FR2975796A1 - Procede et systeme d'aide au pilotage d'un avion lors d'une approche - Google Patents

Abstract

Le système (1) comporte des moyens (5) pour calculer un angle limite de roulis de l'avion et un dispositif de visualisation (7) pour présenter automatiquement, sur un écran de visualisation (10), un premier signe caractéristique illustrant la valeur courante de l'angle de roulis et un deuxième signe caractéristique illustrant ledit angle limite de roulis pour permettre de vérifier qu'un point d'extrémité de l'avion ne touche pas le sol.

Description

La présente invention concerne un procédé et un système d'aide au pilotage d'un avion, lors d'une approche d'un aéroport en vue d'un atterrissage, en particulier lors d'une phase d'arrondi. Dans le cadre de la présente invention, on entend par phase d'arrondi, la phase de redressement d'un avion précédant généralement un atterrissage. On sait que des risques de toucher du sol par une partie de la voilure ou une partie des moteurs peuvent exister lors d'une telle phase. Pendant la phase d'arrondi, le pilote doit se concentrer sur les angles d'attitude de l'avion que sont l'assiette, le roulis, et le cap. Il doit également veiller à garder l'avion dans l'axe de la piste et à limiter la charge appliquée sur l'avion lors du contact au sol. Quand l'avion est près du sol, il est susceptible de rencontrer des rafales de vent et sa direction est susceptible de changer. L'équipage doit donc être conscient que, pendant la phase d'approche, et spécifiquement pendant la phase d'arrondi, du vent de côté peut changer soudainement l'assiette et le roulis, ce qui peut résulter en un toucher de queue (« tail strike » en anglais), mais également le dérapage. Ces évènements peuvent également conduire à des variations de roulis, à des déviations latérales et donc potentiellement à des touchers de voilure et/ou à des sorties de piste. Du vent latéral peut en outre engendrer du dérapage, ce qui conduit à modifier de façon aérodynamique l'angle de roulis. Les principaux effets d'un toucher du sol sont des dégradations des bords de la voilure et des moteurs, avec éventuellement des effets sur la sécurité de l'avion.

Un toucher de voilure peut parfois être la conséquence d'une compensation trop importante en roulis, réalisée pour éviter une sortie de piste. Le pilote doit donc trouver le meilleur compromis entre les déviations latérales, le contrôle de l'avion et les touchers d'éléments de l'avion avec le sol, ce qui représente une charge de travail importante.

La présente invention a pour objet de remédier aux inconvénients précités. Elle concerne un procédé d'aide au pilotage d'un avion, lors d'une approche, en particulier lors d'une phase d'arrondi, qui permet de détecter (en temps réel) à bord de l'avion, un risque de collision d'éléments de la voilure avec le sol. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que l'on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes suivante : a) on détermine les valeurs courantes d'une hauteur de l'avion par rapport au sol et d'un angle de tangage dudit avion ; b) à partir de ces valeurs courantes et de données géométriques représentatives dudit avion et relatives à un point d'extrémité de ce dernier, on calcule un angle limite de roulis qui est un angle de roulis maximal jusqu'à la valeur duquel on est assuré que ledit point d'extrémité de l'avion ne touche pas le sol ; c) on détermine la valeur courante de l'angle de roulis de l'avion ; et d) on présente, sur un même écran de visualisation, un premier signe caractéristique illustrant ladite valeur courante de l'angle de roulis et un deuxième signe caractéristique illustrant ledit angle limite de roulis.

Ainsi, grâce à l'invention, on est en mesure d'établir à tout moment lors de l'approche (plus précisément lors de la phase finale de l'approche et de l'atterrissage, comme précisé ci-dessous) la limite en roulis due à la géométrie de l'avion et à la situation courante (hauteur, tangage) de l'avion, c'est à dire l'angle limite de roulis que l'avion peut atteindre sans qu'un point d'extrémité particulier de la voilure (aile, moteur) entre en contact avec le sol. De plus, cette valeur est affichée sur un écran de visualisation dans le cockpit de l'avion, conjointement avec la valeur courante de l'angle de roulis, ce qui permet au pilote de se faire une représentation exacte du risque éventuel de toucher du sol (en comparant ces deux signes caractéristiques). La présente invention permet ainsi également d'augmenter la sécurité lors d'une approche.

Dans un mode de réalisation préféré, à l'étape b), on calcule ledit angle limite de roulis cplim, à l'aide des expressions suivantes : cos2(pum = (-b + Vb 2 - 4ac )/ 2a avec : a = Y2 + (HRA + Z2 - Z1 )2 b = 2tan 8 (HRA + Z2 - Z1) X1 c = tan 28 X12 _Y2 dans lesquelles : - tan représente la tangente ; - 8 est l'angle de tangage de l'avion ; - HRA est la hauteur de l'avion par rapport au sol, mesurée par un radioaltimètre selon une direction de mesure ; - Z2 est la distance selon ladite direction de mesure entre le centre de gravité de l'avion et le point de mesure du radioaltimètre ; et - X1, Y, et Z1, sont des données géométriques représentatives dudit avion et correspondent aux distances entre le centre de gravité et ledit point d'extrémité, respectivement suivant les trois axes (de rotation) d'un repère lié à l'avion. Par ailleurs, avantageusement, dans une étape supplémentaire, on compare automatiquement ladite valeur courante de l'angle de roulis à la somme dudit angle limite de roulis et d'une marge prédéterminée. Dans ce cas, si ladite valeur courante de l'angle de roulis est supérieure à ladite somme : - dans un premier mode de réalisation, on émet un message d'alerte (sonore et/ou visuel) permettant d'avertir un pilote de la situation de risque de toucher le sol ; et - dans un second mode de réalisation (en variante ou en complément), on commande automatiquement l'avion pour que la valeur courante de l'angle de roulis redevienne inférieure ou égale à ladite somme. Cette commande automatique décharge le pilote de toute action pour revenir dans une position sûre en roulis. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier : - à l'étape b), on réalise, de plus, une estimation d'une valeur future de l'angle de roulis de l'avion ; et - à l'étape d) on présente de plus, sur ledit écran de visualisation, un troisième signe caractéristique illustrant ladite valeur future de l'angle de roulis.

De préférence, à l'étape b), on calcule ladite valeur future de l'angle de roulis, à partir de la dérivée de la valeur courante de l'angle de roulis de l'avion et d'un temps de prédiction prédéterminé. On peut également utiliser cette estimation d'une valeur future de l'angle de roulis de l'avion pour détecter automatiquement une situation future de roulis excessif, et pour, dans une telle situation, émettre un signal d'alerte et/ou une commande automatique, tels que ceux précités. En outre, avantageusement, lors de l'approche, on détermine de façon automatique et répétitive la valeur courante de la hauteur de l'avion par rapport au sol, on compare cette valeur courante à une valeur de hauteur prédéterminée, et on met en oeuvre lesdites étapes b) à d), dès que ladite hauteur courante devient inférieure à ladite valeur de hauteur prédéterminée, par exemple 40 mètres. La présente invention est appliquée à un point d'extrémité correspondant au point de l'avion susceptible de toucher en premier le sol lors d'un roulis excessif. Ce point d'extrémité peut être une extrémité d'aile ou une extrémité de nacelle de moteur. Toutefois, dans un mode de réalisation préféré appliqué à un avion pourvu de moteurs agencés sous ses ailes, avantageusement, on tient compte des deux points d'extrémité suivants : une extrémité d'aile et une extrémité de nacelle de moteur, et on met en oeuvre lesdites étapes b) et d) pour ces deux points d'extrémité, puis on retient la valeur la plus pénalisante, et ceci, de préférence, en fonction de paramètres de vol courants (assiette et roulis) de l'avion.

La présente invention concerne également un système d'aide au pilotage d'un avion, lors d'une approche, en particulier lors d'une phase d'arrondi. Selon l'invention, ledit système comporte : - un ensemble de sources d'informations pour déterminer automatiquement les valeurs courantes d'une hauteur de l'avion par rapport au sol et d'un angle de tangage dudit avion ; - des moyens pour calculer automatiquement, à partir de ces valeurs courantes et de données géométriques représentatives dudit avion et relatives à un point d'extrémité de ce dernier, un angle limite de roulis qui est un angle de roulis maximal jusqu'à la valeur duquel on est assuré que ledit point d'extrémité de l'avion ne touche pas le sol ; - des moyens pour déterminer automatiquement la valeur courante de l'angle de roulis de l'avion ; et - un dispositif de visualisation qui est susceptible de présenter automatiquement, sur un même écran de visualisation, simultanément un premier signe caractéristique illustrant ladite valeur courante de l'angle de roulis et un deuxième signe caractéristique illustrant ledit angle limite de roulis.

Dans un mode de réalisation particulier, ledit écran de visualisation est un écran primaire de vol, et ledit ensemble de sources d'informations comporte au moins un radioaltimètre pour déterminer la valeur courante de la hauteur de l'avion par rapport au sol.

Par ailleurs, avantageusement, ledit système comporte, de plus : - des moyens pour comparer automatiquement ladite valeur courante de l'angle de roulis à la somme dudit angle limite de roulis et d'une marge prédéterminée ; - des moyens d'alerte pour émettre automatiquement un message d'alerte si ladite valeur courante de l'angle de roulis est supérieure à cette dernière somme ; et/ou - des moyens pour commander automatiquement l'avion si ladite valeur courante de l'angle de roulis est supérieure audit angle limite de roulis, de manière à ramener la valeur courante de l'angle de roulis à une valeur inférieure ou égale à ladite somme. Il peut s'agir d'un automatisme tendant à ramener l'avion dans son enveloppe fixée par le roulis limite, ceci au travers des surfaces de roulis. La présente invention concerne en outre un avion, en particulier un avion de transport, qui est muni d'un système tel que celui précité.

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 système d'aide au pilotage conforme à l'invention.

La figure 2 montre schématiquement un avion, auquel on applique le système d'aide au pilotage conforme à l'invention. Les figures 3 et 4 illustrent des affichages susceptibles d'être mis en oeuvre par un système d'aide au pilotage conforme à l'invention, respectivement dans une situation d'absence de risque de toucher et dans une situation de risque. Le système 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à aider un pilote d'un avion AC, en particulier d'un avion de transport, à piloter ledit avion AC pendant une phase d'approche, et plus spécifiquement pendant la phase d'arrondi, lors d'un atterrissage sur une piste d'un aéroport. Plus précisément, il permet notamment de détecter un risque de collision d'éléments de la voilure avec le sol. ~o Pour ce faire, ledit système 1 qui est embarqué à bord de l'avion AC et qui fonctionne en temps réel, comporte : un ensemble 2 de sources d'informations pour déterminer automatiquement la valeur courante d'une hauteur de l'avion AC par rapport au sol et la valeur courante d'un angle de tangage dudit avion ; 15 - une unité de calcul 3 qui est reliée par une liaison 4 audit ensemble 2 de sources d'informations et qui comporte des moyens 5 destinés à calculer automatiquement, à partir des valeurs courantes reçues de l'ensemble 2 et de données géométriques représentatives dudit avion AC et relatives à un point d'extrémité P1, P2 (précisé ci-dessous) de ce dernier, un angle limite 20 de roulis cplim qui est un angle de roulis maximal jusqu'à la valeur duquel on est assuré que ledit point d'extrémité P1, P2 de l'avion AC ne touche pas le sol ; - des moyens 6 usuels pour déterminer automatiquement la valeur courante de l'angle de roulis de l'avion AC ; et 25 - un dispositif de visualisation 7 qui est relié par l'intermédiaire de liaisons 8 et 9 respectivement à ladite unité de calcul 3 et auxdits moyens 6 et qui est susceptible de présenter automatiquement, sur un même écran de visualisation 10, simultanément un signe caractéristique 11 (par exemple sous forme d'une barre ou d'un chevron) illustrant ledit angle limite de roulis et un signe caractéristique 12 (par exemple sous forme d'un triangle) illustrant ladite valeur courante de l'angle de roulis, comme représenté sur les figures 3 et 4. Dans un mode de réalisation particulier, ledit écran de visualisation 10 est un écran primaire de vol de type PFD (« Primary Flight Display » en anglais). Par ailleurs, ledit ensemble 2 de sources d'informations comporte les moyens suivants (non représentés individuellement) : - au moins un radioaltimètre usuel pour déterminer la valeur courante de la hauteur de l'avion AC par rapport au sol ; et - les capteurs usuels suivants : capteurs de pression, accéléromètres, gyromètres, capteurs GPS, sondes d'incidence et sondes de dérapage. Ainsi, le système 1 conforme à l'invention est en mesure d'établir à tout moment lors de l'approche (plus précisément lors de la phase finale de l'approche et de l'atterrissage), en temps réel, la limite en roulis due à la géométrie de l'avion AC et à la situation courante (hauteur, tangage) de l'avion AC, c'est-à-dire l'angle limite de roulis que l'avion peut atteindre sans qu'un point d'extrémité particulier de la voilure entre en contact avec le sol. De plus, cette valeur est affichée sur un écran de visualisation 10 dans le cockpit de l'avion AC, conjointement avec la valeur courante de l'angle de roulis, ce qui permet au pilote de se faire une représentation exacte du risque éventuel de toucher du sol (en comparant ces deux signes caractéristiques 11 et 12). L'angle de roulis limite correspond, comme précisé ci-dessous : - soit aux extrémités P1 des ailes W (« wing tip » en anglais) de l'avion AC ; - soit aux extrémités P2 basses des nacelles des moteurs M (externes) montés sous les ailes de l'avion AC, comme représenté sur la figure 2.

Le principe du calcul mis en oeuvre par les moyens 5 est de type géométrique, et il tient compte de trois variables d'entrées : l'angle de tangage (e), l'angle de roulis ((p), et l'altitude radio HRA de l'avion AC (mesurée généralement au niveau du train d'atterrissage). Des constantes propres à l'avion AC sont à déterminer et à fournir auxdits moyens 5. Ces variables sont nécessaires pour calculer la position du bout de l'aile ou de la nacelle moteur par rapport aux axes de rotation de l'avion AC. Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 5 calculent ledit angle limite de roulis cplim, à l'aide des expressions suivantes : cos2(pum = (-b + Vb 2 - 4ac)/ 2a avec : a = Y2 + (HRA + -Z 1 ) 2 b=2tane(HRA+ Z2-Z1)X1 c = tan 26 X12 _Y2 dans lesquelles : - HRA est la hauteur de l'avion AC par rapport au sol, mesurée par un radioaltimètre selon une direction de mesure de ce dernier ; - Z2 est la distance selon ladite direction de mesure entre le centre de gravité de l'avion AC et le point de mesure du radioaltimètre ; et - X1, Y, et Z1, sont des données géométriques représentatives dudit avion et correspondent aux distances entre le centre de gravité et ledit point d'extrémité, respectivement suivant les trois axes (de rotation) d'un repère lié à l'avion. On présente ci-après la définition de l'angle limite de roulis cplim : A/ on définit dans un premier temps le vecteur correspondant au point d'extrémité à surveiller. On peut donc surveiller les ailes ou les moteurs. Dans le repère avion, ce vecteur présente les composantes suivantes : X1, y , et Z1 dans le repère avion. Sur la figure 2, on a représenté les valeurs YA et Y1B de y respectivement pour l'extrémité d'aile P1 et pour l'extrémité de nacelle P2 du moteur externe M le plus éloigné de l'axe longitudinal de l'avion AC. La hauteur H entre le centre de gravité de l'avion AC (par rapport auquel est défini le repère avion) et le sol correspond à la valeur suivante : H = [Z2 + HRA] .cos0.cosip, Z2 étant la distance selon ladite direction de mesure entre le centre de gravité de l'avion AC et le point de mesure du radioaltimètre, qui est généralement situé à proximité du train d'atterrissage.

BI calcul de l'angle maximal Il convient de calculer les roulis maximaux admis par les projections de la nacelle externe et du bout de l'aile sur le plan. On est en présence d'un toucher lorsque la hauteur, dans le repère sol, du vecteur bout d'aile est égal à la hauteur entre le centre de gravité et le sol.

On obtient donc : HFA_'oû ecas + cos cos t = cos es`:3 , ... si;3.C'_x1 + sL c.tirti sm `,l = tar + L~'y.r T Zsl:"l { En opérant un changement de variable et en élevant cette équation au carré, on arrive à la solution suivante : aX2+bX+c=O avec : . + s - 4,_<>_ et : a = Y2 + (HRA + Z2 - Z1)2 b = 2tan 0 (HRA + Z2 - Z~) X~ c = tan 20X12_Y2 Par ailleurs, dans un premier mode de réalisation, ledit système 1 comporte de plus : - des moyens de comparaison 14 pour comparer automatiquement la valeur courante de l'angle de roulis (reçue par la liaison 9 des moyens 6) à la somme dudit angle limite de roulis (reçu par une liaison 15 de l'unité de calcul 3) et d'une marge prédéterminée et - des moyens 16 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 17 auxdits moyens de comparaison 14 et qui émettent un message d'alerte (sonore et/ou visuel) destiné à avertir un pilote d'une situation de risque de toucher, si ladite valeur courante de l'angle de roulis est supérieure à ladite somme.

En outre, dans un second mode de réalisation (en variante ou en complément dudit premier mode de réalisation), ledit système 1 comporte, en plus desdits moyens de comparaison 14 pour comparer automatiquement la valeur courante de l'angle de roulis à la somme dudit angle limite de roulis et d'une marge prédéterminée, des moyens 18 (reliés par une liaison 19 auxdits moyens 14) pour commander automatiquement l'avion AC pour que la valeur courante de l'angle de roulis redevienne inférieure ou égale à la somme lorsque cela n'est plus le cas. Cette commande automatique décharge le pilote de toute action pour revenir dans une position sûre en roulis, en ramenant automatiquement l'angle de roulis jusqu'à la limite, en cas d'excès. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ladite unité de calcul 3 comporte de plus des moyens 20 pour réaliser une estimation d'une valeur future de l'angle de roulis de l'avion AC. Dans ce cas, le dispositif de visualisation 9 présente de plus, sur l'écran de visualisation 10, un signe caractéristique 21 (de préférence une flèche indiquant l'évolution en cours) qui illustre ladite valeur future de l'angle de roulis (correspondant à la pointe de la flèche sur l'échelle de roulis). Cet affichage d'une tendance de roulis (roulis prédit dans un futur proche) permet au pilote de connaître la marge par rapport à la limite et les excursions potentielles. Il est ainsi en mesure d'identifier le niveau de risque. De préférence, lesdits moyens 20 calculent ladite valeur future de l'angle de roulis, à partir de la dérivée de la valeur courante de l'angle de roulis de l'avion, qui est déterminée de façon usuelle à l'aide de moyens faisant par exemple partie de l'ensemble 2, et d'un temps de prédiction prédéterminé, par exemple quelques secondes. Cette tendance de roulis donne donc, en association avec l'angle de roulis limite et l'angle de roulis courant, une information de marge opérationnelle pour le pilote. Dans le cadre de la présente invention, lesdits moyens d'alerte 16 et lesdits moyens de commande 18 peuvent être associés : - au seul excès de roulis, détecté à partir du roulis courant ; ou - au seul excès de roulis, détecté à partir de la valeur future de l'angle de roulis ; ou bien - de préférence, simultanément auxdits deux excès de roulis possibles (relatifs au roulis courant, et à la valeur future de l'angle de roulis). Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit système 1 comporte de plus une unité d'activation 23 notamment pour activer l'unité de calcul 3 (via une liaison 22) afin qu'elle détermine l'angle limite de roulis. Cette unité d'activation 23 comporte les moyens suivants (non représentés individuellement) : - des moyens pour déterminer, lors de l'approche, de façon automatique et répétitive, la valeur courante de la hauteur de l'avion AC par rapport au sol ; - des moyens pour comparer cette valeur courante à une valeur de hauteur prédéterminée ; et - des moyens pour générer l'activation dès que ladite hauteur courante devient inférieure à ladite valeur de hauteur prédéterminée, par exemple 40 mètres. L'information de roulis limite peut être affichée dans le cockpit, sur l'écran primaire de vol notamment, sur une échelle de roulis usuelle 24, comme représenté sur les figures 3 et 4. Sur ces figures 3 et 4, on a également représenté une échelle usuelle 25 de vitesse air, une échelle usuelle 26 d'altitude, et une échelle 27 de vitesse verticale. Ce roulis limite est affiché sur l'échelle de roulis 24 sous la forme du signe caractéristique 11 (barre ou chevron). Cela permet au pilote d'être informé lorsque le roulis courant (signe caractéristique 12) dépasse l'indicateur de roulis limite (signe Il). Le roulis futur est affiché sous la forme d'une flèche de tendance 21 qui est affichée en superposition de l'information de roulis déjà affiché en dynamique dans le cockpit. A partir de l'angle prédit de roulis et du niveau de roulis limite, le pilote est ainsi en mesure d'identifier le niveau de risque. Sur l'exemple de la figure 3, il n'apparaît aucun risque, alors que sur l'exemple de la figure 4 la flèche de tendance 21 (angle prédit de roulis) dépasse la limite autorisée (signe Il).

Le système 1 conforme à l'invention permet donc de détecter, en temps réel, à bord de l'avion AC, un risque de collision d'éléments de la voilure avec le sol. Il permet d'afficher une limite de roulis à respecter. En fonction du niveau actuel du roulis et de sa tendance, le pilote peut identifier les marges et les risques afin de réagir en conséquence. Cette limite peut également générer une alarme (ou une commande automatique) si l'avion AC la dépasse.

Claims (14)

1. REVENDICATIONS1. Procédé d'aide au pilotage d'un avion lors d'une phase d'approche d'un aéroport, caractérisé en ce que l'on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes suivante : a) on détermine les valeurs courantes d'une hauteur de l'avion (AC) par rapport au sol et d'un angle de tangage dudit avion (AC) ; b) à partir de ces valeurs courantes et de données géométriques représentatives dudit avion (AC) et relatives à au moins un point d'extrémité (P1, P2) de ce dernier, on calcule un angle limite de roulis qui est un angle de roulis maximal jusqu'à la valeur duquel on est assuré que ledit point d'extrémité (P1, P2) de l'avion (AC) ne touche pas le sol ; c) on détermine la valeur courante de l'angle de roulis de l'avion (AC); et d) on présente, sur un même écran de visualisation (10), un premier signe caractéristique (12) illustrant ladite valeur courante de l'angle de roulis et un deuxième signe (11) caractéristique illustrant ledit angle limite de roulis.
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on calcule ledit angle limite de roulis cplim, à l'aide des expressions suivantes : cos2(pum =(-b+,Jb2-4ac)/2a avec : a = Y2 + (HRA + Z2 - Z1 )2 b=2tan0(HRA+ Z2-Z1)X1 c = tan 20 X12 _Y2 dans lesquelles : - tan représente la tangente ; - 0 est l'angle de tangage de l'avion (AC); - HRA est la hauteur de l'avion (AC) par rapport au sol, mesurée par un radioaltimètre selon une direction de mesure ; - Z2 est la distance selon ladite direction de mesure entre le centre de gravité de l'avion (AC) et le point de mesure du radioaltimètre ; et - X1, Y, et Zl, sont des données géométriques représentatives dudit avion (AC) et correspondent aux distances entre le centre de gravité et ledit point d'extrémité, respectivement suivant les trois axes d'un repère lié à l'avion (AC).
3. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que, dans une étape supplémentaire, on compare, de façon automatique et répétitive, ladite valeur courante de l'angle de roulis à la somme dudit angle limite de roulis et d'une marge prédéterminée, et on émet un message d'alerte si ladite valeur courante de l'angle de roulis est supérieure à ladite somme.
4. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, dans une étape supplémentaire, on compare, de façon automatique et répétitive, ladite valeur courante de l'angle de roulis à la somme dudit angle limite de roulis et d'une marge prédéterminée, et si ladite valeur courante de l'angle de roulis est supérieure à ladite somme, on commande automatiquement l'avion (AC) pour que la valeur courante de l'angle de roulis redevienne inférieure ou égale à cette somme.
5. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que : - à l'étape b), on réalise, de plus, une estimation d'une valeur future de l'angle de roulis de l'avion (AC); et - à l'étape d), on présente de plus, sur ledit écran de visualisation (10), un troisième signe caractéristique (21) illustrant ladite valeur future de l'angle de roulis.
6. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on calcule ladite valeur future de l'angle de roulis, à partir de la dérivée de la valeur courante de l'angle de roulis de l'avion (AC) et d'un temps de prédiction prédéterminé.
7. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, lors de l'approche, on détermine de façon automatique et répétitive la valeur courante de la hauteur de l'avion (AC) par rapport au sol, on compare cette valeur courante à une valeur de hauteur prédéterminée, et on met en oeuvre lesdites étapes b) à d), dès que ladite hauteur courante devient inférieure à ladite valeur de hauteur prédéterminée.
8. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, appliqué à un avion (AC) pourvu de moteurs (M) agencés sous les ailes (W), caractérisé en ce que l'on tient compte de deux points d'extrémité : une extrémité (P1) d'aile (W) et une extrémité (P2) de nacelle de moteur (M), et en ce que l'on met en oeuvre lesdites étapes b) et d) pour ces deux points d'extrémité, puis on retient la valeur la plus pénalisante, en fonction de paramètres de vol courants de l'avion (AC).
9. 9. Système automatique d'aide au pilotage pour un avion, lors d'une phase d'approche d'un aéroport, caractérisé en ce qu'il comporte : - un ensemble (2) de sources d'informations pour déterminer automatiquement les valeurs courantes d'une hauteur de l'avion (AC) par rapport au sol et d'un angle de tangage dudit avion (AC) ; - des moyens (5) pour calculer automatiquement, à partir de ces valeurs courantes et de données géométriques représentatives dudit avion (AC) et relatives à un point d'extrémité (P1, P2) de ce dernier, un angle limite de roulis qui est un angle de roulis maximal jusqu'à la valeur duquel on estassuré que ledit point d'extrémité (P1, P2) de l'avion (AC) ne touche pas le sol; - des moyens (6) pour déterminer automatiquement la valeur courante de l'angle de roulis de l'avion (AC) ; et - un dispositif de visualisation (7) qui est susceptible de présenter automatiquement, sur un même écran de visualisation (10), un premier signe caractéristique (12) illustrant ladite valeur courante de l'angle de roulis et un deuxième signe caractéristique (11) illustrant ledit angle limite de roulis.
10. 10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que ledit écran de visualisation (10) est un écran primaire de vol.
11. 11. Système selon l'une des revendications 9 et 10, caractérisé en ce que ledit ensemble (2) de sources d'informations comporte au moins un radioaltimètre pour déterminer la valeur courante de la hauteur de l'avion (AC) par rapport au sol.
12. 12. Système selon l'une des revendications 9 à 11, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens (14) pour comparer automatiquement ladite valeur courante de l'angle de roulis à la somme dudit angle limite de roulis et d'une marge prédéterminée, et des moyens d'alerte (16) pour émettre automatiquement un message d'alerte si ladite valeur courante de l'angle de roulis est supérieure à ladite somme.
13. 13. Système selon l'une des revendications 9 à 12, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens (14) pour comparer automatiquement ladite valeur courante de l'angle de roulis à la somme dudit angle limite de roulis et d'une marge prédéterminée, et des moyens (18) pour commander automatiquement l'avion (AC) si ladite valeur courante de l'angle de roulis est supérieure à ladite somme, de manière àramener la valeur courante de l'angle de roulis à une valeur inférieure ou égale à ladite somme.
14. 14. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un système (1) tel que celui spécifié sous 5 l'une quelconque des revendications 9 à 13.