonction d'une valeur prédéterminée de la constante J de la loi de commande de l'arrondi. Le paramètre J détermine la constante de temps ou la o 25 courbure de la trajectoire d'arrondi. Le terme Jh correspondant à la vitesse par rapport à l'altitude et le terme h correspondant au déplacement par rapport à l'altitude sont ensuite combinés dans un amplificateur de sommation 20. La constante L de la loi de commande d'arrondi précitée détermine la polarisation pour la pri-30 se de contact de l'avion avec le sol et représente réellement une surface d'une piste d'atterrissage de référence qui est inférieure à la surface de la piste d'atterrissage réelle suivant une distance finie ou précise, c'est-à-dire que la constante L détermine l'asymptote de la courbe correspondant à la loi de commande. Par 35 conséquent, ce termç&éfinit réellement une vitesse de descente précise pour l'entrée en contact des roues avec le sol. Le calculateur d'arrondi 14 fournit cette polarisation pour la prise de contact à partir d'un circuit de polarisation 21 qui sera décrit plus en détail ci-après. Le signal de sortie de ce circuit de po-40 larisation 21 subit également une sommation avec les termes h 70 17773 8 2043520 et Jh. dans l'amplificateur 20 de façon à fournir au niveau de sa sortie un signal qui est une mesure de la solution de la loi de commande de l'arrondi, c'est-à-dire un signal fini représentant une erreur correspondante dans la solution de l'équation» Le 5 signal de sortie de l'amplificateur 20 est appliqué à un amplificateur de sortie de couplage 22. Avant le début de l'arrondi, le signal de sortie de l'amplificateur 22 est maintenu à une valeur sensiblement nulle de façon que, lors de l'amorçage de l'arrondi, aucun transitoire ne soit 10 introduit dans le canal de tangage du système de pilotage automatique. Oe résultat est obtenu d'une façon classique en couplant par réaction la sortie de l'amplificateur 22 à son entrée par l'intermédiaire d'un circuit d'intégration 23. Egalement, après l'amorçage de l'arrondi, il est souhaitable, du fait de la durée 15 relativement courte de la manoeuvre d'arrondi et de l'inertie de l'avion, d'obliger le nez de l'avion à s'orienter vers le haut en utilisant un circuit à boucle ouverte. Oe résultat peut être obtenu en appliquant un signal de polarisation de redressement ou cte cabré présentant une amplitude constante et provenant d'une sour-20 ce 24 lors de l'amorçage de l'arrondi,de façon à assurer l'établissement d'un signal de position positive à la sortie de l'intégrateur 23o L'erreur par rapport à la loi de commande provenant de l'amplificateur 20 est également appliquée à l'intégrateur 23 par l'intermédiaire d'un amplificateur 25 et d'un commuta-25 teur 26 de façon à obtenir une commande à intégration classique. Ce montage assure une manoeuvre de redressement positif qui aide làvion dans la suite de la trajectoire de vol correspondant à la loi de commande de l'arrondi. Du point de vue du pilote humain, il est habituellement sou-30 haitable que le point d'amorçage de l'arrondi se présente toujours pour une altitude absolue sensiblement constante. Pour ce faire, le calculateur d'arrondi 14- comprend un détecteur de point d'arrondi 27 qui fonctionne directement en réponse au signal de sortie de l'altimètre 15° Ce détecteur peut être un cir-35 cuit de détection du niveau des signaux classique qui alimente un organe de sortie électrique ou mécanique 28 lorsque l'altitude radio-électrique décroît jusqu'à atteindre une valeur prédéterminée, qui peut être par exemple comprise entre 30 et ^0 pieds (9efe 15 mètres) au-dessus de la piste d'atterrissage. Cependant, il 40 est évident que le point d'amorçage de l'arrondi peut être 70 17773 9 2043520 déterminé par la solution de la loi de commande d'arrondi précitée lorsqu'elle tend vers zéro, comme le montrent les courbes visibles sur les fig. 4 à 9o le fonctionnement du détecteur d'arrondi 27 place le calculateur d'arrondi sous les ordres du sys-5 tème de pilotage automatique et de commande de tangage 10 et (ou) sous ceux du directeur de vol 11 en fermant les commutateurs 29 et 26. Les caractéristiques de la trajectoire d'arrondi souhaitable, c'est-à-dire les valeurs des paramètres de la loi de comman-10 de, sont déterminées et ajustées continuellement pendant la phase d'approche de la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé et avant le début de l'arrondi en fonction des conditions existantes déterminables telles qu'elles sont mesurées. Cependant, au début de l'arrondi, la variation de ces paramètres est inter-15 rompue et ils sont ensuite maintenus à une valeur constante correspondant à celle obtenue à ce moment. Dans les fig. 4 à 9» on a porté en ordonnée les altitudes du dessus du sol exprimées en pieds (ou en tiers de mètre) et on a porté en abscisse les distances exprimées en pieds (ou en tiers 20 de mètre) par rapport à une origine 0 correspondant à l'emplacement de l'antenne fournissant la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé, le faisceau étant représenté en traits interrompus longs et l'abscisse correspondant évidemment à la piste d'atterrissage» 25 La fig. 4 représente des trajectoires d'arrondi typiques correspondant à deux vitesses propres différentes et la dispersion des points de contact résultantde ces dernières en l'absence de l'invention, alors que les figo 5 et 6 représentent les trajectoires d'arrondi typiques que l'on obtient respectivement 30 en fonction des modifications de l'angle du faisceau fournissant la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé et en fonction des modifications du vent. Ces trajectoires sont le résultat des vitesses directe ou d'avance et verticale et de la contrainte exercée sur l'avion du fait de la poursuite ou du rapprochement 35 de la pente de la trajectoire d'atterrisâge radio-guidé par rapport au sol imposé par le système de pilotage automatique, ces termes étant également les composantes de la vitesse propre indiquée à long terme et de l'angle de la trajectoire de vol de l'avion. Cependant, selon les modes de réalisation précités de l'in-40 vention, la vitesse propre indiquée peut être utilisée pour 10 70 17773 2043520 compenser la dispersion des points de contact résultant des variations de la vitesse propre tandis que l'angle de la trajectoire de vol peut être utilisé pour compenser les effets des variations de l'angle du faisceau indiquant la pente de la trajectoire 5 radio-guidé et la. modification correspondante de la vitesse verticale. De plus, si la mesure de l'angle de la trajectoire de vol est obtenue à partir des données d'informations sur l'air, c'est-à-dire sur l'angle de la trajectoire de vol par rapport à la masse d'air de sustentation, la dispersion résultant des va-10 riations du vent est également sensiblement réduite, à nouveau à cause des contraintes imposées par la poursuite ou le rapprochement de la ï>ente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé provoqué par le système de pilotage automatique. Les fig. 7» 8 et 9 représentent des trajectoires d'arrondi 15 pour lesquelles on fait varier les paraètres de la loi de commande de l'arrondi avant le début de l'arrondi en fonction de la vitesse propre de référence et de l'angle de la trajectoire de vol. La fig. 7 montre que la dispersion longitudinale des points de contact provoquée par les variations de la vitesse propre de ré-20 férence est réduite si la polarisation pour le contact (L ) est modifiée en fonction de la vitesse propre de référence. La dispersion en fonction des variations de la vitesse propre de référence est réduite à une valeur nulle pour un angle nominal du faisceau de 2,75 degrés et à une valeur minimale pour les autres 25 angles du faisceau. Cependant, la dispersion pour une vitesse propre de référence donnée résultant des variations de l'angle du faisceau fournissant la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé et provenant des conditions de vent ressemble encore beaucoup à celle visible sur les fig. 5 et 6. 30 Si l'on se réfère à nouveau à la fig. 1, celle-ci représen te l'appareil permettant d'obtenir les résultats mentionnés ci-avant. Le paramètre L de polarisation pour le contact représente l'asymptote de la courbe correspondant à la loi de commande et peut avoir une valeur nominale d'environ 12,5 pieds (3»8 mètres) 35 au-dessous de la piste d'atterrissage réelle, ce paramètre correspondant à une vitesse de polarisation pour le contact de 2,5 pieds/seconde (0,75 m/s) pour une constante de temps d'arrondi nominale ayant pour valeur J = 5» Cette polarisation est obtenue à partir d'une source 36 dont la tension est appliquée à un dis-40 positif à gain variable, tel qu'un circuit de multiplication 37, 70 17773 n 2043520 dont le signal de sortie est appliqué à l'amplificateur de sommation 20. Le circuit de multiplication 37 sert à modifier la valeur du signal de polarisation appliqué à l'amplificateur 20 et, dans le mode de réalisation de l'invention décrit ici, cette 5 polarisation est modifiée en fonction de la vitesse propre de référence V-ggj, de l'avion qui est appliquée au circuit de multiplication 37 par l'intermédiaire d'un circuit d'échantillonnage et de maintien 37*» d'un conducteur 38 et d'un commutateur 35» à partir du calculateur de vitesse propre de référence 33» H 10 est à noter que le commutateur 35 est "basculé de sa position fermée jusqu'à sa position ouverte au moment de l'amorçage de l'arrondi par l'intermédiaire de l'organe de connexion 28 prévu à la sortie du détecteur des points d'arrondi 27. Le circuit de polarisation et de multiplication 37 ainsi que le circuit 15 d'échantillonnage et de maintien 37* sont montés de façon que l'ouverture du commutateur 35 n'affeete pas la valeur du signal de polarisation obtenu. La fig. 2 représente schématiquement un mode de réalisation du circuit d'échantillonnage et de maintien 37* qui peut 20 être utilisé. En bref, ce circuit comprend un amplificateur opérationnel 40 dont l'entrée est montée de façon à recevoir la tension de commande de polarisation appliquée sur le conduc teur 38» par l'intermédiaire du commutateur 35 et d'une résistance R^. La sortie de l'amplificateur 40 est connectée par ré-25 action à son entrée par l'intermédiaire d'un commutateur supplémentaire 35'» d'une résistance Eg et d'un condensateur C connecté en parallèle avec cette dernière. Si la valeur de la résistance R^ est égale à celle de la résistance R^ , le signal de sortie apparaissant sur une ligne 38' de l'amplificateur 40 suit sen-30 siblement son signal d'entrée lorsque les commutateurs 35 et 35® sont fermés et que, par conséquent, le condensateur C se charge. Lors de l'ouverture des commutateurs 35 et 35* provoquée par l'organe de sortie 28 du détecteur du point d'arrondi, la charge emmagasinée dans le condensateur 0 alimente l'entrée de l'am-35 glificateur et, par conséquent, tend à maintenir la sortie 38* sans modification. La valeur du condensateur C peut être choisie de façon qu'aucun affaiblissement important n'apparaisse pendant la période de temps normalement courte existant entre le début de l'arrondi et l'entrée en contact réelle des roues avec le sol. 40 Par conséquent, en ajustant la polarisation L du contact en 70 17773 12 2043520 fonction de la vitesse propre de référence la dispersion des points de contact provoquée par les variations de la vitesse de l'avion (pour différentes conditions de poids de ce dernier) est réduite d'une façon importante par rapport à ce qu'elle serait 5 autrement. Oe phénomène apparaît à l'évidence d'après l'étude de la fig. 7. La fig. 8 montre que la dispersion provoquée par les variations de la vitesse propre de référence et les variations de l'angle de la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guïé peut 10 être ramenée à une valeur nulle si la constante de temps de l'arrondi J et la polarisation L du contact varient en fonction de l'angle de la trajectoire de vol et si la polarisation L du contact varie également en fonction de la vitesse propre de référence 7REF* La fig. 9 montre d'une façon similaire que la dispersion 15 résultant des variations de vent peut être réduite si la compensation de l'angle de la trajectoire de vol est obtenue par rajparfe à la masse d'air portante. On peut obtenir les résultats précédents grâce à un appareil représenté schématiquement sur la fig. 3 et dans lequel les 20 parties similaires à celles visibles sur la fig. 1 on été affectés des mêmes références numériques. Gomme le montre la fig» 3, le terme r correspondant à l'angle de la trajectoire de vol est obtenu à partir d'un calculateur d'angle de trajectoire de vol 41' qui résoud l'équation indiquée ci-avant "V = sin h mais, dans • « » 25 cette expression, le terme h est obtenu à partir de la suppres- o sion par complémentation du terme h de longue durée à partir d'un calculateur de données sur l'air 41 et les composantes à haute fréquence du terme h sont obtenues à partir de l'accéléromètre 17 fournissant des valeurs verticales et en utilisant la même 30 technique générale que celle utilisée pour la fig. 1. Egalement, il est évident que le terme V de l'équation ne correspond pas à la vitesse propre instantanée mais à la vitesse propre de référence obtenue à partir du calculateur de vitesse propre de référence 33. Un exemple d'un calculateur d'angle de trajectoire de 35 vol applicable ici est décrit schématiquement dans le brevet français précité n° 69-01.060. Le signal de sortie du calculateur d'angle de trajectoire de vol 41" est appliqué, par l'intermédiaire d'un commutateur 42 et d'un circuit d'échantillonnage et de maintien 43, à un dispo-40 sitif à gain variable tel qu'un circuit de multiplication 44 70 17773 2043520 qui est connecté à l'amplificateur de sommation 20 au niveau e • de son entrée correspondant au terme h.. Le signal h. complémenté est obtenu à partir d'un amplificateur 45 et le gain de ce signal varie en fonction du terme T grâce au circuit de multipli-5 cation 44. Le circuit d'échantillonnage et de maintien 4$ peut être le même que celui visible sur la fig. 2„ Le signal de sortie provenant du calculateur de trajectoire de vol 41' subit également une sommation avec la vitesse propre de référence Vp-p-p, de façon à modifier la polarisation pour le contact en fonction 10 à la fois du terme "]T et du terme Ainsi, il est évident qu'à la fois le terme L de polarisation pour le contact et la constante de temps J de l'arrondi faisant partia de la loi de commande de l'arrondi sont modifiés et varient en fonction de la vitesse propre de référence et de l'angle de la trajectoire de vol, et 15 que cette variation des paramètres de la loi de commande-est obtenue pendant le mode correspondant à la pente de la trajectoire d'atterrissage radio-guidé et avant le point d'amorçage de l'arrondi fixé et prédéterminé. En ajustant la polarisation L du contact des roues avec le 20 sol en fonction de la vitesse propre de référence et de l'angle de la trajectoire de vol, et en ajustant en même temps la constante de temps J en fonction de l'angle de la trajectoire de vol par rapport à la masse d'air, la dispersion des points de contact due aux variations de l'angle du faisceau fournissant la pente 25 de la trajàctoire d'atterrissage radio-gùidé et des modifications dans les vents debout (et les vents latéraux) est réduite d'une façon importante même si le point d1amorçage de l'arrondi correspond à -une altitude fixe comme cela est souvent désiré» A nouveau ces résultats deviennent évidents à l'étude des fig. 7» 8 et 9 50 qui montrent une réduction de la dispersion des points d'amorçage de l'arrondi par comparaison avec les points d'amorçage de l'arrondi visibles sur les fig. 5 et 6. Des modifications peuvent être apportées aux modes de réalisation décrits, àans le domaine des équivalences techniques, 55 sans s'écarter de l'invention. 17773 2043520 EEVENDICATIOHS 1. Système de commande d'atterrissage destiné à un engin aérien, par exemple un avion, comportant un dispositif de commande de tangage ou de piqué destiné à commander la trajectoire 5 de vol de l'avion, ce système de commande étant du type comprenant un calculateur de trajectoire d'arrondi destiné à produire un signal d'ordre de tangage ou d'inclinaison longitudinale définissant une trajectoire d'arrondi désirée, ce calculateur fonctionnant en réponse à la position verticale (h) et au mouve-10 ment vertical (h.) de l'avion par rapport au sol, et un dispositif pouvant être actionné pour le point d'amorçage de l'arrondi de façon à appliquer le signal d'ordre de tangage ou de piqué au dispositif de commande de tangage, caractérisé en ce que le calculateur de trajectoire d'arrondi fonctionne également en répon-15 se à au moins un paramètre variable (l) et en ce qu'il comprend m dispositif pouvant être actionné avant le point d'amorçage de 1'arrondi,de façon à modifier ce paramètre variable en fonction de la variation d*une condition du vol. 2. Système de commande d'atterrissage suivant la revendica-20 tion 1, caractérisé en ce que le paramètre variable (L) définit une vitesse de descente finie ou précise pour la prise de contact des roues avec le sol, le dispositif destiné à faire varier ce paramètre fonctionnant en réponse à la variation de la vitesse propre de référence calculée à partir des données du vol de façon 25 à fournir une vitesse propre désirée pour l'approche d'atterrissage. 3» Système de commande d'atterrissage suivant la revendication 2, caractérisé en ce que le calculateur de trajectoire d'arrondi est destiné à calculer le signal«d'ordre de tangage à partir * 30 de la relation Jh + h. + f(7^^) = O, expression dans laquelle J est la constante de temps de l'arrondi, h l'altitude et f(Vp^) la vitesse de descente variant comme la vitesse propre de référence . 4. Système de commande d'atterrissage suivant la revendica-35 tion 2, caractérisé en ce que le calculateur de trajectoire d'arrondi fonctionne en réponse à un autre paramètre variable (J) comprenant une constante de temps d'arrondi qui varie avec l'angle de la trajectoire de vol de l'avion. 5. Système de commande d'atterrissage suivant l'une quelcon-40 que des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'on prévclt 70 17773 2043520 d'associer à un dispositif de commande des gaz automatique destiné à commander la vitesse de l'avion, tm calculateur de vitesse propre comportant un dispositif destiné à fournir un signal d'ordre de commande des gaz proportionnel à la différence exis-5 tant entre une mesure de la vitesse propre réelle (Y) et une mesure de la vitesse propre de référence , et un dispositif destiné à appliquer cé signal au dispositif de commande des gaz de façon à maintenir la vitesse propre de l'avion à la valeur de la vitesse propre de référence. 10 6. Système de commande d'atterrissage suivant l'une quel conque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif destiné à maintenir la valeur du ou des paramètres variables à la valeur correspondant au point d'arrondi.