CA2018940C

CA2018940C - System for generating, aboard an aircraft, during takeoff, of a signal capable of producing an alert or an alarm, in case of malfunction

Info

Publication number: CA2018940C
Application number: CA002018940A
Authority: CA
Inventors: Jean-Louis Bonafe
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1990-06-13
Filing date: 1990-06-13
Publication date: 1999-08-17
Anticipated expiration: 2010-06-13
Also published as: CA2018940A1

Abstract

La présente invention concerne un système pour l'élaboration à bord d'un aéronef d'un signal d'alarme en cas d'anomalie pendant le décollage. Selon l'invention, il comporte - des moyens (1,2) susceptibles de délivrer des signaux représentatifs de l'accélération théorique et de l'accélération réelle, à un instant donné, de l'aéronef ; - des moyens (7) pour calculer l'expression : D1 = D1t + (Vat2 - V11~) / 2 .gamma.1t dans laquelle : ~ .gamma.1t est l'accélération réelle, à l'instant t, de l'aéronef, ~ V11t est sa vitesse réelle, ~ Vat est sa Vitesse théorique, ~ D1t est la distance réelle parcourue, à l'instant t, par l'aéronef, et ~ D1 est la distance réelle prévue parcourue par l'aéronef lorsque V11t sera égale à Vat, ainsi que le rapport : D1 / Dat dans lequel Dat est la distance théorique parcourue, à l'instant t, par l'aéronef ; des moyens (11) pour comparer le rapport D1/Dat à un seuil prédéterminé S garantissant une distance minimale de sécurité pour le freinage et l'arrêt de l'aéronef, et fournir un signal d'information à des moyens d'alarme (13) susceptibles d'émettre un signal d'alarme lorsque ledit rapport D1/Dat est supérieur ou égal audit seuil.The present invention relates to a system for generating on board an aircraft an alarm signal in the event of an anomaly during takeoff. According to the invention, it comprises - means (1,2) capable of delivering signals representative of the theoretical acceleration and of the actual acceleration, at a given instant, of the aircraft; - means (7) for calculating the expression: D1 = D1t + (Vat2 - V11 ~) / 2 .gamma.1t in which: ~ .gamma.1t is the real acceleration, at time t, of l aircraft, ~ V11t is its actual speed, ~ Vat is its theoretical speed, ~ D1t is the actual distance traveled, at time t, by the aircraft, and ~ D1 is the actual distance traveled by the aircraft when V11t will be equal to Vat, as well as the ratio: D1 / Dat in which Dat is the theoretical distance traveled, at time t, by the aircraft; means (11) for comparing the ratio D1 / Dat to a predetermined threshold S guaranteeing a minimum safety distance for braking and stopping the aircraft, and supplying an information signal to alarm means (13 ) likely to emit an alarm signal when said D1 / Dat ratio is greater than or equal to said threshold.

Description

La présente invention concerne un système pour l'élabo-ration à bord d'un aéronef d'un signal d'alarme en cas d'anomalie pendant le décollage.
La procédure de décollage, depuis le lâcher des freins jusqu'à l'envol de l'aéronef, constitue une phase délicate de l'exploitation de l'aéronef, pendant la-quelle, du fait de pertes de performance, de changements en ce qui concerne la direction et 1°intensité du vent, ou pour d'autres raisons, des accidents ou incidents, dont la probabilité a été évaluée à environ 10 6 par décollage, peuvent avoir lieu. En conséquence, il serait nécessaire, pour amëliorer la sécurité, de fournir à
l'équipage, en temps voulu, des informations sûres et précises lui permettant de décider si la procédure de décollage doit être interrompue ou corrigée et, cela, avant que l'aéronef roulant sur la piste n'atteigne une vitesse critique, obtenue par un calcul théorique, définie comme la vitesse jusqu'à laquelle le décollage peut être interrompu et au-delà de laquelle le décollage doit être poursuivi.
Pour mieux comprendre cette notion de vitesse critique, désignée par la suite par Vl, il convient tout d'abord de définir différentes distances caractéristïques d'une piste dans un aéroport. En effet; la piste et ses abords immédiats peuvent êtré divisés en plusieurs zones selon leur fonction la longueur de piste disponible, qui est la longueur de piste capable de recevoir l'aéronef dans toutes les conditions d'utilisation, - la zone d'arrêt, qui est une extension de la piste proprement dite, utilisable comme voie de circulation z au sol, mais permettant aussi le freinage en cas d'interruption de la procédure de décollage, - la zone dégagée, qui est la zone dans le prolongement immédiat de la piste, pouvant être prise en compte pour le calcul de la distance de décollage.
On doit ensuite tenir compte des différentes distances relatives à la procédure de décollage pour un aéronef donné .
- la distance de roulement, qui est la distance, rappor-tée au sol, parcourue par l'aéronef entre le lâcher des freins et 1a moitié du "segment" défini par le point atteint par l'aéronef à la vitesse à laquelle il quitte le sol et le point correspondant au passage de l'aéronef à une altitude définie dans les règlements de certification soit : 35 pieds (10,7 m). Elle doit être inférieure ou égale à la longueur de piste dispo-nible ;
- la distance de décollage, qui est la distance, rappor-w tée au sol, parcourue par l'aéronef entre le lâcher des freins et le passage de l'aéronef à ladite alti-tude de 35 pieds. Dans l'hypothèse où une panne de moteur se produit à V1 + E (s étant le signe mathéma-tique désignant une valeur infiniment petite), elle doit être inférieure ou égale à la somme longueur de piste disponible + zone dégagée - la distance d'accélêration-arrêt, qui est la distance parcourue par l'aéronef entra le lâcher des freïns et l'arrêt de l'aéronef en utilisant ses seuls freins, si une panne de moteur se produit à V1-e . Cette dis-tance doit être au plus égale à la sommé .
longueur de piste disponible + zone d'arrêt.

A partir du moment où l'aéronef atteint la vitesse critique V1 définie par calcul avant le décollage et figée pour le décollage, la procëdure de dëcollage doit être impérativement poursuivie. En effet, dans le cas contraire, l'arrêt de l'aëronef ne pourra pas être obtenu avant la fin de la zone d'arrêt, telle que définie ci-dessus. Jusqu'à présent, le pilote compare la vitesse de l'aéronef à ladite vitesse critique. La vitesse critique V1 est une vitesse définie par rapport à l'air, ce qui entraîne un premier risque lors d'une variation de vent en cours de décollage. Cependant, indépendamment de toute variation de vent, quoique la notion de vitesse V1 soit facile à vërifier par le pilote, en réalité cette notion est liée à une notion de distance, actuellement inconnue de l'équipage, qui est bien un paramètre critique pour le décollage. Ainsi, toute dégradation des performances de l'aéronef, par rapport aux performances thëoriques, implique que l'aéronef atteindra ladite vitesse critique après avoir parcouru une distance supérieure à la distance théorique calculée, correspondant à cette vitesse critique. En vérité, dans l'état actuel des choses, le pilote qui décide d'interrompre la procédure de dêcollage à V1- e ne peut pas être sûr qu'il pourra arrêter l'aéronef sans risquer de sortir de la piste..
L'invention a pour but d'êviter ces ïnconvénients, et concerne un système permettant d'élaborer, à bord d'un aéronef, un signal d'alarme en cas d'anomalie pendant le décollage, adapté pour que le pilote, le cas échéant, puisse décider en toute sécurité de 'modifier ou bien d'interrompre le processus de décollage, c°est-à-dire en étant sûr dans ce dernier cas qu'il lui reste une longueur de piste suffisante pour arrêter l'aéronef dans les limites de la piste.

A cet effet, le système pour l'élaboration à bord d'un ~ëronef d'un signal d'alarme en cas d'anomalie pendant le décollage, avant que l'aéronef n'atteigne une vitesse critique de roulement jusqu'à laquelle le processus de décollage peut être modifié ou interrompu et au-delà de laquelle le décollage dait être poursuivi, est remar-quable, selon l'inventian, en ce qu'il, comporte - des moyens susceptibles de délivrer des signaux repré
sentatifs de 1°accélëration théorique et de l'accélé
ration rëelle, à un instant dannë, de l'aëronef, - des moyens pour calculer l'expression Dl = D1t + (vat2 - Vlli.) / 2 ~y lt dans laquelle . y 1t est l'accélération réelle, à l'instant t, de l'aéronef, . Vllt est la vitesse réelle, à l'instant t, de l'aéronef, . Vat est la vitesse théorique, â l'instant t, de l'aéronef, . D1t est la distance rëelle parcourue, â l'instant t, par l'aéronef, et . D1 est la distance réelle prévue parcourue par l'aëronef lorsque Vllt sera égale à Vat, ainsi que le rapport :
D1 / Dat dans lequel . D1 est tel que défini ci-dessus, et . Dat est la distance théorique parcourue, â 1°instant t, par l'aéronef, ' ~~'i~.~;~~~
- des mayens pour comparer le rapport Dl / Dat â un seuil prédêterminé S garantissant une distance mini-male de sëcurité pour le freinage et l'arrêt de L'aéronef, et fournir un signal d'information à des 5 moyens d'alarme susceptibles d'émettre un signal d'alarme lorsque ledit rapport Dl / Dat est supërieur ou égal audit seuil.
Ainsi, on peut prévoir, à tout instant, quelle sera la distance parcourue par l'aéronef lorsque sa vitesse aura atteint la vitesse théorique à cet instant, c'est-à-dire 1a vitesse calculée pour cet instant dans le calcul des distances théoriques de décollage. Le calcul est perma-nent de 0 à Vl, de sorte que la prévision est réalisée jusqu'au point de décision. Lorsque la distance prévue dépasse d'un seuil prédéterminë la distance théorique, l'alarme est déclenchée, et le pilote peut arréter en toute sécurité l'aéronef, c'est-à-dire sans risquer de sortir de la piste, du fait que la distance effective-ment parcourue par 1°aéronef à cet instant est par définition inférieure, et cela de façon suffisante, à la distance théorique, ce qui garantit un arrêt de l'aéro-nef dans les limites de la piste, jusqu'â Vl. En d'au-tees termes, l'alarme sera déclenchée avec une avance suffisante puisqu'elle sera activée en calculant, à un instant donné, la distance gui serait parcourue par l'aéronef dans une situation future, ce qui permet de garder une marge de sécurité suffisante en distance et en vitesse. I1 convient de noter que le terme "signal d'alarme" signifie aussi bien "signal d'alerte"; et que°
~0 le système de l'invention, en dehors de signaux d'alar-me, est susceptible de fournir également des signaux d "'informatian", lorsque ledit seuil n'est pas atteint.

Dans le cas d'une procédure de décollage économique, dans laquelle la puissance maximale des moteurs de l'aéronef n'est pas utilisée, il peut être intéressant d'ëlaborer un signal, non plus en fonction de paramètres "réels", mais en fonction de paramètres "réalisables". A
cette fin, selon une autre caractéristique de l'inven-tion, le systêrne comprend de plus .
- des moyens susceptibles de dêlivrer des signaux repré-sentatifs de l'accélération réalisable, à un instant donné, de l'aéronef, - des moyens pour calculer l'expression The present invention relates to a system for the ration on board of an aircraft of an alarm signal in case anomaly during takeoff.
The takeoff procedure, from the release of the brakes until the aircraft takes off, constitutes a phase delicate operation of the aircraft, during the which, due to performance losses, changes with regard to the direction and 1st intensity of the wind, or for other reasons, accidents or incidents, whose probability has been estimated at around 10 6 by takeoff, can take place. As a result, it would necessary, to improve safety, to provide the crew, in a timely manner, reliable information and allowing him to decide whether the takeoff must be interrupted or corrected and, this, before the aircraft taxiing on the runway reaches a critical speed, obtained by a theoretical calculation, defined as the speed up to which takeoff may be aborted and beyond which takeoff must be continued.
To better understand this notion of critical speed, subsequently designated by Vl, it is first of all advisable to define different characteristic distances of a runway at an airport. Indeed; the track and its surroundings can be divided into several zones according to their function the available track length, which is the length runway capable of receiving the aircraft in all Terms of use, - the stop area, which is an extension of the runway proper, usable as a traffic lane z on the ground, but also allowing braking in case interruption of the take-off procedure, - the open area, which is the area in the extension track immediately, which can be taken into account for calculating the take-off distance.
We must then take into account the different distances relating to the take-off procedure for an aircraft given.
- the rolling distance, which is the distance, tée on the ground, traveled by the aircraft between the release brakes and half of the "segment" defined by the point reached by the aircraft at the speed at which it leaves the ground and the point corresponding to the passage of the aircraft at an altitude defined in the regulations certification either: 35 feet (10.7 m). She must be less than or equal to the length of runway available nible;
- the take-off distance, which is the distance, w tee on the ground, traveled by the aircraft between the release brakes and the passage of the aircraft at said altitude 35 feet study. In the event that a failure of motor occurs at V1 + E (s being the mathematical sign -tick designating an infinitely small value), it must be less than or equal to the sum length of track available + cleared area - the accelerate-stop distance, which is the distance traveled by the aircraft entered the release of brakes and stopping the aircraft using only its brakes, if an engine failure occurs at V1-e. This dis-tance must be at most equal to the summation.
available runway length + stopping area.

From the moment the aircraft reaches speed critical V1 defined by calculation before takeoff and frozen for takeoff, the takeoff procedure must be imperatively prosecuted. Indeed, in the case contrary, the stop of the aircraft cannot be obtained before the end of the stop zone, such as defined above. So far, the pilot has compared the speed of the aircraft at said critical speed. The critical speed V1 is a speed defined with respect to in the air, which leads to a first risk during a wind variation during takeoff. However, regardless of any variation in wind, although the notion of speed V1 is easy to check by the pilot, in reality this notion is linked to a notion of distance, currently unknown to the crew, which is indeed a critical parameter for takeoff. So, any deterioration in aircraft performance, for example compared to theoretical performance, implies that the aircraft will reach said critical speed after having traveled a distance greater than the theoretical distance calculated, corresponding to this critical speed. In truth, as it stands, the pilot who decides to interrupt the take-off procedure at V1- e cannot be sure that he will be able to stop the aircraft without risk getting off the track ..
The object of the invention is to avoid these drawbacks, and relates to a system for developing, on board a aircraft, an alarm signal in the event of an anomaly during the take off, adapted so that the pilot, if necessary, can safely decide to 'modify or to interrupt the takeoff process, that is to say by being sure in the latter case that he has one runway length sufficient to stop the aircraft in the limits of the track.

To this end, the system for developing on board a ~ Aircraft of an alarm signal in the event of an anomaly during takeoff, before the aircraft reaches a speed rolling criticism up to which the process of takeoff can be changed or interrupted and beyond which takeoff should be continued, is noted quable, according to the inventian, in that it comprises - means capable of delivering signals represented 1 ° theoretical acceleration and accelerated real ration, at a given time, of the aircraft, - means to calculate the expression Dl = D1t + (vat2 - Vlli.) / 2 ~ y lt in which . y 1t is the real acceleration, at time t, of the aircraft, . Vllt is the real speed, at time t, of the aircraft, . Vat is the theoretical speed, at time t, of the aircraft, . D1t is the real distance traveled, at time t, by the aircraft, and . D1 is the actual expected distance traveled by the aircraft when Vllt is equal to Vat, as well as the report:
D1 / Dat in which . D1 is as defined above, and . Dat is the theoretical distance traveled, at 1 ° instant t, by the aircraft, '~~' i ~. ~; ~~~
- mayens to compare the Dl / Dat ratio to a predetermined threshold S guaranteeing a minimum distance safety male for braking and stopping The aircraft, and provide an information signal to 5 alarm means capable of emitting a signal alarm when said Dl / Dat ratio is higher or equal to said threshold.
So we can predict, at any time, what will be the distance traveled by the aircraft when its speed has reached reaches the theoretical speed at this instant, i.e.
1a speed calculated for this moment in the calculation of theoretical take-off distances. The calculation is perma-range from 0 to Vl, so the forecast is made to the point of decision. When the planned distance exceeds the theoretical distance by a predetermined threshold, the alarm is triggered, and the pilot can stop by safe the aircraft, that is to say without risking get off the track, because the effective distance-ment traveled by 1 ° aircraft at this time is by lower definition, and this sufficiently, to the theoretical distance, which guarantees a stopping of the aero-nave within the limits of the runway, up to Vl.
tees terms, the alarm will be triggered with an advance sufficient since it will be activated by calculating, at a instant, the distance which would be covered by the aircraft in a future situation, which allows keep a sufficient safety margin at a distance and quickly. It should be noted that the term "signal alarm "means both" alert signal "; and that °
~ 0 the system of the invention, apart from alarm signals me, is likely to also provide signals "informatian", when the said threshold is not reached.

In the case of an economic take-off procedure, in which the maximum engine power of the aircraft is not used, it can be interesting to develop a signal, no longer based on parameters "real", but based on "achievable" parameters. AT
this end, according to another characteristic of the invention tion, the system further understands.
- means capable of delivering signals represented feeling for the acceleration achievable, at an instant given, from the aircraft, - means to calculate the expression

2 2 D2 = D2t -I- (Vat - Vl2t) / 2 y lt dans laquelle . y lt est l'accélération réelle, à l'instant t, de l'aéronef, . Vl2t est la vitesse réalisable, â l'instant t, de l'aéronef, . Vat est la vitesse théorique, à l'instant t, de l'aéronef, . D2t est 1a ditance réalisable, parcourue par ' l'aéronef à l'instant t, et . D2 est la distance réalisable prévue, parcourue par ' l'aéronef lorsque VlGt sexes égale à Vat;
ainsi que le rapport DZ / Dat (.
dans lequel . D2 est tel que défini ci-dessus, et . Dat est la distance théorique parcourue, à l'instant t, par l'aéronef, lesdits moyens de comparaison permettant de comparer le rapport D2 / Dat audit seuil S prédéterminé, et lesdits moyens d'alarme étant susceptibles d'émettre un signal d'alarme lorsqùe ledit rapport DZ / Dat est supérieur ou égal audit seuil.
Selon une autre caractêristique de l'invention, le système comprend de plus des moyens pour déterminer la variation D W de 1a composante longitudinale du vent, à
partir de l'expression Wx = VTAS - Vllt, dans laquelle Wx est 1a composante longitudinale du vent, VTAS la vitesse aërodynamique et Vllt la vitesse réelle de l'aéronef, lesdits moyens de comparaison permettant de comparer p W à un seuil prédëterminé D WS, et lesdits moyens d'alarme étant susceptibles d'émettre un signal d'alarme lorsque ~ W est supérieur ou égal audit seuil D WS.
Selon encore une autre caractéristique de l'invention, ledit seuil S, auquel sont comparês le rapport D1/Dat et/ou D2/Dat, est variable, et diminue lorsque la différence p V entre la vitesse critique et la vitesse atteinte par l'aéronef diminue.
De préférence, ledit seuil S est défini par la fonction S = a 0 V + b, a et b étant des constantes compatibles avec les marges théoriques du calcul du décollage.
Selon une autre caractê.~istique de l'invention, le système comporte des moyens d'échantillonage permettant.:
d'obtenïr une suite de valeurs numériques des accéléra-tions théorique, réelle et rëalisable et de la vitesse aérodynamique.

â
~!~~,~~~~
B
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée.
La figure 1 est le schéma synoptique de principe du systême conforme à l'invention.
La figure 2 donne le schéma d'un exemple de réalisation d'un dispositif de calcul utilisé dans le systême conforme â l' invention.
La figure 3 donne le schéma d'un exemple de réalisation d'un dispositif pour fournir un signal d'information utilisé dans le système conforme à l'invention.
La figure 4 montre la courbe de variation du seuil du signal d'alarme en fonction de la vitesse de l'aéronef.
La figure 5 montre les courbes des accélérations, vitesses et distances utilisées dans le système conforme à 1°invention, au voisinage d'un instant donné du décollage.
En se référant au schéma synoptïque d,e la figure 1, le système conforme à l'invention comprend un premier dispositif de calcul 1 pour calculer l'accélération théorique Yat, correspondant à la demande du pilote aux moteurs de l'aéronef, et l'accélératïon rëalisable Y 2t, que peuvent fournir les moteurs compte tenu du nombre de tours ou de la pression que l'on observe sur chacun d'eux, de l'aéronef. Pour cela, le dispositif de cal.cul°
1 reçoit un certain nombre de paramètres dépendant du type d'aéronef considérë, ainsi que des moteurs dont il est équipé, et élabore à partir de ces données, de façon connue, lesdites accélérations.

L"accélération réelle y lt et la vitesse aérodynamique VTAS sont mesurées par la centrale inertielle et le systéme anémométrique de bord, respectivement, comme cela est schêmatisé sur la figure 1, par le dispositif 2.
Les sorties du dispositif 1, auxquelles apparaissent les accélërations y at et y 2t, sont reliées, par les liai-sons respectives 3 et 4, à des entrées d'un second dispositif de calcul 7, décrit en détail en regard de la figure 2. De méme, les sorties du dispositif 2, aux-quelles apparaissent 1'accëlération y lt et la vitesse VTAS, sont reliëes, par les liaisons réspectives 5 et 6, à d'autres entrêes du dispositif de calcul 7.
Les sorties du dispositif 7, auxquelles apparaissent les w valeurs D1/Dat, D2/Dat et D W, sont reliées, par les liaisons respectives 8, 9 et 10, à un dispositif pour fournir un signal d'information 11, décrit en détail en regard de la figure 3, dont la sortie est reliëe, par la liaisan 12, aux moyens d'alarme 13.
On rappelle que - y lt est l'accélération réelle, à l'instant t, de l' aéronef , - Vllt est la vitesse réelle, à l'instant t, de l'aéronef, - Vl2t est la vitesse réalisable, à l'instant t, de l'aéronef, - Vat est la vitesse théorique, â l'instant t, de l'aéronef, - Dlt est la distance réelle parcourue, â l'instant t, 2 2 D2 = D2t -I- (Vat - Vl2t) / 2 y lt in which . y lt is the real acceleration, at time t, of the aircraft, . Vl2t is the achievable speed, at time t, of the aircraft, . Vat is the theoretical speed, at time t, of the aircraft, . D2t is the feasible saying, traversed by ' the aircraft at time t, and . D2 is the expected achievable distance traveled by ' the aircraft when VlGt gender equals Vat;
as well as the report DZ / Dat (.
in which . D2 is as defined above, and . Dat is the theoretical distance traveled, at the moment t, by the aircraft, said comparison means making it possible to compare the D2 / Dat ratio at said predetermined threshold S, and said alarm means capable of emitting a signal alarm when said DZ / Dat ratio is higher or equal to said threshold.
According to another characteristic of the invention, the system further includes means for determining the variation DW of the longitudinal component of the wind, at from the expression Wx = VTAS - Vllt, in which Wx is the longitudinal component of the wind, VTAS the aerodynamic speed and Vllt the actual speed of the aircraft, said comparison means making it possible to compare p W to a predetermined threshold D WS, and said alarm means capable of emitting a signal alarm when ~ W is greater than or equal to said threshold D WS.
According to yet another characteristic of the invention, said threshold S, to which the ratio D1 / Dat are compared and / or D2 / Dat, is variable, and decreases when the difference p V between critical speed and speed hit by the aircraft decreases.
Preferably, said threshold S is defined by the function S = a 0 V + b, a and b being compatible constants with the theoretical margins of the takeoff calculation.
According to another characteristic of the invention, the system includes sampling means allowing:
to obtain a series of numerical values of accelerations theoretical, real and achievable and speed aerodynamic.

at ~! ~~, ~~~~
B
The figures in the accompanying drawing will make it clear how the invention can be realized.
Figure 1 is the block diagram of the principle system according to the invention.
Figure 2 gives the diagram of an exemplary embodiment a computing device used in the system according to the invention.
Figure 3 gives the diagram of an exemplary embodiment a device for providing an information signal used in the system according to the invention.
Figure 4 shows the variation curve of the threshold of the alarm signal depending on the speed of the aircraft.
Figure 5 shows the acceleration curves, speeds and distances used in the compliant system to 1 ° invention, in the vicinity of a given instant of the lift-off.
Referring to the block diagram in Figure 1, the system according to the invention comprises a first calculating device 1 for calculating acceleration theoretical Yat, corresponding to the pilot's request to engines of the aircraft, and the achievable acceleration Y 2t, what can the engines supply given the number of turns or pressure that we observe on each from them, from the aircraft. For this, the device of cal.cul °
1 receives a certain number of parameters depending on the type of aircraft considered, as well as the engines of which is equipped, and builds on this data, so known, said accelerations.

Actual acceleration y lt and aerodynamic speed VTAS are measured by the inertial unit and the on-board airspeed system, respectively, as this is shown schematically in Figure 1, by the device 2.
The outputs of device 1, to which the accelerations y at and y 2t, are connected, by the liai-respective sounds 3 and 4, at inputs of a second calculation device 7, described in detail with reference to the Figure 2. Likewise, the outputs of device 2, aux-what are the acceleration y lt and the speed VTAS, are linked, by the respective links 5 and 6, to other inputs of the computing device 7.
The outputs of the device 7, at which the w appear D1 / Dat, D2 / Dat and DW values are linked by the respective connections 8, 9 and 10, to a device for provide an information signal 11, described in detail in look at Figure 3, the output of which is connected by the liaisan 12, to alarm means 13.
We recall that - y lt is the real acceleration, at time t, of the aircraft, - Vllt is the real speed, at time t, of the aircraft, - Vl2t is the achievable speed, at time t, of the aircraft, - Vat is the theoretical speed, at time t, of the aircraft, - Dlt is the real distance traveled, at time t,

3 0 par l' aêronef , - Dzt est la distance réalisable parcourue, à l'instant t, par l'aéronef, - D1 est la distance réelle prévue, parcourue par l'aéronef lorsque Vllt sera égale à Vat, - D~ est la distance réalisable prévue, parcourue par l'aéronef lorsque Vl2t sera égale à Vat.
D1 et D2 résultent de l'application de la relation fondamentale de la cinématique. Ainsi .
Dl = Dlt + _1 ylt. D t2 + Vllt. D t expression dans laquelle D t est le temps nécessaire ZO pour que Vllt = Vat, c'est-à-dire que .
D t = (Vat - Vllt) / y lt :, ce qui entraîne que z z Dl = Dlt + (Vat - Vllt) / 2 y lt De la même façon z D2 = D2t + _1 Y lt. D t + Vl2t. D t expression dans laquelle Q t est le temps nécessaire pour que Vl2t = Vat, c'est-à-dire que : y D t = (Vat - Vl2t) / y lt ce qui entraîne que D2 = D2t + (Vat - Vl2t) / 2 y lt En se référant maintenant à la figure 2, montrant un easemple de réalisation du dispositif de calcul 7;
l'accélération réalisable Y 2t, acheminée par la liaison 3, est appliquée à l'entrée d'un intégrateur 20, sus-, ceptible de fournir à sa sortie la vitesse réalisable Vl2t, laquelle est appliquée, par la liaison 21, à un intégrateur 22, susceptible de fournir à sa sortie la distance réalisable D2t; laquelle est appliquëe, par la liaison 23, à l'une des entrées d'un additionneur 24.
par ailleurs, par la liaison 25, la vitesse réalisable Vl2t est appliquée à un calculateur 26 susceptible de z fournir à sa sortie la valeur Vl2t appliquée, par la liaison 27, à l'entrée négative d'un soustracteur 28.
De même, l'accélération réelle Y lt, acheminée par la liaison 5, est appliquée à l'entrée d'un intégrateur 29, susceptible de fournir à sa sortie la vitesse réelle Vllt, laquelle est appliquée, par la liaison 30, à un intégrateur 31, susceptible de fournir à sa sortie la distance réelle Dlt, laquelle est appliquêe, par la liaison 32, à l'une des entrées d'un additionneur 33.
Par ailleurs, par la liaison 34, la vitesse réelle Vllt est appliquée à un calculateur 35 susceptible de fournir z à sa sortie la valeur Vllt appliquée, par la liaison 36, à l'entrée négative d'un soustracteur 37.
En outre, l'accélération théorique Y a, acheminée par la liaison 4, est appliquée à l'entrée d'un intégrateur 38, susceptible de fournir à sa sortie 1a vitesse théorique Vat, laquelle est appliquée, par la liaison 39, à un intégrateur 40, susceptible de fournïr à sa sortie la distance théorique Dat, laquelle est appliquée, par la liaison 41, aux entrées, correspondant chacune au dénominateur, des diviseurs 42 et 43. De plus, par la liaison 44, la vitesse théorique Vat est appliquée à, un calculateur 45 susceptible de fournir à sa sortie la z valeur Vat appliquée, par la liaison 46, à l'entrée positive du soustracteur 28. Egalement, par la liaison 47, la vitesse théorique Vat est appliquée à un calcu lateur 48 susceptible de fournir à sa sortie la valeur°
z Vat appliquée, par la liaison 49, à l'entrée positive du soustracteur 37.
he soustracteur 28, qui fournit à sa sortie la valeur z z (Vat - Vl2t), est relié, par la liaison 50, à un calcu-lateur 51 susceptible de fournir à sa sortie la valeur (Vat - Vl2t)/2, laquelle est appliquée, par la liaison 52, à l'entrée, correspondant au numérateur, d'un diviseur 53. De même, le soustracteur 37, qui fournit à
, par la sa sortie la valeur (Vat - Vllt), est relié
liaison 54, à un calculateur 55 susceptible de fournir à
sa sortie la valeur (Vat - Vllt)/2, laquelle est appli-quée, par la liaison 56, à l'entrée, correspondant au numérateur, d'un diviseur 57.
Aux entrées, correspondant chacune au dénominateur, des diviseurs 53 et 57, est appliquée, par la liaison 58, l'accélération réelle y lt. Le diviseur 53, qui fournit à sa sortie la valeur (Vat - V12~)/2y lt, est relié, par la liaison 59, à l'additionneur 24, tandis que le diviseur 57, qui fournit à sa sortie la valeur (Vat -z Vllt)/2 y lt, est relié, 'par la liaison 60, à l'addi tionneur 33. L'additionneur 24, qui fournit à sa sortie z z la valeur D2t + (Vat - Vl2t)/2 y lt, est relié, par la liaison 61, à l'entrée, correspandant au numérateur, du diviseur 42, tandis que l'additionneur 33, qui fournit à
sa sortie la valeur Dlt + (Vat - Vllt)/2 ylt, est relié, par la liaison 62, à l'entrée, correspondant au numéra-teur, du diviseur 43.
Aux sorties (liaisons 8 et 9) des diviseurs 42 et 43, apparaissent, respectivement, les rapports - D2/Dat - D1/Dat dans lesquels, comme déjà indiqué
D1 est la distance réelle prévue, parcourue par l'aéronef lorsque Vllt sera égale à Vat, et - D2 est la distance réalisable prévue, parcourue par l'aéronef lorsque Vl2t sera égale à Vat.
La vitesse aérodynamique VTAS, acheminée par la liaison 6 et filtrée dans le filtre 63, est appliquée, par la liaison 64, à l'entrée posîtive d'un soustracteur 65, à
l'entrée négative duquel est appliquée, par la liaison 66, la vitesse réelle Vllt. On détermine ainsi la compo-sante longitudinale du vent VTAS - Vllt = Wx, appliquée, par la liaison 67, au dispositif 68 et dont la variation est à comparer à un seuil déterminé, comme on le verra par la suite.
Par ailleurs, le dispositif de calcul 7 peut comprendre, en amont, des moyens d'échantillonage (non représentés) permettant d'obtenir une suite de valeurs numériques des accélérations théorique, réelle et réalisable et de la vitesse aërodynamique, à une période d'échantillonage de par exemple 100 millisecondes (d'où la notion de temps t qui apparaît sur tous les paramètres du calcul).
On se référera maintenant à la figure 3 montrant un exemple de réalisation d'un dispositif pour fournir un signal d'information 11. .
Comme indiqué ci-dessus, le dispositif de calcul 7 permet de déterminer trois "observateurs" .
1) Distance rëelle prévue / Distance thëorique sait D1t/Dat 2) Distance réalisable prévue / Distance théorique soit Dzt/Dat 3) Variation de vent soit D W

é~ô!~ ~.~~

Une solution peut consister à comparer ces différents ,-observateurs â un seuil prêdéterminé fixe. Cependant, en ce qui concerne les observateurs 1) et 2), il est clair qu'un tel seuil peut être plus élevé lorsque la vitesse de l'aéronef est encore "très inférieure" à la vitesse critique telle que définie précédemment, mais doit être moins élevé lorsque 1a vitesse de l'aêronef approche la vitesse critique. Par ailleurs, il convient que l'alerte puisse être déclenchêe au plus tard une seconde, par exemple, avant que la vitesse de l'aéronef n'atteigne la vitesse critique prévue. La réalisation du dispositif 11 tient compte de ces diffêrentes remarques.
Ainsi, la vitesse critique est appliquée, par la liaison 70, â 1°entrée positive d'un soustracteur 71, aux entrées négatives duquel sont appliquées, par les liaison respectives 72 et 73, une constante de vitesse, tenant compte dudit "seuil temporel'° d'alerte (une seconde), et la vitesse de l'aéranef, filtrée en 74. La sortie D V du soustracteur 71 est reliée, par la liaison 75, à l'entrée d'un calculateur 76 dont la sortie est une valeur de seuil S, variable comme l'illustre la figure 4.
Le seuil S est une fonction linéaire croissante de for-me . S - a 0 V + b, dans laquelle a et b sont des constantes compatibles avec les marges théoriques du calcul du décollage.
A titre d'exemple, on a reprêsenté sur la figure 4 la~~
fonction S sur l'intervalle de vitesse, exprimée en noeud (1852 m/h), de 0 à 1,00. Dans ce cas particulier, si D V = 0, S = 1,15 et si D V = 100, S = 2,5 ; le seuil S peut donc s ° exprimer par la formule S = 0, 0135 p V +
1,15. Cela signifie qu'un excès '°prévision par rapport â
théorie" de 150 % peut être toléré au début du décollage, excès qui n'est plus que de 15 ~ au voisinage de la vitesse critique, cela n'étant bien entendu qu'un exemple possible parmi d'autres.
Par ailleurs, 1a valeur D2t/Dat est appliquëe, par la liaison 8, à l'entrée positive d'un soustracteur 77, à
l'entrée nêgative duquel est appliquée, par la liaison 79, la valeur de seuil S déterminée dans le dispositif 76. De même, la valeur Dlt/Dat est appliquée, par la liaison 9, à l'entrée positive d'un soustracteur 78, à
l'entrée négative duquel est appliquée, par la liaison 80, ladite valeur de seuil S.
Par la liaison 81, la valeur D2t/Dat-S est appliquée à
l'entrée d'un comparateur 82 dont la sortie est 1 si D2t/Dat - S >, 0, et 0 si D2t/Dat - S <0. De même, par la liaison 83, la valeur Dlt/Dat - S est appliquée à
l'entrée d'un comparateur 84 dont la sortie est 1 si Dlt/Dat - S ~ 0, et 0 si D1t/Dat - S< 0. De plus, par la liaison 85, la valeur S est appliquée à l'entrée d'un comparateur 86 dont la sortie est l quand S dépasse une valeur prédëterminée, par exemple égale à 1,15.
En outre, la variation de vent, acheminée par la liaison 10, est fournie à l'entrée d'un oomparateur 87 dont la sortie est 1 si 1a variation de vent est supérieure à un seuil prédéterminé depuis, par exemple, 5 secondes;
cette variation de vent correspondant bien entendu à un vent "dèporteur".
A une première porte logique ET 88, sont appliquées, par la liaison 89, la sortie du comparateur 82 et, par la liaison 90, la sortie du comparateur 86. A une deuxième porte logique ET 91, sont appliquées, par la liaison 92, la sortie du comparateur 84 et, par la liaison 93, la sortie du comparateur 86. A une troisième porte logique ET 94, sont appliquées, par la liaison 95, la sortie du comparateur 87 et, par la liaison 96, la sortie du comparateur 86. Les sorties des portes ET 88, 91 et 94 sont appliquées, par les liaisons respectives 97, 98 et 99, aux entrées d'une porte logique OU dont la sortie 12 est reliée aux moyens d'alarme 13.
Ainsi, l'alerte sera déclenchée lorsqu'au moins un des trois "observateurs" précédemment définis donne un signal non nul aux portes 88, 91 ou 94, alerte bien entendu visualisée sur le tableau de bord. Celle-ci sera désactivée au délestage du train, et les moniteurs de décollage seront alors remis en condition d'initialisa-tion et désactivés.
En se référant à la figure 5, montrant les courbes des accélérations, vitesses et distances utilisëes dans le systëme conforme â l'invention, au voisinage d'un instant du décollage tc, on voit que, dans cet exemple de situation résultant d'une anomalie au cours du dé-collage, l'accélération réelle Y 1t est inférieure à
l'accélération théorique ~y at, la vitesse réelle Vllt est inférieure à la vitesse thêorique Vat qui, comme le montre la courbe de la vitesse réelle Vllt, serait atteinte â l'instant tc + D t, la courbe D1t permettant de prévoir de plus quelle serait la distance parcourue par l'aëronef â cet instant.
Connaissant la marge tolérée dans le calcul de la distance théorique de décollage; il est ainsi facile~~
d'informer le pilote lorsque cette marge est dépassée, par simple comparaison entre la distance théorique et la distance prévue.

io Il convient de souligner que, bien que la marge soit calculée pour la vitesse critique V1 de telle façon que les freins absorbent la totalité de l'énergie 1/2mV1 avant la fin de la piste, le système est tel que le pilote sera informé en continu, bien avant V1, de sa situation actuelle. Le pilote sera donc averti avec une "marge d'énergie" supplémentaire qui lui permettra de décider de la suite du dêcollage, ou de l'arrêt de l'aêronef.
Des remarques semblables s'appliquent aux accélération, vitesse et distance réalisables. 3 0 by aircraft, - Dzt is the achievable distance traveled, at the moment t, by the aircraft, - D1 is the actual distance planned, traveled by the aircraft when Vllt is equal to Vat, - D ~ is the expected achievable distance traveled by the aircraft when Vl2t is equal to Vat.
D1 and D2 result from the application of the relation fundamental of the kinematics. So .
Dl = Dlt + _1 ylt. D t2 + Vllt. D t expression in which D t is the time required ZO so that Vllt = Vat, that is to say that.
D t = (Vat - Vllt) / y lt:, which means that zz Dl = Dlt + (Vat - Vllt) / 2 y lt In the same way z D2 = D2t + _1 Y lt. D t + Vl2t. D t expression in which Q t is the time required so that Vl2t = Vat, that is to say that: y D t = (Vat - Vl2t) / y lt which means that D2 = D2t + (Vat - Vl2t) / 2 y lt Referring now to Figure 2, showing a example of realization of the computing device 7;
the achievable acceleration Y 2t, carried by the link 3, is applied to the input of an integrator 20, sus-, capable of providing achievable speed at its output Vl2t, which is applied, via link 21, to a integrator 22, capable of providing the output achievable distance D2t; which is applied, by the link 23, to one of the inputs of an adder 24.
moreover, via the link 25, the achievable speed Vl2t is applied to a computer 26 capable of z provide at its output the value Vl2t applied, by the link 27, at the negative input of a subtractor 28.
Likewise, the actual acceleration Y lt, routed by the link 5, is applied to the input of an integrator 29, likely to provide the actual speed at its output Vllt, which is applied, by the link 30, to a integrator 31, capable of providing the output actual distance Dlt, which is applied by the link 32, to one of the inputs of an adder 33.
Furthermore, via link 34, the actual speed Vllt is applied to a computer 35 capable of providing z at its output the value Vllt applied, by the link 36, at the negative input of a subtractor 37.
In addition, the theoretical acceleration Y a, routed by the link 4, is applied to the input of an integrator 38, likely to provide the theoretical speed at its output Vat, which is applied, by connection 39, to a integrator 40, capable of providing the output theoretical distance Dat, which is applied by the link 41, at the inputs, each corresponding to denominator, divisors 42 and 43. In addition, by the link 44, the theoretical speed Vat is applied to, a computer 45 capable of supplying the output z Vat value applied, via link 46, to the input positive of subtractor 28. Also, by the link 47, the theoretical speed Vat is applied to a calculation reader 48 capable of supplying at its output the value °
z Vat applied, by connection 49, to the positive input of subtractor 37.
he subtractor 28, which provides at its output the value zz (Vat - Vl2t), is connected, by the link 50, to a calcu-reader 51 capable of supplying the value at its output (Vat - Vl2t) / 2, which is applied, by the link 52, at the entry, corresponding to the numerator, of a divider 53. Similarly, the subtractor 37, which provides , over there its output the value (Vat - Vllt), is connected connection 54, to a computer 55 capable of providing its output the value (Vat - Vllt) / 2, which is applied quée, by the link 56, at the entrance, corresponding to the numerator, divisor 57.
At the entries, each corresponding to the denominator, dividers 53 and 57, is applied, by the connection 58, the actual acceleration y lt. The divider 53, which provides at its output the value (Vat - V12 ~) / 2y lt, is connected, by the link 59, to the adder 24, while the divider 57, which provides at its output the value (Vat -z Vllt) / 2 y lt, is connected, 'by the link 60, to the addi actuator 33. The adder 24, which provides at its output zz the value D2t + (Vat - Vl2t) / 2 y lt, is connected, by the link 61, at the entrance, corresponding to the numerator, divider 42, while the adder 33, which provides its output the value Dlt + (Vat - Vllt) / 2 ylt, is linked, via link 62, at the entrance, corresponding to the number divisor 43.
At the outputs (connections 8 and 9) of the dividers 42 and 43, appear respectively - D2 / Dat - D1 / Dat in which, as already indicated D1 is the actual distance predicted, traveled by the aircraft when Vllt is equal to Vat, and - D2 is the planned achievable distance traveled by the aircraft when Vl2t is equal to Vat.
The aerodynamic speed VTAS, carried by the link 6 and filtered in the filter 63, is applied, by the link 64, at the positive input of a subtractor 65, at the negative input of which is applied, by the connection 66, the actual speed Vllt. The composition is thus determined longitudinal health of the wind VTAS - Vllt = Wx, applied, by link 67, to device 68 and whose variation is to be compared with a determined threshold, as we will see thereafter.
Furthermore, the computing device 7 can comprise, upstream, sampling means (not shown) allowing to obtain a series of numerical values of theoretical, real and achievable accelerations and the aerodynamic speed, at a sampling period of for example 100 milliseconds (hence the concept of time t which appears on all the parameters of the calculation).
We will now refer to Figure 3 showing a exemplary embodiment of a device for providing a information signal 11..
As indicated above, the computing device 7 identifies three "observers".
1) Actual planned distance / theoretical distance knows D1t / Dat 2) Planned achievable distance / Theoretical distance either Dzt / Dat 3) Wind variation either DW

é ~ ô! ~ ~. ~~

One solution may consist in comparing these different, -observers at a fixed predetermined threshold. However, in Regarding observers 1) and 2), it is clear that such a threshold may be higher when the speed of the aircraft is still "much lower" than the speed critical as defined above, but must be lower when the aircraft speed approaches the critical speed. Furthermore, the alert should can be triggered at the latest one second, by example, before the speed of the aircraft reaches the expected critical speed. The creation of the device 11 takes these various remarks into account.
So the critical speed is applied, by the link 70, â 1 ° positive input of a subtractor 71, aux negative entries of which are applied, by respective links 72 and 73, a speed constant, taking into account said alert 'time threshold' (one second), and the speed of the aircraft, filtered at 74. The DV output of subtractor 71 is connected, by the link 75, at the input of a computer 76 whose output is a threshold value S, variable as illustrated in figure 4.
The threshold S is an increasing linear function of me. S - a 0 V + b, in which a and b are constants compatible with the theoretical margins of the takeoff calculation.
As an example, we have represented in Figure 4 the ~~
function S on the speed interval, expressed in knot (1852 m / h), from 0 to 1.00. In this particular case, if DV = 0, S = 1.15 and if DV = 100, S = 2.5; the threshold S can therefore be expressed by the formula S = 0.0135 p V +
1.15. This means that an excess' ° forecast over â
theory "of 150% can be tolerated at the start of takeoff, excess which is only 15 ~ in the vicinity of critical speed, this being of course only one example possible among others.
In addition, the value D2t / Dat is applied, by the link 8, at the positive input of a subtractor 77, at the negative input of which is applied, by the link 79, the threshold value S determined in the device 76. Similarly, the value Dlt / Dat is applied, by the link 9, at the positive input of a subtractor 78, at the negative input of which is applied, by the connection 80, said threshold value S.
Via link 81, the value D2t / Dat-S is applied to the input of a comparator 82 whose output is 1 if D2t / Dat - S>, 0, and 0 if D2t / Dat - S <0. Likewise, by the link 83, the value Dlt / Dat - S is applied to the input of a comparator 84 whose output is 1 if Dlt / Dat - S ~ 0, and 0 if D1t / Dat - S <0. In addition, by the connection 85, the value S is applied to the input of a comparator 86 whose output is l when S exceeds a predetermined value, for example equal to 1.15.
In addition, the wind variation, carried by the link 10, is provided at the entrance of a comparator 87 whose output is 1 if the wind variation is greater than one predetermined threshold since, for example, 5 seconds;
this variation in wind of course corresponding to a "spoiler" wind.
To a first logic gate ET 88, are applied, by the link 89, the output of the comparator 82 and, through the connection 90, the output of comparator 86. At a second AND logic gate 91, are applied, by the link 92, the output of comparator 84 and, via link 93, the comparator 86 output. At a third logic gate AND 94, the output of the comparator 87 and, via link 96, the output of comparator 86. The outputs of AND gates 88, 91 and 94 are applied, by the respective links 97, 98 and 99, at the inputs of an OR logic gate whose output 12 is connected to the alarm means 13.
Thus, the alert will be triggered when at least one of the three "observers" previously defined gives a non-zero signal at doors 88, 91 or 94, alert well heard viewed on the dashboard. This will be deactivated when the train is unloaded, and the takeoff will then be reset to the initialization condition tion and disabled.
Referring to Figure 5, showing the curves of accelerations, speeds and distances used in the system according to the invention, in the vicinity of a instant of takeoff tc, we see that, in this example situation resulting from an anomaly during the bonding, the actual acceleration Y 1t is less than theoretical acceleration ~ y at, actual speed Vllt is lower than the theoretical velocity Vat which, like the shows the actual speed curve Vllt, would reached at time tc + D t, the curve D1t allowing to predict what the distance would be by aircraft at this time.
Knowing the margin tolerated in the calculation of the theoretical take-off distance; so it is easy ~~
to inform the pilot when this margin is exceeded, by simple comparison between the theoretical distance and the expected distance.

io It should be noted that, although the margin is calculated for the critical speed V1 in such a way that the brakes absorb all the energy 1 / 2mV1 before the end of the track, the system is such that the pilot will be continuously informed, well before V1, of his current situation. The pilot will therefore be notified with a additional "energy margin" which will allow it to decide what to do next, or whether to stop the aircraft.
Similar remarks apply to acceleration, achievable speed and distance.

Claims

THE EMBODIMENTS OF THE INVENTION IN RESPECT OF WHICH AN EXCLUSIVE RIGHT OF
OWNERSHIP OR PRIVILEGE IS CLAIMED, ARE DEFINED AS FOLLOWS:

1. System for the elaboration on board an aircraft of a alarm signal in the event of an anomaly during take-off, before the aircraft reaches a critical speed of bearing up to which the take-off process can be modified or interrupted and beyond which the take-off must be continued, characterized in that it comprises:
- means capable of delivering signals representative of the theoretical acceleration, of the actual acceleration, the theoretical speed, the actual speed, theoretical distance and distance real aircraft at a given time, - ways to calculate the expression:
D1 = D1t + (Vat2 - V11t2) / Z.gamma.1t in which :
~ .gamma.1t is the actual acceleration, at time t, of the aircraft, ~ V11t is the real speed, at time t, of the aircraft, ~ Vat is the theoretical speed, at time t, of the aircraft, ~ D1t is the actual distance traveled, at time t, by the aircraft, ~ D1 is the actual predicted distance traveled by the aircraft when V11t will be equal to Vat, as well as the report:
D1 / Date in which :
~ D1 is as defined above, and ~ Dat is the theoretical distance covered, at the moment t, by the aircraft, - means for comparing the D1/Dat ratio with a threshold predetermined S guaranteeing a minimum distance of safety for braking and stopping the aircraft, and for providing a correlated information signal to means alarm devices capable of emitting an alarm signal when said D1/Dat ratio is greater than or equal to said threshold.

2. System of claim 1, characterized in that it further comprises:
- means capable of delivering signals representative of the achievable acceleration, the speed achievable and the achievable distance at a given time, of the aircraft, - means to calculate the expression:
D2 = D2t + (Vat2 - V12t2) / 2.gamma.1t in which :
~ V12t is the achievable speed, at instant t, of the aircraft, ~ D2t is the feasible distance traveled by the aircraft at time t, and ~ D2 is the predicted achievable distance traveled by the aircraft when V12t will be equal to Vat, as well as the report:
D2 / Date in which :
~ D2 is as defined above, and means for compare the D2 / Dat ratio to said predetermined threshold S, guaranteeing a minimum safety distance for braking and stopping the aircraft and to provide a information signal correlated with alarm means capable of emitting an alarm signal when said D2 / Dat ratio is greater than or equal to said threshold.

3. System according to claim 1, characterized in that it further comprises means capable of delivering signals representative of the airspeed, at a given instant, of the aircraft, means for determining the variation .DELTA.W of the component longitudinal direction of the wind, from the expression Wx = VTAS
- V11t, in which Wx is the longitudinal component of the wind, VTAS the airspeed and V11t the speed of the aircraft, and comparison means for compare .DELTA.W to a predetermined threshold value .DELTA.WS, and said alarm means being additionally capable emit an alarm signal when .DELTA.W is greater than or equal to said threshold value .DELTA.WS.

4. System according to claim 1, characterized in that said threshold S, with which the D1 / Dat ratio, is variable, and decreases when the difference .DELTA. V between the critical speed and the speed reached by the aircraft decreases.

5. System according to claim 4, characterized in that said threshold S is defined by the function S = a .DELTA. V + b, a and b being constants.

6. System according to claim 1, characterized in that said system comprises means of sampling making it possible to obtain a series of values numerical accelerations theoretical, real and achievable and also airspeed.

7. System according to claim 1, characterized in that said threshold S i is variable and decreases when the difference .DELTA. V between said speed critical and the speed reached by the aircraft decreases.

8. System according to claim 7, characterized in that said threshold S is defined by the function S = a .DELTA. V + b, a and b being constants.