FR3016222A1 - Procede et dispositif de guidage vertical d'un aeronef lors d'une approche d'une piste d'atterrissage le long d'une trajectoire laterale d'approche. - Google Patents

Abstract

- Le dispositif comporte une unité pour extraire d'un profil de terrain linéaire (PT) enregistré, une hauteur du terrain (HT) pour une distance courante (X) de l'aéronef, une unité pour déterminer une hauteur courante (RA) de l'aéronef (AC) par rapport au terrain, à l'aide d'au moins une mesure réalisée par un radioaltimètre, une unité pour calculer une première altitude courante (A1) de l'aéronef (AC), à l'aide de la hauteur du terrain (HT) et de la hauteur courante (RA) une unité pour calculer une seconde altitude courante de l'aéronef (AC), correspondant à une altitude sur un profil d'approche (PA) de la position courante (Pc) de l'aéronef (AC) et une unité pour calculer la différence (A) entre les première et seconde altitudes courantes, cette différence (A) étant transmise à une unité de guidage pour guider verticalement l'aéronef (AC).

Description

La présente invention concerne un procédé et un dispositif de guidage vertical d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, lors d'une approche. Plus précisément, la présente invention s'applique à une approche d'une piste d'atterrissage d'un aéroport le long d'une trajectoire latérale d'approche. Il existe différents systèmes usuels apportant une aide au guidage d'un aéronef, notamment d'un avion de transport civil, lors d'une approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage d'un aéroport. En particulier, on connaît un système d'atterrissage aux instruments de type ILS (« Instrument Landing System » en anglais). Un tel système ILS nécessite des installations au sol pour fournir, pour chaque piste d'atterrissage, des axes de guidage latéral (« Localizer ») et vertical (« Glide ») selon lesquels sera guidé l'aéronef.

Toutefois, un tel système ILS n'est pas installé sur tous les aéroports, et pour toutes les pistes d'atterrissage. Par conséquent, pour pouvoir être utilisé sur tout aéroport, un dispositif de guidage vertical doit pouvoir se passer d'installations au sol et employer uniquement des capteurs embarqués pour le guidage vertical.

Par ailleurs, on sait que les aéronefs sont équipés d'un système de navigation utilisant généralement des données d'un système de positionnement par satellites de type GPS (« Global Positioning System » en anglais). Un tel système présente une bonne précision latérale, ce qui est suffisant pour de nombreuses applications. Cependant, sa composante verticale n'est pas suffisamment précise, pour qu'il puisse être utilisé lors d'une approche, telle que considérée dans la présente invention, notamment par un avion de transport civil. Par conséquent, il n'existe pas de dispositif permettant de réaliser un guidage vertical précis (avec une précision du même ordre qu'un guidage vertical usuel à l'aide d'un système ILS) lors d'une approche, à l'aide uniquement de moyens embarqués, c'est-à-dire sans utiliser d'installations du sol.

La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un procédé de guidage vertical d'un aéronef lors d'une approche d'une piste d'atterrissage le long d'une trajectoire latérale d'approche.

Selon l'invention, ledit procédé comprend des étapes successives consistant, de façon automatique et répétitive : a) à déterminer une distance courante correspondant à une distance dans un plan latéral le long de la trajectoire latérale d'approche, entre une position courante de l'aéronef et un seuil de la piste d'atterrissage ; b) à extraire d'un profil de terrain linéaire défini le long de la trajectoire latérale d'approche, une hauteur du terrain pour la distance courante ; c) à déterminer une hauteur courante de l'aéronef par rapport au terrain, à l'aide d'au moins une mesure réalisée par au moins un radioaltimètre embarqué à cette position courante ; d) à calculer une première altitude courante de l'aéronef, à l'aide de la hauteur courante de l'aéronef et de la hauteur du terrain ; e) à calculer une seconde altitude courante de l'aéronef, correspondant à une altitude sur un profil d'approche pour ladite distance courante ; f) à calculer la différence entre lesdites première et seconde altitudes courantes ; et g) à utiliser cette différence pour guider verticalement l'aéronef. Ainsi, grâce à l'invention, on est en mesure de déterminer à l'aide uniquement de moyens usuels embarqués (radioaltimètre, ... ) comme précisé ci-dessous, une différence d'altitudes correspondant à une différence entre une position verticale théorique et une position verticale courante de l'aéronef, qui est suffisamment précise pour pouvoir être utilisée dans la mise en oeuvre d'un guidage vertical de l'aéronef au moyen d'une unité de guidage usuelle, notamment un système de pilotage automatique ou un directeur de vol. Ceci permet de remédier à l'inconvénient précité.

Dans le cadre de la présente invention, on entend par altitude la hauteur par rapport au seuil de la piste d'atterrissage, qui est utilisé comme référence (c'est-à-dire avec une altitude considérée comme nulle au seuil).

De façon avantageuse, l'étape a) comprend des sous-étapes consistant : - à déterminer la position courante de l'aéronef à l'aide de mesures réalisées par un récepteur embarqué faisant partie d'un système de positionnement par satellites ; et - à calculer la distance courante, à l'aide de cette position courante et d'une position prédéterminée enregistrée du seuil de la piste d'atterrissage. Par ailleurs, dans un premier mode de réalisation simplifié, l'étape c) consiste à déterminer comme hauteur courante, une hauteur mesurée par le radioaltimètre. En outre, dans un second mode de réalisation préféré, l'étape c) consiste à déterminer comme hauteur courante, une hauteur hybride, en mettant en oeuvre les sous-étapes successives, suivantes consistant : cl ) à filtrer, à l'aide d'un filtre passe-bas, une mesure réalisée par le radioaltimètre de manière à obtenir une première valeur ; c2) à mesurer la vitesse verticale inertielle de l'aéronef, à intégrer cette vitesse verticale, et à la filtrer, à l'aide d'un filtre passe-haut, de manière à obtenir une seconde valeur ; et c3) à sommer les première et seconde valeurs de manière à obtenir ladite hauteur hybride.

Par ailleurs, de façon avantageuse, l'étape e) comprend des sous- étapes consistant : el ) à calculer un profil d'approche correspondant à une demi-droite présentant un angle prédéterminé par rapport à l'horizontale et comprenant un point d'extrémité qui est situé sur la piste d'atterrissage à une distance prédéterminée par rapport au seuil de ladite piste d'atterrissage ; et e2) à calculer, comme seconde altitude courante, l'altitude de ce profil d'approche à une distance latérale du seuil de la piste d'atterrissage correspondant à ladite distance courante. Le procédé de guidage vertical peut en outre comporter l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - l'étape d) consiste à faire la somme de la hauteur courante et de la hauteur du terrain pour calculer la première altitude courante ; - une correction de position sur l'aéronef, entre un récepteur embarqué faisant partie d'un système de positionnement par satellites et un radioaltimètre embarqué, est mise en oeuvre de façon répétitive à l'aide de l'angle d'inclinaison en tangage courant de l'aéronef, en référençant les mesures réalisées par le récepteur et les mesures réalisées par le radioaltimètre par rapport à un seul et même point de référence situé sur l'aéronef ; - un signal d'alerte est émis dans le poste de pilotage de l'aéronef lorsque la précision de la position courante de l'aéronef est inférieure à un seuil de précision prédéterminé, ladite position courante et ladite précision étant déterminées à l'aide d'un récepteur embarqué faisant partie d'un système de positionnement par satellites ; - la différence entre les première et seconde altitudes courantes est exprimée sous forme d'une déviation angulaire entre deux demi-droites ; et - ladite différence est affichée sur un écran du poste de pilotage de l'aéronef, de préférence sur un écran primaire de pilotage. Par ailleurs, avantageusement, le procédé de guidage vertical comporte une étape supplémentaire consistant à estimer un biais de la distance courante de l'aéronef et à corriger la distance courante de ce biais. De préférence, cette étape supplémentaire comprend des sous-étapes consistant, lors de l'approche : ct) à estimer le profil de terrain survolé, à l'aide de mesures réalisées ; et 13) à corréler ce profil de terrain survolé estimé, avec un profil de terrain enregistré de manière à en déduire un biais, lesdites étapes ct) et (3) étant répétées de façon itérative en prenant en compte à chaque itération le biais déduit à l'itération précédente. La présente invention concerne également un dispositif de guidage vertical d'un aéronef lors d'une approche d'une piste d'atterrissage le long d'une trajectoire latérale d'approche, ledit dispositif de guidage vertical comportant au moins les unités embarquées suivantes : une unité de localisation permettant de déterminer la position courante de l'aéronef, au moins un radioaltimètre et au moins une unité de guidage. Selon l'invention, ledit dispositif de guidage vertical comporte, de plus, les unités embarquées suivantes : - une base de données stockant un profil de terrain linéaire défini le long de la trajectoire latérale d'approche ; - une première unité de calcul configurée pour déterminer une distance courante correspondant à une distance dans un plan latéral le long de la trajectoire latérale d'approche, entre la position courante de l'aéronef et un seuil de la piste d'atterrissage ; - une deuxième unité de calcul configurée pour extraire du profil de terrain linéaire stocké dans la base de données, une hauteur du terrain pour la distance courante, déterminée par la première unité de calcul ; - une troisième unité de calcul configurée pour déterminer une hauteur courante de l'aéronef par rapport au terrain, à l'aide d'au moins une mesure réalisée par le radioaltimètre à cette position courante ; - une quatrième unité de calcul configurée pour calculer une première altitude courante de l'aéronef, à l'aide de la hauteur du terrain et de la hauteur courante de l'aéronef, reçues respectivement desdites deuxième et troisième unités de calcul ; - une cinquième unité de calcul configurée pour calculer une seconde altitude courante de l'aéronef, correspondant à une altitude sur un profil d'approche de cette position courante ; et - une sixième unité de calcul configurée pour calculer la différence entre lesdites première et seconde altitudes courantes, reçues respectivement desdites quatrième et cinquième unités de calcul, cette différence étant transmise à l'unité de guidage qui l'utilise pour guider verticalement l'aéronef. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif de guidage vertical qui illustre un mode de réalisation de l'invention.

La figure 2 montre schématiquement, en vue en plan, une trajectoire latérale d'approche. La figure 3 est un mode de réalisation particulier d'une unité centrale d'un dispositif de guidage vertical.

Les figures 4 et 5 sont des graphiques permettant d'expliquer la détermination du profil de terrain pour un mode de réalisation particulier de l'invention. La figure 6 montre la localisation sur un aéronef de capteurs utilisés pour la mise en oeuvre de l'invention.

La figure 7 est un mode de réalisation particulier d'un élément du dispositif de guidage vertical. La figure 8 est un graphique permettant d'expliquer les conséquences d'une erreur de localisation. Le dispositif 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d'illustrer l'invention, est destiné à guider au moins verticalement un aéronef AC, en particulier un avion de transport civil, lors d'une approche d'une piste d'atterrissage 2 le long d'une trajectoire latérale d'approche TA (figure 2). Bien que, sur la figure 2, la trajectoire d'approche TA soit représentée comme rectiligne, l'invention est applicable à tout type de trajectoire d'approche comprenant une combinaison d'un ou de plusieurs segments rectilignes et/ou courbes. Pour ce faire, ce dispositif de guidage vertical 1 qui est embarqué sur l'aéronef AC comporte : - une unité de localisation 3 usuelle permettant de déterminer la position courante Pc de l'aéronef AC. Cette unité de localisation 3 comprend au moins un récepteur 4 faisant partie d'un système de positionnement par satellites, par exemple de type GPS ; - un ensemble 5 comprenant au moins un, mais de préférence une pluralité de radioaltimètres 6 ; et - au moins une unité de guidage 7A, 7B usuelle, notamment un système de pilotage automatique 7A et/ou un directeur de vol 7B.

Selon l'invention, ce dispositif de guidage vertical 1 comporte, de plus, une base de données 8 stockant un profil de terrain PT linéaire défini le long de la trajectoire latérale d'approche TA, et une unité centrale 9 qui est reliée par l'intermédiaire de liaisons 10, 11, 12 et 13 respectivement à l'unité de localisation 3, à l'ensemble 5, à l'unité de guidage 7A, 7B et à la base de données 8. Dans un mode de réalisation particulier, la base de données 8 peut être intégrée dans l'unité centrale 9. Selon l'invention, l'unité centrale 9 comprend, comme représenté sur la figure 3 : - une unité de calcul 15 qui est configurée pour déterminer une distance courante X (figure 4) correspondant à une distance dans un plan horizontal le long de la trajectoire latérale d'approche TA, entre la position courante Pc de l'aéronef AC et un seuil 2A de la piste d'atterrissage 2 ; - une unité de calcul 16 qui est configurée pour extraire du profil de terrain PT linéaire stocké dans la base de données 8, une hauteur du terrain HT pour la distance courante X, déterminée par l'unité de calcul 15 et reçue via une liaison 17 ; - une unité de calcul 18 qui est configurée pour déterminer une hauteur courante RA de l'aéronef AC par rapport au terrain, à l'aide d'au moins une mesure réalisée par au moins un radioaltimètre 6 de l'ensemble 5 à cette position courante Pc et reçue via la liaison 11 ; - une unité de calcul 19 qui est configurée pour calculer une première altitude courante Al de l'aéronef AC, à l'aide de la hauteur du terrain HT et de la hauteur courante RA de l'aéronef AC, reçues respectivement desdites unités de calcul 16 et 18 via des liaisons 20 et 21. L'unité de calcul 19 réalise la somme de la hauteur courante RA et de la hauteur du terrain HT pour calculer la première altitude courante Al. La hauteur de terrain HT est une valeur positive si elle est dirigée vers le haut (comme illustré par une flèche B1 sur la figure 4) par rapport à un niveau H précisé ci-dessous, et cette hauteur de terrain HT est une valeur négative si elle est dirigée vers le bas (comme illustré par une flèche B2 sur la figure 4), et comme cela est le cas pour l'exemple de cette figure 4 ; - une unité de calcul 22 qui est configurée pour calculer une seconde altitude courante A2 de l'aéronef AC, correspondant à une altitude sur un profil d'approche PA de cette position courante Pc, comme précisé ci-dessous ; et - une unité de calcul 23 qui est configurée pour calculer la différence A entre lesdites première et seconde altitudes courantes Al et A2, reçues respectivement desdites unités de calcul 19 et 22 via des liaisons 24 et 25. Cette différence A est transmise via la liaison 12 à l'unité de guidage 7A, 7B qui l'utilise pour guider verticalement, de façon usuelle, l'aéronef AC. Ainsi, le dispositif de guidage vertical 1 conforme à l'invention est en mesure de déterminer à l'aide uniquement de moyens embarqués (3, 5, 8, 9), une différence d'altitude A correspondant à une différence entre une position verticale théorique et une position verticale courante, qui est suffisamment précise pour pouvoir être utilisée dans la mise en oeuvre du guidage vertical de l'aéronef AC à l'aide de l'unité de guidage 7A, 7B.

Dans le cadre de la présente invention, on entend par altitude la hauteur par rapport au seuil 2A (se situant à un niveau H) de la piste d'atterrissage 2. Le profil de terrain PT utilisé et défini en amont de la piste pour une approche donnée sur un aéroport donné, est un profil unidimensionnel défini le long de la trajectoire latérale d'approche TA. On considère que tous les aéronefs qui font la même approche vont voler sur la même trajectoire latérale d'approche TA. L'unité de calcul 15 est configurée pour calculer la distance courante X, à l'aide de la position courante Pc et d'une position prédéterminée enregistrée du seuil 2A de la piste d'atterrissage 2, par projection de ces positions sur le sol (un plan horizontal), en particulier de forme plane ou de forme incurvée conformément à la courbure de la Terre. Par ailleurs, l'unité de calcul 22 comprend : - un élément de calcul 27 qui est configuré pour calculer un profil d'approche PA correspondant à une demi-droite présentant un angle prédéterminé a, de préférence 3°, par rapport à l'horizontale H et comprenant un point d'extrémité 28 qui est situé sur la piste d'atterrissage 2 à une distance D1 prédéterminée par rapport au seuil 2A de la piste d'atterrissage 2, comme représenté sur la figure 5. De préférence, ce profil d'approche PA (similaire à un faisceau ILS) présente une hauteur H1 de 55 pieds au-dessus du seuil 2A de la piste d'atterrissage 2 pour une approche standard ; et - un élément de calcul 29 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 30 à l'élément de calcul 27 et qui est configuré pour calculer, comme seconde altitude courante A2, l'altitude de ce profil d'approche PA à une distance du seuil 2A de la piste d'atterrissage 2 (vers l'amont) correspondant à ladite distance courante X.

Par ailleurs, généralement, un récepteur GPS 4 de l'unité de localisation 3 est installé sur le haut vers l'avant d'un aéronef AC tel qu'un avion de transport, comme indiqué par une flèche F1 sur la figure 6, tandis qu'un radioaltimètre 6 est installé en bas vers l'arrière, comme représenté par une flèche F2.

Il convient donc de ramener les deux mesures dans un même référentiel. Pour ce faire, une correction de position sur l'aéronef, entre un récepteur GPS 4 embarqué et un ou plusieurs radioaltimètre 6 embarqués, est mise en oeuvre de façon répétitive à l'aide de l'angle d'inclinaison en tangage 0 courant de l'aéronef AC. Pour ce faire, le dispositif 1 comprend une unité de calcul 31 (figure 3) qui référence les mesures réalisées par le récepteur 4 et les mesures réalisées par le ou les radioaltimètres 6 par rapport à un seul et même point de référence situé sur l'aéronef AC, à l'aide d'une correction géométrique utilisant l'angle 0 et les positions respectives des antennes (dont les positions sont signalées par des flèches F1 et F2 sur la figure 6). Ce point de référence peut être le centre de gravité de l'aéronef AC, le point le plus bas d'une roue d'un train d'atterrissage, la position du pilote, la position d'une antenne ILS ou tout autre point de l'aéronef AC. Par ailleurs, le dispositif 1 comprend également une unité d'alerte 32 qui est, par exemple, reliée par l'intermédiaire d'une liaison 33 à l'unité centrale 9 (figure 1) et qui est apte à émettre un signal d'alerte, de type visuel et/ou sonore, dans le poste de pilotage de l'aéronef, lorsque la précision de la position courante Pc de l'aéronef AC est inférieure à un seuil de précision prédéterminé. Ladite position courante et ladite précision sont déterminées, de façon usuelle, à l'aide d'un récepteur 4 embarqué faisant partie d'un système de positionnement par satellites. L'unité d'alerte 32 comporte un élément de comparaison (non représenté et qui est par exemple intégré dans l'unité centrale 9) qui compare la valeur de précision reçue du récepteur 4 audit seuil de précision enregistré. De façon usuelle, le récepteur 4 calcule la précision de la position estimée sur la base principalement de la dispersion de tous les signaux reçus des différents satellites et de la position relative de tous les satellites.

Ainsi averti, l'équipage peut prendre les mesures qui s'imposent (pilotage manuel, interruption de l'approche, ... ). En outre, dans un mode de réalisation particulier, la différence A entre les première et seconde altitudes courantes Al et A2 est exprimée sous forme d'une déviation angulaire (3 entre deux demi-droites, à savoir une demi-droite correspondant au profil d'approche PA et une demi-droite 34 partant du point 28 et passant par la position définie par l'altitude Al à la distance X correspondante, comme représenté sur la figure 5. Dans un mode de réalisation particulier, la différence A ou la déviation angulaire 13 (lorsque l'écart est exprimé sous forme d'une déviation angulaire) est affichée sur un écran 42 primaire de pilotage, de type PFD (« Primary Flight Display » en anglais), qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 43 à l'unité centrale 9 (figure 1). Par ailleurs, dans un premier mode de réalisation simplifié, l'unité de calcul 18 utilise simplement, comme hauteur courante RA, la hauteur mesurée par l'ensemble 5 de radioaltimètres 6 et reçue via la liaison 11. Toutefois, la déviation verticale calculée peut être affectée de deux erreurs et/ou bruits : - le profil de terrain PT utilisé étant une approximation du profil réel, il peut apparaître de légères variations ; et - le ou les radioaltimètres 6 sont soumis à un bruit de mesure et peuvent détecter des objets mobiles tels que des véhicules automobiles ou peuvent être affectés par de la végétation de l'environnement.

Combinés ces deux effets peuvent produire un signal de bruit à haute fréquence relativement important, vu la vitesse habituelle des aéronefs. Pour réduire ce bruit à haute fréquence, dans un second mode de réalisation préféré, l'unité de calcul 18 détermine, comme hauteur courante, une hauteur hybride. Pour ce faire, l'unité de calcul 18 comporte, comme représenté sur la figure 7 : - un élément de filtrage 35 pour filtrer, à l'aide d'un filtre passe-bas, une mesure réalisée par le ou les radioaltimètres 6 de manière à obtenir une première valeur ; - un élément de calcul 36 pour intégrer la vitesse verticale de l'aéronef AC, mesurée à l'aide de capteurs inertiels usuels ; - un élément de filtrage 37 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 38 à l'élément de calcul 35 et qui est configuré pour filtrer le résultat de l'intégration, à l'aide d'un filtre passe-haut, de manière à obtenir une seconde valeur ; et -un élément de sommation 39 pour sommer les première et seconde valeurs reçues respectivement via des liaisons 40 et 41 de manière à obtenir ladite hauteur hybride qui est transmise par la liaison 21. Par ailleurs, comme représenté sur la figure 8, si l'aéronef AC se trouve à une distance X (position P1) et que l'unité de localisation 3 considère qu'il se trouve à une distance X+4X : - la première altitude courante estimée de l'aéronef AC est légèrement erronée, puisque l'on utilise le profil de terrain PT à une position légèrement erronée ; et - la seconde altitude courante définie par rapport au profil d'approche PA est également légèrement erronée. Pour corriger ces erreurs, le dispositif de guidage vertical 1 comporte, de plus, une unité supplémentaire 42 destinée à estimer un biais 4X de la distance courante de l'aéronef AC et à corriger la distance courante de ce biais 4X. Cette unité supplémentaire 42 comprend des moyens pour mettre en oeuvre des étapes consistant, lors de l'approche : ct) à estimer le profil de terrain survolé, à l'aide de mesures réalisées ; et (3) à corréler ce profil de terrain survolé estimé, à un profil de terrain enregistré de manière à en déduire un biais, lesdites étapes ct) et (3) étant répétées de façon itérative en prenant en compte à chaque itération le biais déduit à l'itération précédente.

Le profil de terrain PT estimé est corrélé avec un profil de terrain enregistré. Le maximum de corrélation fournit une estimation du biais. Une fois, cette première estimation réalisée, un nouveau profil de terrain estimé peut être recalculé, basé sur le profil du radioaltimètre enregistré qui est complété par des données supplémentaires. L'altitude estimée de l'aéronef devient ainsi de plus en plus précise. Le procédé est réalisé de façon itérative au cours de l'approche. Une convergence se produit rapidement pour peu que le profil de terrain PT survolé varie suffisamment pour que la corrélation puisse fournir une estimation fiable de l'erreur de position. La présente invention présente de nombreux avantages, et notamment : - le dispositif 1 permet de réaliser un guidage vertical très précis (de l'ordre de la précision d'un système ILS usuel) de l'aéronef AC lors d'une approche, en utilisant uniquement des capteurs embarqués, qui sont installés de façon usuelle sur des avions commerciaux, et il ne requiert donc aucune installation au sol. Cette solution présente ainsi un coût réduit et peut être utilisée sur toutes les pistes d'atterrissage ; - le profil de terrain PT utilisé étant linéaire (c'est-à-dire à une seule dimension le long de la trajectoire latérale d'approche TA), le volume de données à stocker dans la base de données 8 est limité de sorte que cette dernière peut être intégrée dans un calculateur embarqué (unité centrale 9). Ainsi, aucun nouveau calculateur ne doit être installé sur l'aéronef AC pour la mise en oeuvre de la présente invention ; et - la présente invention s'applique à tout type d'approche, en particulier une approche rectiligne ou une approche à section(s) courbe (s) ou une combinaison de sections rectilignes et courbes.

Claims (15)

1. REVENDICATIONS1. Procédé de guidage vertical d'un aéronef lors d'une approche d'une piste d'atterrissage le long d'une trajectoire latérale d'approche, caractérisé en ce qu'il comprend des étapes successives, consistant de façon automatique et répétitive : a) à déterminer une distance courante (X) correspondant à une distance dans un plan latéral le long de la trajectoire latérale d'approche (TA), entre une position courante (Pc) de l'aéronef (AC) et un seuil (2A) de la piste d'atterrissage (2) ; b) à extraire d'un profil de terrain linéaire (PT) défini le long de la trajectoire latérale d'approche (TA), une hauteur du terrain (HT) pour la distance courante (X) ; c) à déterminer une hauteur courante (RA) de l'aéronef (AC) par rapport au terrain, à l'aide d'au moins une mesure réalisée par au moins un radioaltimètre (6) embarqué à cette position courante (Pc) ; d) à calculer une première altitude courante (A1) de l'aéronef (AC), à l'aide de la hauteur courante (RA) de l'aéronef (AC) et de la hauteur du terrain (HT) ; e) à calculer une seconde altitude courante de l'aéronef (AC), correspondant à une altitude sur un profil d'approche (PA) pour ladite distance courante (X) ; f) à calculer la différence (A) entre lesdites première et seconde altitudes courantes ; et g) à utiliser cette différence (A) pour guider verticalement l'aéronef (AC).
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape a) comprend des sous-étapes consistant : - à déterminer la position courante (Pc) de l'aéronef (AC), à l'aide de mesures réalisées par un récepteur (4) embarqué faisant partie d'un système de positionnement par satellites ; et - à calculer la distance courante (X), à l'aide de cette position courante (Pc) et d'une position prédéterminée enregistrée du seuil (2A) de la piste d'atterrissage (2).
3. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2,caractérisé en ce que l'étape c) consiste à déterminer comme hauteur courante, une hauteur mesurée par le radioaltimètre (6).
4. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 et 3, caractérisé en ce que l'étape c) consiste à déterminer comme hauteur courante, une hauteur hybride, en mettant en oeuvre les sous-étapes successives suivantes, consistant : cl ) à filtrer, à l'aide d'un filtre passe-bas, une mesure réalisée par le radioaltimètre (6) de manière à obtenir une première valeur ; c2) à mesurer la vitesse verticale de l'aéronef (AC), à intégrer cette vitesse verticale, et à la filtrer, à l'aide d'un filtre passe-haut, de manière à obtenir une seconde valeur ; et c3) à sommer les première et seconde valeurs de manière à obtenir ladite hauteur hybride.
5. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape d) consiste à faire la somme de la hauteur courante (RA) et de la hauteur du terrain (HT) pour calculer la première altitude courante (A1).
6. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'une correction de position sur l'aéronef (AC), entre un récepteur (4) embarqué faisant partie d'un système de positionnement par satellites et un radioaltimètre (6) embarqué, est mise en oeuvre de façon répétitive à l'aide de l'angle d'inclinaison courant (0) et les positions relatives des antennes de l'aéronef (AC), en référençant les mesures réalisées par le récepteur (4) et les mesures réalisées par le radioaltimètre (6) par rapport à un seul et même point de référence situé sur l'aéronef (AC).
7. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape e) comprend des sous-étapes consistant : el ) à calculer un profil d'approche (PA) correspondant à une demi-droite présentant un angle prédéterminé (a) par rapport à l'horizontale (H) et comprenant un point d'extrémité (28) qui est situé sur la piste d'atterrissage (2) à une distance (D1) prédéterminée par rapport au seuil (2A) de ladite piste d'atterrissage (2) ; ete2) à calculer, comme seconde altitude courante, l'altitude de ce profil d'approche (PA) à une distance latérale du seuil (2A) de la piste d'atterrissage (2) correspondant à ladite distance courante (X).
8. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'un signal d'alerte est émis dans le poste de pilotage de l'aéronef (AC) lorsque la précision de la position courante de l'aéronef (AC) est inférieure à un seuil de précision prédéterminé, ladite position courante et ladite précision étant déterminées à l'aide d'un récepteur (4) embarqué faisant partie d'un système de positionnement par satellites.
9. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une étape supplémentaire consistant à estimer un biais de la distance courante de l'aéronef (AC) et à corriger la distance courante de ce biais.
10. 10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que cette étape supplémentaire comprend des sous-étapes consistant, lors de l'approche : ct) à estimer le profil de terrain survolé, à l'aide de mesures réalisées ; et (3) à corréler ce profil de terrain survolé, avec un profil de terrain enregistré de manière à en déduire un biais, lesdites étapes ct) et (3) étant répétées de façon itérative en prenant en compte à chaque itération le biais déduit à l'itération précédente.
11. 11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la différence (A) entre les première et seconde altitudes courantes est exprimée sous forme d'une déviation angulaire ((3) entre deux demi-droites (PA, 34).
12. 12. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une étape supplémentaire consistant à afficher ladite différence (A) sur un écran (42) du poste de pilotage.
13. 13. Dispositif de guidage vertical d'un aéronef lors d'une approche d'une piste d'atterrissage le long d'une trajectoire latérale d'approche, ledit dispositif de guidage vertical (1) comportant au moins les unités embarquées suivantes : une unité de localisation (3) permettant de déterminer la positioncourante (Pc) de l'aéronef (AC), au moins un radioaltimètre (6) et au moins une unité de guidage (7A, 7B), caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, les unités embarquées suivantes : - une base de données (8) stockant un profil de terrain linéaire (PT) défini le long de la trajectoire latérale d'approche (TA) ; - une première unité de calcul (15) configurée pour déterminer une distance courante (X) correspondant à une distance dans un plan latéral le long de la trajectoire latérale d'approche (TA), entre la position courante (Pc) de l'aéronef (AC) et un seuil (2A) de la piste d'atterrissage (2) ; - une deuxième unité de calcul (16) configurée pour extraire du profil de terrain linéaire (PT) stocké dans la base de données (8), une hauteur du terrain (HT) pour la distance courante (X), déterminée par la première unité de calcul (15) ; - une troisième unité de calcul (18) configurée pour déterminer une hauteur courante (RA) de l'aéronef (AC) par rapport au terrain, à l'aide d'au moins une mesure réalisée par le radioaltimètre (6) à cette position courante (Pc) ; - une quatrième unité de calcul (19) configurée pour calculer une première altitude courante (A1) de l'aéronef (AC), à l'aide de la hauteur du terrain (HT) et de la hauteur courante (RA) de l'aéronef (AC), reçues respectivement desdites deuxième et troisième unités de calcul (16, 18) ; - une cinquième unité de calcul (22) configurée pour calculer une seconde altitude courante de l'aéronef (AC), correspondant à une altitude sur un profil d'approche (PA) de cette position courante (Pc) ; et - une sixième unité de calcul (23) configurée pour calculer la différence (A) entre lesdites première et seconde altitudes courantes, reçues respectivement desdites quatrième et cinquième unités de calcul (19, 22), cette différence (A) étant transmise à l'unité de guidage (7A, 7B) qui l'utilise pour guider verticalement l'aéronef.
14. 14. Dispositif selon la revendication 13, caractérisé en ce que ladite unité de guidage comprend au moins l'une des unités suivantes : un système de pilotage automatique (7A) et un directeur de vol (7B).
15. 15. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de guidage vertical (1), tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 13 et 14.