CH660156A5

CH660156A5 - Dispositif d'avertissement de proximite du sol pour avion en cours de decollage ou manoeuvrant a basse altitude.

Info

Publication number: CH660156A5
Application number: CH2085/84A
Authority: CH
Inventors: Noel S Paterson; Everette E Vermilion
Original assignee: Sundstrand Data Control
Priority date: 1983-05-13
Filing date: 1984-04-27
Publication date: 1987-03-31
Also published as: AU548709B2; FI841910A0; SE8402467L; ES8506523A1; DE3417884A1; ES8607158A1; FI74251C; AU5506786A; FR2550334A1; DE3417884C2; BE899643A; AU2668784A; IT8448181A0; GB8411768D0; GB2139588B; GB8611002D0; IT1177721B; GB2175264A; ES541246A0; ES532430A0

Description

L'invention se rapporte à un dispositif d'avertissement de proximité du sol et plus particulièrement à un dispositif pour protéger un avion pendant des manœuvres à basse altitude si cet avion descend au-dessous d'une hauteur prédéterminée au-dessus du sol ou si sa vitesse de descente dépasse une valeur prédéterminée pendant qu'il effectue des virages ou d'autres manœuvres nécessitant une inclinaison latérale. Des avertissements spécifiques distincts peuvent être fournis pour informer le pilote des actions spécifiques qu'il doit entreprendre pour s'extraire d'une trajectoire de vol dangereuse.

On connaît des dispositifs d'avertissement de proximité du sol qui avertissent le pilote de trajectoires dangereuses. Ces dispositifs avertissent le pilote d'un avion lors de l'existence de différentes conditions de vol dangereuses inclusivement sous une altitude minimale prédéterminée qui permet à l'avion d'atteindre une vitesse de descente excessive après un décollage ou lors du vol d'approche. Un exemple d'un dispositif qui avertit le pilote s'il descend au-dessous d'une altitude minimale prédéterminée est donné par un dispositif qui compare l'altitude radio avec une valeur minimale de décision d'altitude, ou encore une valeur-limite de l'altimètre radio, et qui fournit un signal d'avertissement acoustique ou visuel si l'altitude radio descend au-dessous de la valeur-limite minimale choisie. Les brevets des Etats-Unis Nos 3,946,358, 3,947,808, 3,947,810 et 4,319,218 illustrent des exemples de dispositifs qui fournissent un avertissement au pilote pendant le décollage ou lors d'un vol d'approche manquée si l'avion descend à une vitesse barométrique excessive ou perd une altitude barométrique prédéterminée.

Ces dispositifs servent effectivement à avertir le pilote lorsque l'avion descend au-dessous d'une altitude minimale prédéterminée au-dessus du sol, ou si l'avion possède une vitesse de descente excessive après le décollage ou lors d'une approche manquée, mais ces systèmes sont prévus en première ligne pour des avions de transport qui ne volent pas normalement à de basses altitudes et n'exécutent pas de virages ni d'autres manœuvres brusques et brutales à proximité du sol. Par conséquent, ces dispositifs ne peuvent en règle générale fournir d'avertissements adéquats au pilote d'un avion très manœuvrable, par exemple un avion de chasse ou d'assaut exécutant des manœuvres tactiques à proximité du sol.

C'est par conséquent le but de l'invention de fournir un dispositif d'avertissement qui évite maints désavantages des dispositifs précé5

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demment connus lors de manœuvres d'un avion à haute vitesse et basse altitude.

A cet effet, l'invention est définie comme il est dit à la revendication 1.

Les missions d'un avion de chasse ou d'assaut comportent des phases de croisières et d'attaques à basse altitude qui entraînent le danger de descendre au sol par inadvertance ou de percuter dans un terrain faiblement ascendant si le pilote est tant soit peu distrait ou désorienté. Le danger de percuter dans un terrain ascendant existe en premier lieu pendant le décollage et le vol de croisière à basse altitude. Le danger d'une descente par inadvertance est maximal lors de manœuvres à basse altitude exigeant de grands angles de roulis telles celles effectuées durant la phase d'attaque d'un vol. En effet, lors de telles manœuvres le pilote peut facilement avoir son attention distraite ou être désorienté parce qu'un avion a tendance à perdre de l'altitude lorsqu'il vole avec un grand angle de roulis.

C'est pourquoi, dans une variante préférée de l'invention, le dispositif d'avertissement mesure la hauteur de l'avion au-dessus du sol à l'aide d'un radio-altimètre ou d'un instrument similaire et émet un signal acoustique d'avertissement spécifique tel que «trop bas» adressé au pilote si l'avion descend au-dessous d'une certaine hauteur minimale prédéterminée au-dessus du sol, assurant ainsi une protection lors des opérations en vol de croisière à basse altitude. La hauteur minimale désirée et prédéterminée est en général une hauteur minimale de décision choisie manuellement à l'aide d'un repère d'altitude de décision minimale ou un «espion» incorporé dans l'indicateur du radio-altimètre.

De plus, pour fournir un avertissement lors de décollage en terrain ascendant ou encore lors d'une perte d'altitude par inadvertance avant que l'altitude de décision minimale ne soit atteinte, le dispositif est muni d'un accumulateur qui surveille l'altitude radio après le décollage et mémorise la plus grande hauteur atteinte après le décollage. Si l'avion redescend au-dessous d'une fraction prédéterminée de l'altitude radio maximale atteinte avant de dépasser l'altitude minimale de décision, un avertissement peut également être émis. En règle générale cet avertissement sera le même signal «trop bas» qui est émis lorsque l'altitude de décision minimale est atteinte afin d'indiquer au pilote qu'il se trouve trop bas.

De plus, le dispositif peut surveiller l'angle de roulis de l'avion et émettre un deuxième signal d'avertissement spécifique si l'avion se trouve au-dessous d'une seconde altitude prédéterminée et descend plus rapidement qu'une vitesse de descente prédéterminée, laquelle varie en fonction de l'angle de roulis de l'avion pour signaler au pilote que l'avion descend trop rapidement pendant une manœuvre de roulis. Le signal d'avertissement transmis doit être suffisamment spécifique pour permettre au pilote de diagnostiquer rapidement le problème, et dans l'exemple de réalisation décrit il est prévu un signal du genre «trop de roulis».

L'invention sera maintenant décrite à titre d'exemple et à l'aide du dessin, dans lequel :

la figure 1 représente un schéma d'un dispositif d'avertissement selon l'invention ;

la figure 2 représente un graphique illustrant les rapports existant entre la vitesse relative et l'altitude radio lorsque des signaux d'avertissement sont émis, et la figure 3 est un graphique montrant les rapports existant entre la vitesse de changement de l'altitude barométrique et l'angle de roulis lorsqu'un signal d'avertissement est émis pour avertir que l'avion descend à une vitesse excessive pendant une manœuvre de roulis.

La figure 1 illustre un mode d'exécution d'un dispositif d'avertissement de proximité du sol réalisé selon l'invention et qui est particulièrement utile pour signaler des conditions de vol dangereuses pendant l'exécution de manœuvres à basse altitude; ce dispositif est identifié par le chiffre de référence 10. Le diagramme de la figure 1 montre une réalisation du dispositif selon l'invention sous forme d'ensembles logiques comprenant des séries de portes, des comparateurs, des fiip-fiops, etc.; cela est destiné à faciliter la compréhension,

mais il est à remarquer que la réalisation pratique des circuits logiques en question peut différer de celle montrée à la figure 1, différentes réalisations digitales ou analogues pouvant être choisies. Les signaux utilisés par le dispositif d'avertissement décrit ici comportent des signaux pour l'altitude radio, la variation d'altitude barométrique, la vitesse relative, le nombre de tours min, l'angle de roulis de l'avion, l'altitude minimale de décision, ainsi que des signaux indiquant la position du train d'atterrissage de l'avion et un certain nombre de signaux de validation. Selon le type d'avion sur lequel est installé le dispositif d'avertissement, les signaux montrés à la figure 1 peuvent être obtenus à partir d'instruments séparés tels que l'altimètre barométrique 12, un circuit de variation d'altitude barométrique 14, un radio-altimètre 16, et une plate-forme gyrosco-pique 18, ainsi qu'à partir de divers éléments de circuits discrets tel un élément discret qui indique la position du train d'atterrissage. Dans certains appareils modernes, les signaux peuvent aussi être obtenus à partir d'un bus de données central.

Comme il a été dit plus haut, le dispositif en question est destiné à émettre des signaux d'avertissement différents dans différentes phases du vol. Ainsi le dispositif est prévu pour émettre un premier avertissement pouvant par exemple être un avertissement acoustique du genre «trop bas» si l'avion descend au-dessous de l'altitude de décision minimale au cours d'un vol de croisière à basse altitude. Cet avertissement sera aussi émis si l'avion perd une fraction prédéterminée de l'altitude atteinte après le décollage, et cela avant d'atteindre l'altitude de décision minimale. De plus, le dispositif est prévu pour émettre un second signal d'avertissement spécifique, tel par exemple le signal acoustique «trop de roulis» si l'avion perd trop rapidement de la hauteur pendant une manœuvre de roulis. Par conséquent, il est prévu des circuits logiques pour informer le système dans quelle phase particulièrement du vol l'avion se trouve, c'est-à-dire s'il est en cours de décollage, en croisière à basse altitude ou en manœuvre à basse altitude, pour qu'un avertissement adéquat soit émis si certains paramètres de vol prennent des valeurs excessives. Cette fonction est réalisée par un circuit logique comprenant les portes ET 20, 22, 24, 26 et 28, une porte OU 30, une paire de flip-flops à armement/réarmement 32 et 34, un détecteur de transition 36 et un commutateur 38 commandé par le flip-flop 34.

Etant donné que le dispositif est prévu pour être capable d'émettre des avertissements au cours du décollage, pendant la croisière à basse altitude et pendant des manœuvres exécutées à basse altitude, certaines informations doivent être rassemblées pour déterminer si l'avion se trouve effectivement dans une des phases de vol mentionnées. Les constats initiaux sont effectués par la porte ET 20 qui délivre un signal d'activation aux portes ET 22 et 24 uniquement lorsque certaines conditions sont remplies. Ces conditions exigent qu'il n'y ait aucune charge sur les roues, pour indiquer que l'avion est effectivement en vol, que le train d'atterrissage est relevé et que l'avion ne vole pas à moins de 200 nœuds (360 km h), indiquant ainsi que l'avion n'est pas en train d'atterrir. Pour que le dispositif soit activé, il faut aussi que l'altimètre barométrique 12, le circuit de variation barométrique 14 et l'altimètre radio fonctionnent correctement. Par conséquent, des signaux indiquant que l'altimètre barométrique et le radio-altimètre n'ont pas été désactivés, ainsi qu'un signal indiquant que la variation de l'altitude radio n'est pas excessive, sont appliqués à la porte 20 pour amener cette porte 20 à n'activer les portes 22 et 24 que si les signaux émis par l'altimètre barométrique 12, le circuit de variation barométrique 14 et l'altimètre radio 16 sont valides.

En plus du contrôle pour déterminer si l'avion se trouve en une autre phase de vol que l'atterrissage et si les instruments fonctionnent correctement, il est nécessaire de déterminer si l'avion se trouve dans une phase d'approche ou en cours de décollage ou sur un tour de piste après une approche manquée. Cette détermination est effectuée par les portes ET 26 et 28, la porte OU 30 et le flip-flop à armement/réarmement 32. Dans la réalisation décrite, un décollage ou un tour de piste après une approche manquée n'est constaté que si la puissance de décollage est développée et que si le train d'atterrissage

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est relevé. Si ces deux conditions sont remplies, le flip-flop à armement/réarmement 32 est réarmé. Les signaux appliqués à la porte 26 et indiquant que la puissance de décollage est présente peuvent être obtenus de différentes sources, par exemple à partir d'un circuit de comparaison qui délivre un signal d'activation à la porte 26 lorsque le nombre de tours/min du moteur est suffisamment élevé pour indiquer la puissance de décollage, ou à partir d'un élément discret indiquant la position de la manette des gaz. Un tachymètre indiquant par exemple le nombre de tours du compresseur d'un jet peut être utilisé pour fournir un signal indiquant le nombre de tours/min du moteur et un nombre de tours/min prédéterminé, par exemple 90% de celui correspondant à la puissance maximale, peut être utilisé pour indiquer que la puissance de décollage est présente. Le signal indiquant que le train d'atterrissage est relevé peut être facilement obtenu à partir d'un élément discret, par exemple un interrupteur actionné par le train d'atterrissage ou par le levier de commande du train d'atterrissage situé dans le cockpit.

Des conditions identifiant un vol d'approche sont indiquées par les portes 30 et 28 lorsque le train n'est pas relevé ou que l'avion se trouve au-dessous de 100 pieds (30 m) et que le moteur ne développe pas la puissance de décollage et que la vitesse de l'avion est inférieure à 200 nœuds (360 km/h). L'indication d'une phase d'approche par la porte 28 sert à armer le flip-flop 32.

En cours de fonctionnement, et pendant la phase de décollage du vol, le flip-flop à armement/réarmement 32 est réarmé et le signal de sortie Q du flip-flop 32 est ainsi amené à passer d'une valeur haute à une valeur basse. Cette transition est détectée par le détecteur de transition 36 qui, en réponse à cette transition, produit une impulsion de sortie et arme, un flip-flop 34 à armement/réarmement. Cela fait que le signal de sortie Q du flip-flop 34 met le commutateur 38 dans la position montrée à la figure 1, ce qui connecte une entrée de la porte 22 à un circuit comprenant un comparateur 40, un circuit de normalisation 42 et un accumulateur 44 d'altitude radio. Ces éléments déterminent à quel moment un générateur 46 doit émettre un signal d'avertissement du genre «trop bas» pendant la phase de décollage.

Lorsque l'avion a terminé son décollage, ce qui est constaté lorsque l'altitude radio dépasse une altitude minimale de décision (AMD), un comparateur de AMD 50 délivre un signal indiquant que l'avion a dépassé l'altitude minimale de décision afin de réarmer l'entrée du flip-flop 34, de réarmer ainsi le flip-flop 34. Lorsque le flip-flop 34 est réarmé, le commutateur 38 est manœuvré pour séparer la porte 22 du comparateur 40 et la connecter à une sortie MOINS DE AMD du comparateur AMD 50. Cela fait que le dispositif sera activé par toute descente au-dessous de l'altitude minimale de décision. Par conséquent, si dans cette phase de vol l'avion descend au-dessous de l'altitude minimale de décision, le générateur d'avertissement 46 émettra un signal d'avertissement «trop bas» et l'appliquera au transducteur 48.

Tant que l'altitude de l'avion est inférieure à l'altitude minimale de décision plus une valeur prédéterminée qui peut être par exemple de 100 pieds (30 m), mais non au-dessous de l'altitude minimale de décision, la porte ET 24 sera activée par le comparateur 50 au moyen des signaux PLUS QUE AMD et MOINS QUE AMD PLUS 100 PIEDS qui sont appliqués à deux de ses entrées. Quand la porte ET 24 est ainsi activée, elle réagit à une paire de comparateurs 52 et 54 pour activer un deuxième générateur d'avertissement 56 qui produit un second signal d'avertissement du genre «trop de roulis» quand la vitesse de descente de l'avion excède une valeur prédéterminée pour un angle de roulis donnée.

Le mode de fonctionnement sera maintenant décrit plus en détail. Lorsque l'avion décolle, le flip-flop 32 est réarmé, ce qui amène le détecteur de transition 36 à fournir une impulsion de sortie pour armer le flip-flop 34 afin de connecter la porte 22 au compara-. teur 40. L'impulsion de sortie du détecteur de transition 36 remet aussi l'accumulateur d'altitude radio à zéro ou à une valeur basse prédéterminée, par exemple à 50 pieds (15 m). L'accumulateur d'altitude radio reçoit des signaux d'altitude provenant de l'altimètre radio 16 et mémorise la plus grande altitude atteinte depuis le décollage. Cette valeur maximum d'altitude radio atteinte depuis le décollage est appliquée à un circuit de normalisation qui multiplie par un facteur de normalisation, par exemple par 75%, et applique des 5 signaux au comparateur 40, lequel contrôle le générateur 46 d'avertissement de hauteur trop faible durant la phase du décollage.

Le signal de l'altimètre radio est également appliqué au comparateur 40, et tant que l'altitude radio reste supérieure à l'altitude radio maximale multipliée par le facteur de normalisation, aucun io avertissement ne sera émis. Si toutefois l'altitude radio tombe au-dessous de l'altitude maximale réduite, par exemple à moins de 75% de la plus grande altitude atteinte durant le vol, alors le comparateur 40 délivrera un signal à la porte 22. Ce signal amènera la porte 22 à délivrer un signal au générateur 46 d'avertissement «trop bas» et is amènera ce générateur 46 à émettre un avertissement «trop bas» et à appliquer ce signal, soit directement soit indirectement, au transducteur 48, à condition que l'autre entrée de la porte 22 soit activée par la porte 20.

Le signal d'altitude radio provenant de l'altimètre 16 est égale-20 ment appliqué au comparateur AMD 50 qui surveille le signal d'altitude radio provenant de l'altimètre radio 16 et délivre un signal PLUS QUE AMD au flip-flop 34 lorsque l'altitude radio excède l'altitude minimale de décision. Ce signal réarme le flip-flop 34 et amène le commutateur 38 à connecter la porte 22 au comparateur AMD 50 25 de manière que tout avertissement produit soit contrôlé par le comparateur AMD 50. Le comparateur AMD 50 continue à surveiller l'altitude radio, et aucun signal d'avertissement ne sera produit tant que l'altitude radio restera au-dessus de l'altitude minimale de décision. Si toutefois l'altitude tombe au-dessous de l'altitude minimale 30 de décision et si la porte 22 est activée par la porte 20, le comparateur AMD fournira à la porte 22 un signal MOINS QUE AMD afin d'amener la porte 22 à déclencher l'émission du signal d'avertissement «trop bas» par le générateur d'avertissement 46.

Lorsque l'avion s'élève au-dessus de l'altitude minimale de déci-35 sion, mais reste au-dessous de l'altitude minimale de décision plus une valeur prédéterminée de 30 m par exemple, et tant que la porte 20 produit un signal d'activation, la porte 24 sera sous le contrôle d'un comparateur de roulis 52 et d'un comparateur d'angle de roulis 54. La fonction des comparateurs 52 et 54 est de surveiller l'angle de 40 roulis et la vitesse de descente barométrique de l'avion, et d'amener la porte 24 à déclencher un avertissement émis par le générateur de signal d'avertissement 56 lorsqu'une combinaison dangereuse de vitesse de descente et d'angle de roulis est constatée.

Comme il a été dit plus haut, les avions ont tendance à descendre 45 lorsque l'angle de roulis augmente. Toutefois, cette tendance n'est pas marquée jusqu'à ce que l'angle de roulis excède une valeur prédéterminée, qui sera par exemple de 45° pour un avion de chasse et d'assaut moderne, tel le Fairchild AIO. Par conséquent, le comparateur d'angle de roulis 54 surveille le signal de roulis produit par la se plate-forme gyroscopique 18 ou par un élément similaire indiquant l'angle de roulis de l'avion. Le comparateur d'angle de roulis 54 délivrera un signal d'activation à la porte 24 lorsque l'angle de roulis atteint une valeur à partir de laquelle l'avion tend à descendre. Cela permet au générateur 56 de produire un signal d'avertissement «trop 55 de roulis» si la vitesse de descente barométrique excède la vitesse maximale permise pour un angle de roulis donnée, ce qui est contrôlé par le comparateur de roulis 52. Les conditions nécessaires pour la production d'un signal d'avertissement «trop de roulis» sont discutées plus en détail en connexion avec la figure 3.

60 La figure 2 montre un graphique illustrant les conditions nécessaires pour produire l'avertissement «trop bas» et pour activer l'avertissement «trop de roulis» en fonction de la vitesse vraie et de l'altitude. Ces conditions sont illustrées par les deux régions ajourées sur le graphique. Comme il ressort de la figure 2, aucun des deux 65 avertissements ne peut être produit tant que la vitesse vraie («vitesse relative») de l'avion est inférieure à une valeur prédéterminée, qui dans l'exemple décrit est de 200 nœuds (360 km/h). Tant que la vitesse relative de l'avion excède 200 nœuds (360 km/h) et que les

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autres conditions considérées plus haut sont remplies, l'avertissement «trop bas» sera donné dès que l'avion descend au-dessous de l'altitude minimale de décision, ou au-dessous d'une fraction donnée, par exemple à moins de 75%, de l'altitude maximale atteinte lors du décollage ou d'un tour de piste avant d'excéder l'alti- 5 tude minimale de décision.

Lorsque l'altitude de l'avion excède l'altitude minimale de décision, mais reste au-dessous de l'altitude minimale de décision plus une valeur prédéterminée qui peut être par exemple de 100 pieds (30 m), l'avertissement «trop de roulis» sera activé. Toutefois l'avertis- 10 sement «trop de roulis» n'est pas automatiquement produit lorsque les limites de la région «trop de roulis» illustrées dans la figure 2 sont atteintes, comme c'est le cas lorsque les limites de la région d'avertissement «trop bas» sont atteintes. Au contraire, le mode d'avertissement «trop de roulis» est seulement activé, mais un aver- 15 tissement ne sera effectivement émis que si l'angle de roulis excède

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un angle prédéterminé, par exemple de 45 , et si la vitesse de descente traverse la limite de la courbe de vitesse de descente (fig. 3) qui définit la vitesse de descente maximale permise en fonction de l'angle de roulis.

La figure 3 illustre une courbe de vitesse de descente particulièrement adaptée à une utilisation pour les avions de chasse et d'assaut. La surface ajourée montre le rapport devant exister entre l'angle de roulis et la vitesse de descente barométrique pour produire un avertissement «trop de roulis». Il découle de la figure 3 que l'avertissement «trop de roulis» ne sera pas produit avant que l'angle de roulis n'atteigne 45 , et qu'à ce moment l'avertissement «trop de roulis» sera produit si la vitesse de descente barométrique excède 30 m min. Si l'angle de roulis monte jusqu'à 60 , il suffira d'une vitesse de descente de 50 pieds/min pour produire un avertissement et, si l'angle de roulis atteint 90 , nulle descente n'est tolérée parce que, dans ces conditions, la sustentation due aux ailes disparaît pratiquement.

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2 feuilles dessins

Claims

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REVENDICATIONS

1. Dispositif d'alerte pour signaler au pilote d'un avion l'existence de conditions de vol dangereuses après le décollage et durant des manœuvres à basse altitude, comprenant des moyens pour surveiller la hauteur de l'avion au-dessus du sol et pour produire un signal représentant cette altitude, caractérisé par (a) des moyens pour mémoriser une indication de la plus grande hauteur au-dessus du sol atteinte durant le vol; (b) des moyens pour sélectionner une hauteur minimale désirée au-dessus du sol; et (c) des moyens réagissant au signal représentant la hauteur de l'avion au-dessus du sol et aux moyens de mémorisation, pour produire un premier avertissement en fonction des moyens de sélection d'une hauteur minimale si l'avion a atteint celle-ci, ou en fonction de la plus grande hauteur atteinte durant le vol si l'avion n'a pas encore atteint l'altitude minimale désirée.
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par (a) des moyens réagissant à un signal représentant la puissance développée par le moteur; (b) des moyens pour produire un signal représentant la position du train d'atterrissage; et (c) des moyens pour exprimer la fonction de la plus grande hauteur au-dessus du sol sous la forme d'un pourcentage de cette hauteur sur réception d'un signal que le train est relevé et d'un signal que le moteur développe au moins la puissance de décollage.
3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par (a) des moyens pour produire un signal représentant l'angle de roulis de l'avion; (b) des moyens représentant la vitesse de descente de l'avion; et (c) des moyens pour produire un second avertissement distinct au-dessus de la hauteur minimale, en fonction des signaux représentant l'angle de roulis et la vitesse de descente respectivement.
4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé par des moyens pour n'activer les moyens produisant le second avertissement que lorsque l'angle de roulis dépasse une valeur déterminée.
5. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que les moyens pour produire le premier avertissement sont activés si l'avion descend en dessous de l'altitude minimale désirée après avoir atteint celle-ci.
6. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé par des moyens pour empêcher la production d'un avertissement lorsque la vitesse de descente de l'avion excède une valeur prédéterminée.
7. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par des moyens pour produire cette fonction de l'altitude maximum au-dessus du sol sous la forme d'une fraction prédéterminée du pourcentage de la plus grande altitude atteinte depuis le décollage.,
8. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par des moyens manuels pour sélectionner ladite hauteur minimale au-dessus du sol.
9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce que les moyens pour produire un premier avertissement sont agencés de manière à être activés si l'avion descend en dessous d'un pourcentage prédéterminé de la plus grande altitude atteinte, avant d'avoir atteint la hauteur minimale sélectionnée manuellement.
10. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce que les moyens pour produire un premier avertissement sont agencés de manière à être activés si l'avion descend en dessous de la hauteur sélectionnée manuellement après avoir dépassé celle-ci.
11. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que les moyens pour produire le second avertissement émettent celui-ci dans un intervalle d'altitude supérieur à celui dans lequel est produit le premier avertissement.
12. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il est agencé pour produire le second avertissement lorsque l'angle de roulis de l'avion excède 45°.
13. Dispositif selon la revendication 9, caractérisé en ce que ledit pourcentage prédéterminé de la plus grande altitude atteinte est d'environ 75% de la hauteur au-dessus du sol atteinte durant le vol.
14. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé par des moyens pour n'activer les moyens produisant le second avertissement qu'en dessous d'une seconde altitude et au-dessus de l'altitude minimale.
15. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit avertissement est produit lorsque l'angle de roulis excède 453 et que la vitesse de descente dépasse 100 pieds/min.
16. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit avertissement est produit lorsque l'angle de roulis excède 60° et que la vitesse de descente dépasse 50 pieds/min.
17. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit avertissement est produit lorsque l'angle de roulis excède 90e et que la vitesse de descente dépasse la valeur de zéro.
18. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite valeur de la vitesse de descente est une fonction inverse de l'angle de roulis.
19. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé par (a) des moyens pour fournir un signal représentant la vitesse vraie de l'avion, et (b) des moyens pour n'activer les moyens produisant le premier et le second avertissement que si la vitesse vraie dépasse une valeur déterminée.
20. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé par des moyens réagissant au signal représentant la hauteur au-dessus du sol et agencés pour empêcher la production du second avertissement lorsque l'altitude de l'avion excède une valeur donnée.