La présente invention concerne un procédé et un système perfectionné de contrôle de l'approche décélérée d'un aérodyne, notamment en tue de diminuer sa consommation énergétique et de réduire le bruit, principalement dans la phase finale de l'approche. Pour obtenir ces résultats, on peut utiliser une procédure consistant à approcher le glide (radio-alignement de guidage en pente de l'avion) à grande vitesse, à entamer la descente suivant la pente glide, également à grande vitesse, puis à amorcer une phase décélérée en réglant la motorisation au ralenti-vol ou au voisinage, de manière à atteindre une vitesse prédéterminée Vsel f 10 noeuds, au passage d'une altitude hF, et à passer ensuite progressivement de la vitesse Vsel + 10 noeuds à la vitesse Vsel, altitude hf étant suffisamment grande pour que, à plus basse altitude, il soit possible d'entreprendre une remise de gaz sispourure raison quelconque, l'approche devait être interrompue. Bien entendu, au cours de cette procédure d'approche, le pilote-doit, d'une part sortir le train d'atterrissage et disposer progressivement les hypersustentateurs (volets) en configuration d'atterrissage, ces manoeuvres étant effectuées de manière à éviter le plus possible d'avoir à relancer la motorisation pour compenser le freinage aérodynamique résultant de ces opérations. I1 est clair que ces diverses opérations sont liées entre elles et, qu'en conséquence, le problème essentiel que doit résoudre un système de contrôle de l'approche décélérée d'un aérodyne consiste en fait en l'optimalisation de l'ordonnancement des diverses opérations a exécuter au cours de l'approche et en la détermination la plus précise possible des instants où l'on doit exécuter ces opérations. Il convient de noter qu'en outre, il demeure un problème de pilotage pur,qui doit être réglé par un système particulier dtas- servissement de la manette des gaz, et qui permet de maintenir l'aérodyne dans les différentes configurations recherchées. Pour parvenir aux résultats précédemment mentionnes, l'invention propose, dans un premier temps, un procédé de pilotage consistant essentiellement à déterminer, à partir du moment où l'aé- rodyne atteint l'axe glide, un parcours adéquat, en deux tronçons, dans le plan des variables vitesse et altitude pour atteindre un point situé à une altitude hp, par exemple de 400 pieds, à une vitesse donnée, par exemple Vsel + K (K étant en général égal à 10 noeuds), à savoir:: - un premier tronçon au départ duquel (point A, figure 1) l'aérodyne qui approchait antérieurement le long du glide, passe de la configuration train rentré, et volets à deux crans de la position finale d'atterrissage, à la configuration train sorti, volets à un cran de la position finale d'atterrissages et les manettes de gaz au ralenti - vol,la vitesse de l'avion, pendant ce premier tronçon, devant être réduite dcau moins une vitesse prédéterminée # V1, par exemple de 20 noeuds. - un deuxième tronçon, au départ duquel (point B, figure 1) le pilote sort les volets au dernier cran, c'est-à-dire en configuration finale d'atterrissage. I1 convient donc, pour déterminer le parcours en deux tron çons précédemment mentionné, d'effectuer une estimation des instants ou, d'une façon équivalente, des altitudes hA et hB , à partir desquelles on doit effectuer les manoeuvres nécessaires pour entamer respectivement le premier tronçon et le second tronçon, étant entendu que la manoeuvre au départ du premier tronçon doit être exécutée entre la valeur déterminée hA et une valeur hA - # hA , (# hA pouvant être égal à 200 pieds) et que la manoeuvre au départ du second tronçon doit être entamée à une hauteur hB > #hB (exemple #hB = 600 pieds). Pour effectuer la détermination des altitudes hA et h B on utilise successivement: - une première relation ayant trait au fait qu'entre les points A et B, l'aérodyne doit perdre-une vitesse déterminée #V1, par exemple 20 noeuds. - une deuxième relation, obtenue à partir de résultats expérimentaux, et exprimant la constance des pentes (en g-)Pl et P2 de l'avion sur les deux portions de la trajectoire (AB, BC), à savoir P2= k P1 (1), la valeur k étant déterminée expérimentalement, et -une troisième relation expérimentale dans laquelle la pente P1 est fonction de la dérivée de l'altitude h par rapport au temps, cette pente P1 tenant compte des caractéristiques momentanées de l'avion. cette relation pouvant par exemple s'exprimer h' P1 = b + c (2) 1+2S @ @@@@@ @@ b et c étant des constantes > o et l'expression 1 + 2S transmittance d'un élément de filtrage, s étant l'opérateur de Laplace. Du fait qu'entre les points A et B, l'écart de vitesse désiré est de 20 noeuds, on peut écrire, pour la portion AB, la relation 20 hA - hB = P1 (3) D'une façon analogue, pour la portion BC hB - 400 = 1/p2 [#V0 - 20] (4) avec AVo = VA - (Vsel + 10) Des relations (3) et (4), on peut déduire l'expression de hA 20 (#V0 - 20) hA = 400 + P1 + P2 (5) puis, en substituant dans l'expression(S) les valeurs de P1 et P2 fournies par les relations (1) et (2), on déduit les expressions suivantes 20 k + #V0 - 20 [ 20 (k-1)+#Vo hA = 400 + = 400 + kp1 kp1 20 (k-1) + V - (@@@@ + 10) hA= = 400 + 20 (k-1) + V - (Vsel + 10 (6) kp1 hB= 400 + [v - Vsel - 30] (7) Dans ces expressions,qui fournissent les valeurs générales de hA et hB à partir de la valeur V, on introduit un facteur 1/1 + 2s qui correspond à la transmittance d'un élément de filtrage, s étant l'opérateur de Laplace, ces expressions devenant alors : k-1 [v - (Vsel + 10)] h' hA = 400 + #20 +1/k# / #b x + c# k 1 + 2s (1+2s) v - (Vsel + 10) h' hB = 400 + 1/k #-20#/#b x +c# (9) 1 + 2s 1 + 2s v- (Vsel +10) En posant #vF = , les expressions (8)et(9) (1 + 2s) deviennent respectivement : k-1 h' hA = 400 + #20 + 1/k #vF# / #b. + c# (10) hB = 400 + 1/k ( #vF - 20) / #b. + c# (11) 1+2s L'invention ne se limite pas à la simple détermination des points hA et hB selon les calculs précédents; elle propose,en outre, un système de pilotage automatique pour la mise en oeuvre du procédé précédemment décrit. il est à noter à ce sujet que ce système de pilotage automatique concerne essentiellement l'action sur la motorisation de l'aérodyne, notamment pour contrôler la décélération le long des deux tronçons. Un tel système sera décrit plus en détail, avec référence aux dessins annexés, donnés à titre d'exemple non limitatif, et dans lesquels: La figure 1 est un diagramme théorique représentant la vitesse aérodynamique en fonction de l'altitude de l'aérodyne; La figure 2 est un diagramme permettant de mettre en évi dence le fait que la pente P1 est, par exemple, fonction linéaire de la dérivée par rapport au temps de l'altitude h de l'avion; La figure 3 est un diagramme vitesse fonction de l'altitude sur lequel sont représentées les limites au-delà desquelles la manoeuvre d'approche décélérée doit être modifiée par action sur les gaz. Avec référence à la figure 1, le pilotage de l'avion, conformément au procédé selon l'invention, comprend trois phases essentielles, à savoir, une phase préparatoire, qui suit la capture du glide, une première phase de décélération dont le point de départ peut, par exemple, être indiqué par l'allumage d'une flèche sur le poste de commande, qui indique que l'avion passe à l'altitude hA précédemment définie et demande au pilote de prendre les actions sortie du train et un cran supplémentaire de volets, la flèche s'éteignant lorsque ces actions sont faites, et une deuxième phase de décélération dont le point de départ peut être indiqué par un nouvel allumage de la flèche et qui indique que l'instant de sortie du dernier cran de volets est venu pour atteindre le but, ctest-à-dire, le point situé Vsel + 10 et à l'altitude 400 pieds. D'une manière générale, au cours de la phase préparatoire, l'avion se trouve dans la configuration volets à deux crans de la configuration finale d'atterrissages train rentré, de manière à maintenir une vitesse affichée. On procède alors aux calculs suivants, en ayant au prélable affiché la vitesse Vsel; dans cette configuration, on mesure l'écart de vitesse: v - (Vsel + 10) 1 + 2 s V étant la vitesse instantanée de l'avion et on mesure l'altitude de l'avion par: hADC 1 + 2s hADC étant l'altitude instantanée de l'avion par rapport au sol, h'ADC et la vitesse verticale de l'avion par h'F = 1 + 2s htADC étant la vitesse verticale instantanée de l'avion. A partir de ces deux valeurs, la valeur de hA, est fournie par la formule 11 précédemment mentionnée, à savoir hA = 400+#20##### + 1/k x #vF# / (b.h'F + C) - une fois l'altitude h déterminée, on compare l'altitude instantanée avec l'altitude hA et le premier allumage de la flèche intervient lorsque hF devient égal,puis se maintient inférieur ou égal à hA pendant une période prédéterminée par exemple 2s. A partir du moment ou la flèche s'allume, l'avion entame la première phase de décélération, le pilote étant chargé de sortir les volets deux cran supplémentaire et le train, tandis quiuneautomanette réduit les gaz sur le ralenti-vol. En outre, à l'instant d'extinction de la flèche, on fige et on garde en mémoire les valeurs des variables #vF, hF ; ces valeurs seront respectivement dénommées par la suite #vME pour ce qui concerne la valeur #vF mise en mémoire à instant de la première extinction et hME pour ce qui concerne la valeur hF mise en mémoire à ce même instant. On calcule ensuite à chaque instant les valeurs #vME - #vF p - h -h ME #Vvis = #vF - (hF - 400) x P1 - 10 #V vis correspondant, sur la figure 1 à la distance C'I, l'écart C C' étant égal à 10 noeuds) #TCOR = T + 3,0 x h' x AVvis 1+5s 1+ 5s hF-400 étant la pente totale de l'avion #Vcx = #vF - 1,75 x p1 x (hF - 400) Lorsqu'on obtient la condition ( #vME - #vF ) # 20 noeuds et que cette condition se maintient pendant 2 secondes a) on fige et on met en mémoire les valeurs des variables P1, #V vis, #TCOR, #1 étant la valeur P1 figée mise en mémoire, #is étant la valeur #Vvis mise en mémoire, YTCOR étant la valeur #TCOR mise en mémoire b) Dans le cas où #v visX o, 0, on maintient la motorisation au ralenti-vol. c) Par contre,si #V vis > 0, on fait une correction de gaz qui permet de ramener #T à la valeur #TCOR. d) On calcule à chaque instant la valeur #Vcx = #vF - 1,75 #1 x (hF - 400) e) lorsque #Vcx devient positif, un système approprié provoque un second allumage de la flèche qui commande un éventuel retour au ralenti-vol et-qui indique au pilote qu'il doit sortir le dernier cran de volets pour se retrouver en configuration finale d'atterrissage. il est à noter que l'action sur la commande des gaz peut être effectuée par une automanette comprenant un servomoteur et un asservissement qui : - dans le cas ou l'on désire le ralenti-vol, envoie au servomoteur une commande "à réduire" jusqu'à atteindre une butée correspondant à la position "ralenti-vol" - dans le cas ou #Vvis tO permet de ramener la pente totale XT de l'avion à la valeur mesurée XTCOR. Comme précédemment mentionné, le diagramme représenté figure 3 met en relief les limites an-delà desquelles la manoeuvre d'approche décélérée doit être modifiée par action sur les gaz. Ainsi, si l'aviron passe à une vitesse inférieure à la vitesse Vsel + 10 noeuds, avant d'avoir atteint une altitude de 300 pieds, une relance de la motorisation doit être exécutée ; de môme, Si l'avion a une vitesse égale ou supérieure à Vsel + 10 noeuds à l'altitude de 300 pieds1 la motorisation doit être ramenée au ralenti-vol. REVENDICATIONS 1.- Procédé de contrôle de l'approche décélérée d'un aérodyne sur le radio-alignement généralement appelé "glide", notamment en vue de diminuer sa consommation énergétique et de réduire le bruit, principalement dans la phase finale de l'approche, et ce, en approchant le glide à grande vitesse, en entamant la descente suivant la pente du glide, également à grande vitesse, puis en amorçant une phase décélérée de manière à atteindre une vitesse prédéterminée Vsel + k, k étant en général égal à 10 noeuds, au passage d'une altitude hF déterminée, et à passer ensuite progressivement de la vitesse Vsel + k à la vitesse Vsel, caractérisé en te qu'il consiste essentiellement à déterminer, à partir du moment où l'aérodyne atteint l'axe du glide, un parcours adéquat, en deux tronçons, dans le plan des variables vitesse et altitude, pour atteindre le point situé à l'altitude hF, à la vitesse donnée Vsel + k, à savoir - un premier tronçon, au départ duquel l'aérodyne qui approchait antérieurement le long du glide, passe de la configuration train rentré et volets à deux crans de la position finale d'atterrissage, à la configuration train sorti, volets à un cran de la position finale d'atterrissage, et les manettes de gaz au ralenti-vol, la vitesse de l'aérodyne, pendant ce premier tron çon, devant être réduite d'au moins une vitesse prédéterminée A V1, et - un deuxième tronçon, au départ duquel le pilote sort les volets au dernier cran, c'est-à-dire en configuration finale d'atterrissage, avec éventuellement une correction par action sur la manette des gaz, la pente /dV le long de ces deux tron çons devant satisfaire à la relation P2 = k P1 et P2 étant les pentes respectives sur chacun des deux tron çons et k étant une valeur déterminée expérimentalement. 2.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les altitudes hA et h3 sont obtenues à partir des relations suivantes ou de relations approchées ou dérivant de celles-ci ail @A - @B - P1 h3 - hr = P2 [Vo - #V1] avec AVo = VA - (Vsel + k) 3.- Procédé selon l'une des revendications précédentes, Ca- ractérisé en ce que les altitudes hA et h B sont fournies par les expressions suivantes:: k-1 h' hA = 400 + #20 + 1/k #VF# / #b# + c# k 1+2s h' hB = 400 + 1/k (#VF - 20) / (b# + c) 1+2s 4.- Procédé de pilotage selon l'une des revendications pré- cédentes, caractérisé en ce que: - dans une phase préparatoire qui suit la captude du glide, phase au début de laquelle- l'avion se trouve dans la configuration - volets à deux crans de la configuration finale d'atterris- sage, et trains rentrés, de manière à maintenir une vitesse affichée, on procède au calcul de:: #V - (Vsel + 10) 1 + 2s hi ADC = Vitesse Verticale @@@ instantanée h'ADC h'F = 1 + 2s 1 + 2s hA = 400 + | 20 ##### + 1/K x #VF | / (b x h'F + c) - une fois l'altitude hA déterminée, on compare l'altitude instantanée avec l'altitude hA et lorsque hF devient égal puis se maintient inférieur ou égal à hA, l'avion entame la première phase de décélération, le pilote étant chargé de sortir les volets d'un cran supplémentaire ainsi que le train d'atterrissage, tandis que la motorisation est mise au ralenti-vol, - une fois que ces manoeuvres ont étéexécutées, on fige ot on garde en mémoire les valeurs # #vF * hF , ces valeurs une fois mémorisées étant respectivement dénommées VME et hME et on calcule ensuite # VME - #VF # VME - #VF P1 = hME - hF # Vvis = #vF - (hF - 400) x P1 - 10 # T h' # Vvis # TCOR = + 3,0 x x 1+5s 1+5s (hF-400) - lorsqu'on obtient la condition (#vME-#vF) # 20 noeuds et que cette condition se maintient pendant deux secondes a) on fige et on met en mémoire les valeurs des variables P1 ,4 Vvis, & TCOR, b) dans le cas où tVvis ( o, on maintient la motorisation au ralenti-vol c) par contre si d Vvis > o, on fait une correction de gaz pour ramener la pente totale # T à la valeur # TCOR d) on calcule à chaque instant la valeur ss vcx = # VF - 1,75 P1 x (hF - 400) e) lorsque #vcx devient positif, un système approprié émet un signal qui indique au pilote qu'il doit sortir le dernier cran de volets pour se retrouver en configuration finale d'atterrissage. 5.- Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'action sur la commande des gaz est effectuée par une automanette comprenant un servomoteur et un asservissement qui: - dans le cas où lton désire le ralenti-vol, envoie au servomoteur une commande "à réduire" Jusqutà atteindre une butée correspondant à la position "ralenti-vol" - dans le cas ou # Vvis > > o, permet d'asservir la pente totale # T, à la valeur mesurée # TCOR.