La présente invention concerne le domaine du guidage du pilotage d’un aéronef pour la manœuvre d’alignement du cap de l’aéronef avec l’axe de la piste d’atterrissage lors de la phase finale d’atterrissage. La difficulté de réalisation de la manœuvre augmente avec l’intensité du vent de travers, qui peut alors donner lieu à une sortie de piste ou un endommagement du train d’atterrissage.

Lors de la phase d’atterrissage d’un aéronef avec du vent de travers, l’axe longitudinal de l’aéronef (appelé ici aussi cap de l’avion) est orienté vers l’origine du vent alors que la trajectoire de l’avion (appelée ici aussi route) est celle de l’axe de la piste d’atterrissage. L’angle ainsi formé entre le cap et la route, appelée dérive, est proportionnel à l’intensité du vent de travers. Quelques secondes avant de poser l’aéronef, le pilote doit aligner partiellement le cap de l’aéronef afin de réduire les efforts sur le train d’atterrissage lors du contact avec le sol et afin d’éviter que l’avion ait ensuite une tendance à s’écarter de l’axe la piste. Il doit faire cette manœuvre tout en effectuant un arrondi de la trajectoire verticale (afin de diminuer la vitesse verticale à l’impact) et en maintenant la trajectoire de l’avion suivant l’axe de piste.

Cette manœuvre complexe doit se faire en un temps réduit et idéalement en un unique mouvement sur les organes de commande. Cela laisse peu de temps au pilote pour faire des corrections éventuelles en cas de mauvaise réalisation ou de rafale de vent.

Par ailleurs, pendant cette phase, le pilote doit avoir le regard dirigé vers l’extérieur du poste de pilotage afin d’acquérir visuellement les repères de la piste d’atterrissage lui permettant de se poser en sécurité. L’utilisation d’affichage des informations de pilotages dans le champ de vision du pilote est alors une aide notable. Pour pallier l’inconvénient des affichages fixes dans l’axe de l’aéronef, type « Head Up Display (HUD) », il est possible aujourd’hui d’utiliser des affichages portés par la tête du pilote « Head Worn Display (HWD) ». En effet, en cas de vent de travers de forte intensité, la dérive peut être plus grande que le champ de vision de cet affichage, ainsi le pilote peut ne pas voir la piste au travers de cet affichage. L’affichage tête portée permet alors au pilote de tourner la tête vers la piste tout en conservant les informations de pilotage. Cependant, en présence de vent de travers avec ce type d’affichage tête portée, le pilote peut alors minimiser sa perception de l’écart entre le cap et l’axe de piste et ne plus avoir conscience de la nécessité de la manœuvre d’alignement. En effet, il va naturellement tourner la tête vers là où il veut aller, i.e. la piste d’atterrissage, et non dans l’axe de l’avion.

Aujourd’hui il n’existe pas dans le poste de pilotage d’affichage d’un indicateur dédié pour aider le pilote dans cette manœuvre d’alignement. En cas de vent de travers, une mauvaise réalisation de la manœuvre peut conduire à des sorties de pistes ou des dommages au train d’atterrissage. La bonne réalisation de la manœuvre repose soit sur le savoir-faire du pilote, soit sur un automatisme qui réalise la manœuvre à sa place.

La plupart des afficheurs tête haute peuvent proposer aujourd’hui l’information de cap, de route et de l’axe de piste.

Par exemple, le brevet US 10 460 613 propose un affichage de trois symboles : le premier est une indication d’alignement avec l’axe de piste, le second est une indication du cap de l’avion et le troisième une indication de la route de l’avion avec une indication de tendance d’évolution de cette même route. Ces symboles peuvent être aussi utilisés pendant la phase d’interception de l’axe de piste.

Il reste toutefois nécessaire d’aider le pilote dans la réalisation de la manœuvre.

De plus, ces solutions ne permettent pas de résoudre la minimisation de la perception par le pilote de l’écart entre le cap et l’axe de piste avec un affichage tête portée et ne plus avoir conscience de la nécessité de la manœuvre d’alignement.

A cet effet, suivant un premier aspect, l’invention propose un dispositif électronique de guidage du pilote dans le pilotage d’un aéronef pour réaliser la manœuvre d’alignement de l’axe longitudinal de l’aéronef avec l’axe de la piste lors de l’atterrissage dudit aéronef en présence de vent de travers, ledit dispositif étant adapté pour déterminer à un premier instant une occurrence proche de la manœuvre d’alignement et pour déclencher, dès ladite détermination d’occurrence proche, une première commande d’affichage commandant l’apparition, sur un support d’affichage destiné au pilote et affichant l’horizon gradué selon une échelle de cap, d’au moins un premier symbole en une position déterminée sur le support d’affichage relativement à la graduation de la ligne d’horizon ; ledit dispositif étant adapté pour actualiser la position courante du premier symbole sur l’horizon en fonction de la valeur actualisée du cap de l’avion ; ledit dispositif étant adapté pour déterminer à un deuxième instant strictement postérieur audit premier instant, que la manœuvre d’alignement doit maintenant débuter et pour déclencher alors une deuxième commande d’affichage commandant un déplacement d’un deuxième symbole sur le support d’affichage, depuis la position du premier symbole, le sens dudit déplacement par rapport à l’horizon étant déterminé en fonction du sens du vent de travers par rapport à la piste et la valeur du déplacement étant déterminée en fonction de l’écart entre le dérapage dynamique courant de l’aéronef et une valeur courante de consigne de dérapage dynamique calculée pour l’aéronef, ledit dérapage dynamique courant correspondant à l’angle entre la vitesse air courante de l’aéronef et le cap courant dudit aéronef.

L’invention permet ainsi d’indiquer le moment opportun, et la manière, de réaliser la manœuvre d’alignement.

Dans des modes de réalisation, un dispositif de guidage suivant l’invention comporte en outre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : le premier symbole est un symbole de rappel de cap de l’aéronef et le dispositif est adapté pour déterminer la position du symbole de rappel de cap relativement au repère de l’axe de piste le long dudit sur ledit horizon en fonction de l’angle entre le cap de l’avion et l’axe de piste ; ou le premier symbole est un symbole de rappel de dérapage dynamique, et le dispositif est adapté pour déterminer la position du symbole de rappel de dérapage dynamique relativement au repère de vitesse sol de l’aéronef le long dudit sur ledit horizon en fonction dudit dérapage dynamique, un dérapage dynamique nul donnant lieu à une même position, sur l’horizon, dudit premier symbole et du repère de vitesse sol ; le dispositif électronique de guidage est adapté pour commander l’affichage sur le support d’affichage du premier symbole à une distance donnée relativement audit repère ; le dispositif de guidage étant adapté pour déterminer ladite distance en fonction de la multiplication d’un facteur d’échelle strictement inférieur à 1 et d’un écart d’angle rapporté à l’échelle de cap dudit horizon sur le support d’affichage, ledit écart d’angle étant l’angle entre le cap de l’avion et l’axe de piste quand le premier symbole est un symbole de rappel de cap de l’aéronef, respectivement étant l’angle de dérapage dynamique quand le premier symbole est un symbole de de rappel de dérapage dynamique ;

- le dispositif de guidage est adapté pour déclencher, audit deuxième instant, une commande de modification d’aspect commandant une modification d’aspect du premier symbole affiché sur ledit support d’affichage.

Suivant un deuxième aspect, la présente invention propose un procédé de guidage du pilote dans le pilotage d’un aéronef pour réaliser la manœuvre d’alignement de l’axe longitudinal de l’aéronef avec l’axe de la piste lors de l’atterrissage dudit aéronef en présence de vent de travers, à l’aide d’un dispositif électronique de guidage mettant en œuvre les étapes suivantes : déterminer à un premier instant une occurrence proche de la manœuvre d’alignement et déclencher, dès ladite détermination d’occurrence proche, une première commande d’affichage commandant l’apparition, sur un support d’affichage destiné au pilote et affichant l’horizon gradué selon une échelle de cap, d’au moins un premier symbole en une position déterminée sur le support d’affichage relativement à la ligne d’horizon ; actualiser la position courante du premier symbole sur l’horizon en fonction de la valeur actualisée du cap de l’avion ;

- déterminer à un deuxième instant strictement postérieur audit premier instant, que la manœuvre d’alignement doit maintenant débuter et déclencher alors une deuxième commande d’affichage commandant un déplacement d’un deuxième symbole sur le support d’affichage, depuis la position du premier symbole, le sens dudit déplacement par rapport à l’horizon étant déterminé en fonction du sens du vent de travers par rapport à la piste et la valeur du déplacement étant déterminée en fonction de l’écart entre le dérapage dynamique courant de l’aéronef et une valeur courante de consigne de dérapage dynamique calculée pour l’aéronef, ledit dérapage dynamique courant correspondant à l’angle entre la vitesse air courante de l’aéronef et le cap courant dudit aéronef.

Dans des modes de réalisation, un procédé de guidage suivant l’invention comporte en outre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :

- le premier symbole est un symbole de rappel de cap de l’aéronef et la position du symbole de rappel de cap est déterminée relativement au repère de l’axe de piste le long dudit horizon en fonction de l’angle entre le cap de l’avion et l’axe de piste ; ou le premier symbole est un symbole de rappel de dérapage dynamique, et le dispositif est adapté pour déterminer la position du symbole de rappel de dérapage dynamique relativement au repère de vitesse sol de l’aéronef le long dudit horizon en fonction dudit dérapage dynamique, un dérapage dynamique nul donnant lieu à une même position, sur l’horizon, dudit premier symbole et du repère de vitesse sol ;

- le procédé de guidage comprend une étape de commande, par le dispositif de guidage, de l’affichage sur le support d’affichage du premier symbole à une distance donnée relativement audit repère ; selon lequel ladite distance est déterminée par le dispositif de guidage en fonction de la multiplication d’un facteur d’échelle strictement inférieur à 1 et d’un écart d’angle rapporté à l’échelle de cap dudit horizon sur le support d’affichage, ledit écart d’angle étant l’angle entre le cap de l’avion et l’axe de piste quand le premier symbole est un symbole de rappel de cap de l’aéronef, respectivement étant l’angle de dérapage dynamique quand le premier symbole est un symbole de de rappel de dérapage dynamique ;

- le procédé de guidage comprend une étape de déclenchement, par le dispositif de guidage, audit deuxième instant, d’une commande de modification d’aspect commandant une modification d’aspect du premier symbole affiché sur ledit support d’affichage ; les étapes déclenchées audit deuxième instant invite le pilote à exécuter la manœuvre d’alignement de sorte que le premier symbole reste le plus près possible du deuxième symbole.

Suivant un troisième aspect, la présente invention propose un programme d’ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsqu’elles sont exécutées par un ordinateur, mettent en œuvre un procédé tel que défini ci-dessus.

Ces caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels :

[Fig 1] la figure 1 représente une vue d’un aéronef en approche avec vent de travers ;

[Fig 2] la figure 2 illustre la manœuvre de dérapage de l’aéronef de la figure 1 lors de la manœuvre d’alignement finale ;

[Fig 3] la figure 3 représente un contenu usuellement affiché sur un support d’affichage d’un système d’affichage pour le pilote d’un aéronef ;

[Fig 4] la figure 4 représente une vue partielle affichée sur un écran d’un système d’affichage pour le pilote d’un aéronef dans un mode de réalisation de l’invention ;

[Fig 5] la figure 5 représente une vue partielle affichée sur un écran d’un système d’affichage pour le pilote d’un aéronef dans un mode de réalisation de l’invention ;

[Fig 6] la figure 6 représente une vue partielle affichée sur un écran d’un système d’affichage pour le pilote d’un aéronef dans un mode de réalisation de l’invention ; [Fig 7] la figure 7 représente schématiquement un système d’aide au pilotage dans un mode de réalisation de l’invention ;

[Fig 8] la figure 8 est un organigramme d’étapes mises en œuvre dans un mode de réalisation de l’invention.

Un aéronef 1 , ici un avion 1, mettant en œuvre l’invention 1 est représenté en figure 1 en approche d’une piste d’atterrissage 3 comportant l’aire d’atterrissage 2 de l’aéronef 1.

Lors d’une approche avec vent de travers (en anglais « crosswind » ; c’est-à- dire un vent de direction non parallèle à la piste), représenté par les flèches 4 en figure 1, l’avion 1 , se comportant comme une girouette, va orienter son axe longitudinal vers la direction d’où vient le vent et voler avec un angle de dérive OD (en anglais « drift angle »).

Par rapport à l’air, l’avion 1 vole avec un vecteur vitesse nommé TAS (en anglais « True Air Speed »). L’air est en mouvement selon le vecteur vitesse, dit vitesse vent W. Finalement, l’avion 1 se déplace par rapport au sol avec un vecteur vitesse, dit vitesse sol (en anglais « Ground speed ») Vs.

Lorsque le vent de travers est important, le pilote de l’avion 1 doit réduire l’angle de dérive pour réduire l’effort latéral sur le train d’atterrissage et pour obtenir une trajectoire de roulage au sol selon l’axe de piste pour éviter de sortir de la piste. En effet, une fois en contact avec le sol, les pneus du train d’atterrissage vont créer des forces importantes que le train d’atterrissage va devoir supporter et qui vont modifier fortement la trajectoire de l’avion.

Avant d’atterrir, le pilote va devoir réduire l’écart entre le cap de l’avion et l’orientation de la piste, i.e. effectuer une manœuvre d’alignement entre ces deux axes, en créant du dérapage aérodynamique (en anglais « Sideslip ») - la figure 2 représente l’angle b de dérapage aérodynamique et le cap de l’avion, nommé FIDG, après ce dérapage -, mais conserver une partie (ORD) de l’angle initial OD pour compenser, pendant le roulage au sol, les efforts aérodynamiques que le vent va créer sur l’aéronef. Dans le même temps, le pilote doit maintenir le vecteur vitesse sol selon l’axe de piste. La création de dérapage aérodynamique créant une force latérale, le pilote doit compenser celle-ci en inclinant latéralement l’avion.

Le dérapage aérodynamique est effectué par le pilote par l’intermédiaire notamment de pédales déplaçant une gouverne sur l’empennage vertical et donnant lieu à dérapage aérodynamique.

Pendant cette même phase finale avant d’atterrir, le pilote doit aussi effectuer un arrondi (« Flare »). Cette manœuvre consiste à relever le nez de l’avion afin de diminuer la vitesse verticale de l’avion à l’impact. Il existe aujourd’hui des aides à la réalisation de cette manœuvre appelées « Flare Cue » ou « Flare Prompt ».

L’avion 1 comporte dans un mode de réalisation, en référence à la figure 7, un système d’aide au pilotage 52 embarqué, comportant un système d’affichage 60 et un dispositif de guidage 50.

Le système d’affichage 60 comporte un support d’affichage, typiquement un écran, et est adapté pour afficher sur ce support d’affichage, fixe par rapport à l’avion ou encore mobile en suivant les mouvements de tête du pilote, de façon connue, des informations au pilote pendant cette phase.

Le système d’affichage 60 est par exemple, dans le cas présent, un système d’affichage tête haute HUD ou portée HWD

Notamment, le système d’affichage 60 est adapté pour afficher sur le support d’affichage à destination du pilote, comme il est connu et comme représenté en figure 3 :

• la maquette avion 21 , qui est la trace de l’axe longitudinal de l’avion 1 , indiquant le cap de l’avion 1 ; la position de cette maquette par rapport à l’horizon donne les informations d’inclinaison latérale (« Roll angle ») et d’assiette longitudinale ou tangage (« Pitch angle ») ;

• l’horizon 20, ligne figurant l’horizontale locale et graduée par une échelle de cap (la graduation 04 indiquant un cap de 40 degrés par rapport au Nord, la graduation 06 indiquant un cap de 60 degrés par rapport au Nord etc) ;

• l’échelle de tangage 19 ;

• le vecteur vitesse sol 23 (FPV « Flight Path Vector » qui indique la direction dans laquelle l’avion se dirige, i.e. le vecteur Vs de la figure 1 par rapport à l’horizon 20 ;

• la pente potentielle (ou chevron d’énergie) 22 ;

• le directeur de vol 24 (FPD « Flight Path Director ») qui indique au pilote les actions à mener avec son manche sur les axes longitudinal et latéral ;

• une aide à l’arrondi 27 (« Flare Cue » ou « Flare Prompt ») ;

• une indication 25 de la référence de pente d’approche (FPARC « Flight Path Angle Reference Cue ») ;

• l’orientation 29 de l’axe de piste par rapport à l’horizon 20 ;

• les écarts latéraux 28 et verticaux 26, sur une échelle d’écart respectivement latéral et vertical, par rapport à l’axe d’approche ;

Ces informations sont fournies par un certain nombre d’équipements embarqués dans l’avion, en fonction de mesures et/ou de calculs. Selon l’invention, le système d’aide au pilotage 52 est adapté pour afficher sur le support d’affichage du système d’affichage 60 un ensemble de deux repères supplémentaires en complément de ces informations, afin de guider le pilote dans sa manœuvre d’alignement lors de la phase d’atterrissage.

Cet ensemble de deux repères comporte dans le cas présent un repère de rappel d’un paramètre et un repère d’aide à l’alignement.

Les commandes déclenchant l’affichage de ces repères et définissant leurs positions sont fournies par le dispositif de guidage 50 représenté en figure 7 dans un mode de réalisation de l’invention

Dans un mode de réalisation, le dispositif de guidage 50 comporte un processeur 53 et une mémoire 54.

La mémoire 54 comprend des instructions logicielles, qui lorsqu’elles sont exécutées sur le processeur 53, mettent en œuvre automatiquement les étapes incombant au dispositif de traitement 50 décrites en référence à la figure 8.

La figure 8 est un organigramme 100 d’étapes mises en œuvre dans un mode de réalisation de l’invention.

Dans une première étape 101 , quelques secondes (par exemple, entre 2 et 10 secondes) avant le début estimé de la manœuvre d’alignement, le dispositif de guidage 50 commande l’affichage des deux repères en un même point du support d’affichage (ils pourront être complètement superposés ou bien légèrement décalés l’un par rapport à l’autre).

La position de ce point rappelle la valeur du paramètre considéré et est fonction de l’écart angulaire entre le cap de l’avion (i.e. son axe longitudinal) et l’axe de la piste.

Cet affichage avertit le pilote, en avance de phase, de l’imminence de la manœuvre d’alignement et le prévient donc de se préparer à effectuer cette manœuvre.

Dans une deuxième étape 102 déclenchée par le dispositif de guidage 50 au moment où la manœuvre d’alignement par le pilote doit débuter, le dispositif de guidage 50 commande par exemple un changement d’aspect dans l’affichage de l’un et/ou de l’autre des deux repères (par exemple l’affichage devient clignotant ou arrête d’être clignotant et/ou passe de trait fin ou pointillé à trait gras ou plein etc.), puis le dispositif de guidage 50 commande un déplacement sur le support d’affichage du repère d’aide à l’alignement fonction de l’écart entre le dérapage dynamique réel de l’aéronef et une consigne calculée de dérapage dynamique pour l’aéronef. Cette deuxième étape permet ainsi d’alerter clairement quand la manœuvre doit débuter d’une part et d’autre part d’afficher le sens et la dynamique (la vitesse) avec laquelle la manœuvre doit être effectuée.

Le mouvement du repère d’aide à l’alignement sur le support d’affichage commandé alors par le dispositif de guidage 50 indique au pilote la dynamique à faire suivre par le repère de rappel de paramètre pour effectuer correctement la manœuvre, la position de ce repère de rappel de paramètre étant toujours fonction de l’écart angulaire entre le cap de l’avion (i.e. son axe longitudinal) et l’axe de la piste.

En effet, le but pour le pilote est, dans cette deuxième étape, de mettre en œuvre l’alignement en effectuant un dérapage aérodynamique via les pédales, tel que le repère de rappel de paramètre (qui bouge sur le support d’affichage en fonction de cette manœuvre) reste superposé au repère d’aide à l’alignement (ce dernier bougeant en fonction de l’écart, actualisé en temps réel, entre le dérapage courant de l’avion et la consigne de dérapage également actualisée en temps réel).

Dans un premier mode de réalisation, le repère de rappel de paramètre est un repère de rappel de cap de l’avion.

Dans un deuxième mode de réalisation, le repère de rappel de paramètre est un repère de rappel du dérapage de l’avion.

Ces modes de réalisation, et certaines de leurs variantes possibles, sont maintenant décrits plus en détail en référence aux figures 4, 5, 6, qui représentent le support d’affichage du système d’affichage 60 dans le courant de l’étape 102, i.e. pendant la manœuvre d’alignement. Toutefois, pour ne pas surcharger les figures, toutes les informations effectivement présentes sur le support d’affichage telles que listées ci-dessus en référence à la figure 3 ne sont pas représentées.

Par ailleurs, on notera que le sens du vent, dans les situations illustrées sur ces figures 4, 5, 6 est opposé au sens représenté en figures 1 et 2.

La figure 4 correspond à un mode de réalisation où le repère de rappel de paramètre est un repère 30 de rappel de cap de l’avion.

Le repère 30 de rappel de cap (« Heading carrot ») de l’avion 1 est affiché ici au-dessus de la ligne d’horizon 20 (il peut être affiché, suivant les modes de réalisation, au-dessus ou en dessous de la ligne d’horizon, accolé ou non à cette dernière) Il indique la valeur courante du cap de l’avion et est positionné, le long de la ligne d’horizon, en relatif depuis l’orientation de l’axe de piste 29, i.e. en fonction de l’écart angulaire entre le cap de l’avion 1 et l’axe de la piste 29 (le symbole de piste (le rectangle au-dessus de l’axe de piste) est placé à l’endroit où se situe la piste ; ainsi, si l’avion se dirige vers la piste, mais d’une direction différente de l’axe de piste alors le symbole 29 n’est pas aligné avec l’orientation de l’axe de piste sur l’échelle de cap ; le symbole de rappel de cap est placé en relatif depuis l’orientation de la piste sur l’échelle de cap de l’horizon).

Dans le mode de réalisation représenté en figure 4, le repère 30 de rappel de cap, lors des étapes 101 , 102, se trouve à la même graduation de l’échelle de cap indiquée par l’horizon 20 que la maquette avion 21 (facteur d’échelle k _a# égal à1)

Optionnellement, lors des étapes 101 , 102, la position du repère de rappel du cap peut ne pas être conforme à l’échelle de cap 20, pour rester visible sur l’affichage même en cas de fort vent de travers alors que la tête du pilote est orientée face à la piste.

Un facteur d’échelle, de valeur calculée comprise entre ]0, 1 [ s’applique alors, sur commande du dispositif de guidage 50, sur l’écart entre le cap de l’avion et l’orientation la piste et dans un tel cas, comme représenté en figure 5, le repère de rappel de cap 30’ est placé relativement à l’orientation de l’axe de piste 29 sur l’horizon à une distance A_carrot, égale au facteur d’échelle k _aft multiplié par l’écart angulaire entre le cap de l’avion 1 et l’axe de la piste 29. Ainsi, le repère de rappel de cap 30’ n’est alors plus aligné avec la maquette avion 21 .

Le repère d”aide à l’alignement dans l’étape 102 indique au pilote comment il doit déplacer le repère de rappel de cap pour réaliser correctement la manœuvre. Ce repère d’aide à l’alignement est référencé 31 en figure 4, 31’ en figure 5, est déplacé relativement au rappel de cap selon l’horizon en une position prescrite par la commande de pilotage déclenchée par le dispositif de pilotage 50 commandant ce déplacement sur l’écran du repère d’aide à l’alignement (et dans un mode de réalisation, la commande indique non seulement la position actualisée en laquelle doit être placé le repère d’aide à l’alignement, mais également la vitesse à laquelle le repère d’aide à l’alignement se déplace depuis la position du repère de rappel de paramètre vers cette position actualisée), issue du dispositif de guidage 50, et en appliquant en outre le même facteur d’échelle k _a# dans le cas où un facteur d’échelle est utilisé (le déplacement vers la position du repère d’aide à l’alignement est signalé sur la figure par le segment Aaff).

C’est le dispositif de guidage 50 qui indique dans ses commandes, aux étapes 101 et 102, si un facteur d’échelle k _a# différent de 1 doit être pris en compte dans l’affichage des deux repères selon l’invention et dans ce cas, le dispositif de guidage 50 y indique la valeur de k* _# .

Comme introduit plus haut, dans un deuxième mode de réalisation illustré en figure 6, le repère de rappel de paramètre est un repère de rappel du dérapage de l’avion correspondant à la valeur courante de l’angle b entre le cap de l’avion et le vecteur vitesse TAS (cf. figure 2).

Le dispositif de guidage 50 commande, au cours de l’étape 101, l’affichage du repère de rappel du dérapage 40 (« Sideslip ») de l’avion en-dessous du vecteur vitesse sol 23 (« FPV »). A ce moment, le dérapage est de valeur nulle.

Le repère d’aide à l’alignement, référencé 41 en figure 6, est placé relativement au repère de rappel de dérapage 40 selon une commande de pilotage de placement (Aaff) issue du dispositif de guidage 50 dépendant du temps, en appliquant en outre le même facteur d’échelle k _a# dans le cas où un facteur d’échelle est utilisé.

Comme dans le premier mode de réalisation, le repère d’aide à l’alignement 41 indique ainsi au pilote comment il doit déplacer l’autre repère, ici le repère de rappel du dérapage 40 pour réaliser correctement la manœuvre d’alignement. Dans l’exemple représenté en figure 6, le repère d’aide à l’alignement 41 part vers la gauche pour indiquer au pilote que son repère de rappel de dérapage 40 doit partir vers la gauche. Le pilote appuie alors sur la pédale du côté où se trouve le repère de rappel de dérapage par rapport au repère d’aide à d’alignement (ici la pédale de droite) pour le ramener au centre de ce dernier.

On notera que dans un autre mode de réalisation, le dispositif de guidage 50 pourrait également déplacer l’aide à l’alignement vers la droite pour indiquer au pilote d’appuyer à droite, et alors le dérapage va se décaler vers la gauche et c’est l’aide d’alignement qui va se recentrer sur le rappel de dérapage.

Le but pour le pilote dans sa manœuvre est de réaliser cette dernière de manière à garder les deux repères superposés l’un sur l’autre.

Dans un mode de réalisation, l’instant d’apparition des repères (étape 101) est déterminé par le dispositif de guidage 50 en fonction de la hauteur de l’avion 1 par rapport au sol, nommée Hauteur _Radio , mesurée par exemple par une sonde radio altimétrique, de la vitesse verticale de l’avion, nommée Vitesse _ve rticaie, et d’un seuil prédéfini, nommé Hauteur _A pparition, de la façon suivante : dès que Hauteur _Radi0 + t Vitesse _verticaie < H auteur _Apparition , déclenchement de l’étape 101 (t est une constante de valeur déterminée, de valeur comprise entre 2 et 10 secondes). Optionnellement la vitesse verticale peut être moyennée et filtrée afin de supprimer les variations dues aux turbulences aérodynamiques et aux ajustements de trajectoire par le pilote.

Alternativement, l’instant d’apparition peut être déterminé en fonction de la distance au seuil de piste, par exemple mesurée par un bloc DME ou GPS, nommé Distance _DME/GP s, de la vitesse sol de l’avion, nommée Vitesse _SOi , et d’un seuil prédéfini, nommé DistanceA _PParition , de la façon suivante : dès que Distance _DME / _GPS + t' Vitesse _S0i < Distance _Apparition , déclenchement de l’étape 101 (t' est une constante de valeur déterminée, de valeur comprise entre 2 et 10 secondes ).

Dans le mode de réalisation considéré, la distance du déplacement du repère d’aide à l’alignement 31, 31’, 41, relativement au repère de rappel de paramètre (cap ou dérapage) 30, 30’, 40 sur le support d’affichage commandé pendant l’étape 102 est déterminé par le dispositif de guidage 50 en fonction de l’écart entre le dérapage aérodynamique courant de l’avion, b, et la consigne courante de dérapage, b _a ^ _q .

Par exemple, le déplacement entre les deux repères est proportionnel à cet écart. Par exemple, la relation peut ne pas être proportionnelle, mais suivre une courbe croissante, i.e. le déplacement croit quand l’écart croît L’écart est calculé comme suit :

4 aff — ^aff ^" (b — b consigne')

La valeur courante du dérapage aérodynamique b peut être obtenu par le dispositif de guidage 50 de plusieurs façons :

- une mesure par une sonde de dérapage,

- une estimation basée sur les mesures inertielles (accélération latérale, inclinaison latérale et de tangage, taux roulis et de lacet ...), la mesure de vitesse air (TAS) la différence de mesures de pressions statiques et optionnellement la position des gouvernes (notamment gouverne de direction...) qui créent des forces latérales,

- une hybridation entre les 2 précédentes.

Dans le cas considéré, la consigne de dérapage P _œnsigne est obtenue en fonction de la somme du dérapage courant (b) et l’écart (angle) entre le cap de l’avion (« Heading ») et l’orientation de l’axe de piste (« Course »), par exemple proportionnellement à cette somme : Le facteur de proportionnalité k _a ii _gn permet d’ajuster la dérive résiduelle. Optionnellement, cette consigne peut être retardée/filtrée et limitée en vitesse et amplitude pour être représentative du comportement réel de l’avion.

La relation entre l’écart de cap et la consigne peut par exemple ne pas être proportionnelle, mais suivre une courbe croissante afin de mieux prendre en compte les non linéarités physiques.

Avantageusement, dans le même temps, le directeur de vol (FPD) est modifié latéralement pour indiquer les corrections à apporter sur le manche latéral pour maintenir la trajectoire de l’avion dans l’axe.

En plus d’un écart latéral, le directeur de vol présente parfois une consigne d’inclinaison latérale matérialisée par des petites ailes (Voir Figure n°3). Dans ce cas, l’invention permet d’indiquer directement la bonne inclinaison à prendre pour réaliser la manœuvre d’alignement.

Les 2 effets sur le directeur de vol sont pilotés directement par la relation entre le dérapage aérodynamique et l’inclinaison latérale nécessaire pour maintenir un vol rectiligne.

L’invention permet d’avertir le pilote de l’imminence de la manœuvre par l’apparition de deux symboles au même endroit sur l’affichage. L’instant de début de la manœuvre est identifié par le changement d’aspect de ces symboles et la mise en mouvement du symbole de guidage. Ce dernier indique alors la dynamique à faire suivre par l’autre symbole pour effectuer correctement la manœuvre. Le pilote agit alors sur les pédales pour suivre ce mouvement.

D’autre part, le symbole de directeur de vol fournit également une indication de l’angle de roulis et des ordres à appliquer à l’organe de contrôle latéral (manche ou volant) nécessaire pour compenser la tendance de variation de la route introduite par cette manœuvre.

L’invention procure ainsi une aide au pilotage des aéronefs en phase d’atterrissage. Dans des modes de réalisation, elle s’intégre à un système d’affichage des postes de pilotages des avions (écrans tête basse, tête haute fixe et portée) ou encore à un système des aides au pilotage/guidage (pilote automatique, directeur de vol, AFCGS « Auto Flight Control and Guidance System »).

Ci-dessus, il a été décrit l’apparition des deux repères à l’étape 101 , de façon superposée ; bien sûr, dans un autre mode de réalisation, seul le premier repère s’affiche à l’étape 101 ; le deuxième repère s’affichant à l’étape 102.

Dans un autre mode de réalisation, le bloc de traitement 50 est réalisé sous forme d’un composant logique programmable, tel qu’un FPGA (de l’anglais Field Programmable GateArraÿ), ou encore sous forme d’un circuit intégré dédié, tel qu’un ASIC (de l’anglais Applications Spécifie Integrated Circuit).

L’invention a été décrite ci-dessus relativement à un avion, mais elle peut s’appliquer à tout type d’aéronef notamment devant se poser avec une vitesse non nulle.