CA2031821A1 - Systeme de transmission d'ordres de guidage pour missile teleguide en mode optoelectronique - Google Patents
Systeme de transmission d'ordres de guidage pour missile teleguide en mode optoelectroniqueInfo
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Abstract
ABR?G? DESCRIPTIF Système de transmission d'ordres de guidage pour missile téléguidé en mode optoélectronique Ce système comporte un détecteur optoélectronique recevant d'un poste de conduite de tir distant un signal de guidage transmis par un faisceau optique. Selon l'invention, il est prévu un porteur aérodynamique (6), non propulsé, relié au corps du missile (1) par une liaison non rigide (7) lui permettant d'être tracté par le missile pendant la phase de propulsion de celui-ci. L'ensemble est configuré de manière que, sous l'effet de cette traction, le porteur aérodynamique prenne une incidence (.alpha.) lui permettant, en direction transversale, de s'écarter du corps du missile d'une distance (x) supérieure à l'étendue de la zone (4) dans laquelle 18 transmission du faisceau est essentiellement perturbée par la flamme du propulseur du missile. Le porteur aérodynamique est pourvu à son extrémité arrière, tournée dans la direction d'incidence du faisceau optique, d'un transducteur optique propre à capter le signal optique de guidage transmis par ce faisceau (3). La liaison non rigide (7) comprend de préférence une fibre optique couplée optiquemant, à l'une de ses extrémités, au transducteur disposé sur le porteur aérodynamique, de manière à injecter dans la fibre le signal optique reçu par ce transducteur et, à son extrémité opposée, au détecteur optoélectronique (2) disposé dans le corps du missile, de manière que ce détecteur reçoive de la fibre le signal optique reçu injecté dans celle-ci à son autre extrémité, et transforme en signal électrique de guidage ce signal optique reçu. Figure 2
Description
2~318~
Système de transmission d'ordres de guidage pour mi~sile téleguidé en mode optoélectronique I,n présente invention concerne un système de transmission d'ordres pour missilo, par exemple un missile 5 sol-air, téléguidé en mode optoélectron'que, c'est-h-dire pollr un missile recevant d'un poste de conduite de tir distant des informations de guîdage trnnsm;ses par 1'intermédiaire d'un faisceau laser.
Ls terme "téléguidage" sera entendu dans son sens 10 le plus large, c'est-à-dire comprenant aussi bien les modes de guidage sur faisceau (guidage dit beam-riding ou par télécommande simple), dans l0squels le guidsge se fait en suivant le faisceau, que les modes de guidage hors faisceau (quelquefois désignés par le tarme de "télécommande"
l 5 pris au sens strict), dans lesquels on ne suit pas le faisceau, les directions conduite de tir/missile et conduite de tir/cible n'étant alors pas colinéaires.
Les longueurs d'onde utilisées pour la transmission d'un signal de conduite da tir en mode optoélectronique sont des 20 longuellrs d'onde optiques, typiquement dans le domaine de l'infrarouge (longueurs d'ondes comprises généralement entre 12 et O, 8 ~urn), par opposition aux signaux transmis en utilisant des longueurs d'oncles dans le domaine hertzien.
Lorsque l'on utUise un guidage optoélectronique, il 25 se pos~ le problème des perturbations introduites par la flamme du missile pendant la phase propulsée de celui-ci.
En effet, lor~ cie cette phase propulsée, la flamme peut produire des perturbations susceptibles d'affecter de fa~on significative le aisceau infrarollge de guidage 30 traversant la 1amme et la zolle environnante. Ce problème concerne aussi bien les perturbations directes (émission infrarouge propre du propulseur) qu'indirectes (turbulences crées dans l'envirolmement produisant des variations de 20318~1 l'indice de réfractlon, absorption et diffusion du faisceau par les fumées).
Or ces perturbations, notamment les perturbations atrnosphériques, se maniEestent sur toute la bande des longueurs d'ondes utilisables. Pour mlnimlser l'influence de ces perturbntions, il est donc necessaire d'écarter au maximum, en direction transversale, les aapteurs de l'axe du missile et donc de la flamme.
I,a figure 1 représente un tel missile 1, pourvu de détecteurs inPrarouge 2 recevant le signal optique véhiculé par le faisceau 3. Pour éviter les perturbations dans la ~one 4 autour de la flamme du propulseur, on monte généralement les captours 2 aux extrémités des ailettes ou des gouvernes 5 du missile.
Cependant, notamment pour des raisons de commodité
de stockage, l'envergure des ailes ou des gouvernes des missiles actuels est généralement réduite au minimum. Cela signifie donc que l'écartement obtenu en disposant ces capteurs en bout d'aile ou de gouverne sera toujours faible et, en pratique, insuffisant.
L'un des buts de l'invention est de proposer un système permettant d~écarter de façon plus importante les récepteurs de la flalTane du missile, tout en perturbant le moins possible l'aérodynamisme de ce dernier.
Cette dernière conditlon exclut en particulier le recours à des tiges déployables ou dispositifs analogues au bout desquels se trouverait placé le capteur.
En effet, compte tenu des vitesses élevées des engins modernes (Mach supérieur à trois), les eforts de flexion exercés sur ces tiges du fait de leur tralnée propre serait tels que seules des tiges épaisses pourraient résister à ces efforts ; ces tiges, du fait de leur traînée propre, inPluenccraient alors de fsQon substantielle l'aérodynamisme de l'engin.
.
.
,, 2~182~
Pour résoudre cette di~ficulté, la présente invention propose, essentiellement, d'écar$er par effet aérodynamique le (ou les) transducteur(s) optique(s), en montant le capteur sur un porteur aérodynamique conçu de 5 manière à s'écarter du corps du missile, au moins pendant la phase propulsée de celul- ci .
Plus précisément, l'inventlon propose un système de transmission d'ordres cle guidage pour rnissile téléguiclé, comportant au moins un détecteur 10 optoélectronique recevant d'un poste de conduite de tir distant un signal de guidage transmis par un faisceau optique, et caractérisé en ce qu'il comprend au moins un porteur aérodynamique, non propulsé, relié au corps du missile par une liaison non rigide lui permettant d'être tracté par 15 le missUe pendant le vol de celui-ci ; l'ensemble est configuré de manière que, sous l'efet de cette traction, le porteur aérodynamique prenne une incidence lui permettant, en direction transversala, de s'écarter du corps du missile d'une distance supérieure à l'étendue de la zone dans la~uelle la 20 transmission du faisceau est essentiellement perturbée par la flamme du propulseur du miss~le ; et ce porteur aérodynamique est pourvu à son s3xtremité arrière, tournée dans la direction d'incidence du faisceau optique, d'un transducteur optique propre à capter le signal Optique de 25 guidage transmis par ce faisceau.
Très avantageusement, ladite liaison non rigide comprend une fibre optique couplée optiquement, à l'une de ses extrémités, au trnnsducteur disposé sur le portew:
aérodynamique, de manière à injecter dans la fibre le signal 30 optique reçu par ce transducteur et, à son extrémité
opposée, au détecteur optoélectronique disposé dans le corps du missile, 1e manière que ce détecteur recoive de la fibre le signal optique recu injecté dans celle-ci à son autre extrémité, et transforme en signal électrique de 35 guidage ce signal optique re~u.
;
~ .
2~821 De préférence, la liaison non rigide est alors constituée d'une fibre optique mécaniquement et thermiquement renforcée par gainage ~ l'effort de traction étant s)lors essentiellement transmis par la gaine de la ibre.
Selon une cnractéristique avantageuse, le point cl'applicatioll de ln force de tractlon exercée par la liaison non rigide est cléporté trnnsversalement par rapport au corps d~l porteur aérodynamique par Interpositlon d'un élément intermédinire, de manière à nccroître le moment do cette force de tractlon pnr rapport au centre de grnvité du porteur aérodynamique et augmenter ainsi l'incidence prise par celui-ci sous l'effet de la traction.
De préférence, pour l'uniformité de l'aérodynamisme et pour l'amélioration du rapport signal/bruit, ce système comprend une pluralité de porteurs aérodynamiques identiques, disposés de fa~on axialement symétrique autour du corps du missile.
D'autres caractéristlques et avantages de l'invention apparaîtront ~ la lecture de la description 20 détaiLlée ci-dessous, faite en référence aux dessins annexés .
La figure 1, précitée, montre un missile en phase propulsée équipé d'un système de transmission d'ordres de guidage selon l'art antérieur.
La figure 2 est homologue de la figure 1, pour le systè~.e de transmission d'ordres de guidage selon l'invention.
La figure 3 est une vue plus détai~lée de l'un des porteurs aérodynamiques 6 visibles figure ~ 2 .
Comme illustré figure 2, on adjoint au missile 1 au "à moins un porteur aérodynamique 6 tracté au bout d'une liaison non rigide 7.
De préférence, pour l'uniformité de l'aérodynamisme d'ensemble et pour améliorer le rapport :- , ,~ .
, ' ' 2~821 signal/brllit du signal capté, on prévoit deux ensembles porteur/liaison, diamétralement opposés, mais ce nombre et cette configuration ne sont pas limitatifs.
On pourra;t utUiser comme transducteur 6 un 5 composant ("détecteur optoélectronique") transormant diroctement le signal optiquo de guidage (faisceau 3) en un slgnal é1ectrlqlle et transmettant ce signl-l éloctrique au calc~llateur de pU.otage à l'lnter1eur du mlssile, via une .. . . . .
Iinison électrique par fil, qui rernplacerait alors la fibre 10 optique.
On préfère cependant utiliser comme transducteur 9 un transducteur purement optique ayant pour seule fonction de capter, via une lentille de focalisation, l'onde infrarouge du faisceau et d'injecter ce signal dans une fibre optique, qui 15 constitue alors la liaison non rigide 7.
A l'autre bout cle cette fibre optique 7, nn dispose, dans le corps du missile, l~ détecteur optoélectron;que 2 qui recevra en entrée le signal injecté dans la fibre et delivrera en sortie un signal électrique au calculateur de 20 gu;dage du missile. Le détecteur optoélectronique pourra être un capteur infrarouge classique du même type que ceux utilisés dans les engins actuels.
Le porteur aerodynamique, représenté plus en détail figure 3, peut prendre des formes variées, par 25 exemple la forme d'un dièdre (le porteur présentera alors un plan d'orientation privilçigiée), ou ~ ~lors, comme raprésenté, la même forme que le missile mais à écheUe réduite, c'est-à-dire avec un corps cylindrique à
extrémité ogivale, pourvu de moyens de stabilisation 30 appropriés, par exemple une jupe ; ou bien, comme représenté, des ailet1:es 8.
Il est important que le porteur aérodynamique soit de petite taille afin de perturber le moins possible l'aérodynamismc dlensemble du missile. ~
.
: ' :: ,:
. .
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2~318~
Typiquement, le diamètra du porteur aérodynamique (son calibre) pourra être de l'ordre de l cm, ce qui permettra d'y loger en partie arrière un transducteur optique 9 de type conventionnel, pnr exemple de diamètre inférieur à 1 5 cm avec un champ de réception présentant une ouverture de l'ordre de 30.
La forme du porteur aerodynalrlique sera calculée de manière que celui-ci prenne SOUS l~effet de la traction de la liaison non rlglde 7, une certaine incldence a par rnpport à la 10 direclion d de l'axe du missile, venant ainsi s'écarter d'une distance x ~figure 2) de l'axe du missile, à distance de la zone perturbee 4.
Pour déterminer les caractéristiques du porteur aérodynamique, on commencera par efectuer le bilan des 15 forces et des moments qui lui sont appliquées, sous l'effet:
- de la force de traction T exercée par la fibre, - de la portance aérodynamique F, exercée sur le centre de poussée du porteur aérodynamique, et - des forces d'inertie, compte tenu de 20 l'accélération imprimée à l'ensemble.
Ayant ainsi déterminé la configuration d'équilibre, on pourra déterminer la longueur de fibre nécessaire pour obtenir l'écartement angulaire ~ et transversal x ~ouhaité.
Il pourra être nécessaire,compte tenu des vitssses élsvées, de prendre en compte la traînee ~ropre du fil (sa traînée linéique n'est jamais nuUe). On démontre alors que celui-ci, sous l'effet de la vitesseJ prend la Pc~rme d'un arc de parabole.
Pour accentuer le phénomène et fair~ prendre au porteur aérodynamique une incidence a plus importante, on peut, au lieu d'appliquer directement la traction de la fibre au corps du porteur aérodynamique, appliquer celle-ci via un élément intermédiaire 10, par exemple une tige rigideJ
dont la disposition et la longueur seront calculées de manière ;~ :
~ , ~
,, -: -203182~
a accroîtrs le momerlt résultant de la force de traction exercee par la fibre sur le centre de gravité G, en écartant le centre de poussée.
En ce qui concerne la fibre, on choisira une fibre 5 galnée, pour des raisons de protection mécanique et thermiquo et pour que la tractlon soit exercée essentiellement par la gaine et non par le coeur de la fibre, avec un diamètre le plus falble posslble, un compromis devant être recherché entre résistances mécanit~ues la plus 10 élevée possible et traînée recluite au minimum.
Typiquement, le dlamètre total de la flbre gainee pourra être inférieur ~ 1 mm. Par ailleurs, la liaison doit être suffisamment mince pour ne travailler principalement qu'en traction, en réduisant au minimum tout effort de elexion qui 15 pourrait résulter de la raideur propre de la fibre gainée.
La longueur de la fibre dépendra de la longueur du missile et de ses conditions de vol.
Le fonctionnement d~ensemble du système est le suivant:
- en phase propulsée j la vitesse de l'engin s'accroît et le porteur aérodynamique prend alors une incidance créant de la portance;
- il s'éloigne alors du corps de l'engin, ce qui permet au signal rec,u par le transducteur optique qu'il porte 25 de n'être que très peu affecté par les perturbations de la flamme ;
- le poste de guidage au sol envoie alors un ordre de guidage par laser, qui est capté par le transducteur et injecte dans la fi'ore par celui- ci - le signal se propage dans la fibre ~ et il est converti en sorltie de la fibre en signal élec-trique par le détecteur optoélectronique 2 (transformat~ctn classique d'un signal optlque en signal électrique);
- l'engin exécute alors l'ordre de guidage transmis.
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Système de transmission d'ordres de guidage pour mi~sile téleguidé en mode optoélectronique I,n présente invention concerne un système de transmission d'ordres pour missilo, par exemple un missile 5 sol-air, téléguidé en mode optoélectron'que, c'est-h-dire pollr un missile recevant d'un poste de conduite de tir distant des informations de guîdage trnnsm;ses par 1'intermédiaire d'un faisceau laser.
Ls terme "téléguidage" sera entendu dans son sens 10 le plus large, c'est-à-dire comprenant aussi bien les modes de guidage sur faisceau (guidage dit beam-riding ou par télécommande simple), dans l0squels le guidsge se fait en suivant le faisceau, que les modes de guidage hors faisceau (quelquefois désignés par le tarme de "télécommande"
l 5 pris au sens strict), dans lesquels on ne suit pas le faisceau, les directions conduite de tir/missile et conduite de tir/cible n'étant alors pas colinéaires.
Les longueurs d'onde utilisées pour la transmission d'un signal de conduite da tir en mode optoélectronique sont des 20 longuellrs d'onde optiques, typiquement dans le domaine de l'infrarouge (longueurs d'ondes comprises généralement entre 12 et O, 8 ~urn), par opposition aux signaux transmis en utilisant des longueurs d'oncles dans le domaine hertzien.
Lorsque l'on utUise un guidage optoélectronique, il 25 se pos~ le problème des perturbations introduites par la flamme du missile pendant la phase propulsée de celui-ci.
En effet, lor~ cie cette phase propulsée, la flamme peut produire des perturbations susceptibles d'affecter de fa~on significative le aisceau infrarollge de guidage 30 traversant la 1amme et la zolle environnante. Ce problème concerne aussi bien les perturbations directes (émission infrarouge propre du propulseur) qu'indirectes (turbulences crées dans l'envirolmement produisant des variations de 20318~1 l'indice de réfractlon, absorption et diffusion du faisceau par les fumées).
Or ces perturbations, notamment les perturbations atrnosphériques, se maniEestent sur toute la bande des longueurs d'ondes utilisables. Pour mlnimlser l'influence de ces perturbntions, il est donc necessaire d'écarter au maximum, en direction transversale, les aapteurs de l'axe du missile et donc de la flamme.
I,a figure 1 représente un tel missile 1, pourvu de détecteurs inPrarouge 2 recevant le signal optique véhiculé par le faisceau 3. Pour éviter les perturbations dans la ~one 4 autour de la flamme du propulseur, on monte généralement les captours 2 aux extrémités des ailettes ou des gouvernes 5 du missile.
Cependant, notamment pour des raisons de commodité
de stockage, l'envergure des ailes ou des gouvernes des missiles actuels est généralement réduite au minimum. Cela signifie donc que l'écartement obtenu en disposant ces capteurs en bout d'aile ou de gouverne sera toujours faible et, en pratique, insuffisant.
L'un des buts de l'invention est de proposer un système permettant d~écarter de façon plus importante les récepteurs de la flalTane du missile, tout en perturbant le moins possible l'aérodynamisme de ce dernier.
Cette dernière conditlon exclut en particulier le recours à des tiges déployables ou dispositifs analogues au bout desquels se trouverait placé le capteur.
En effet, compte tenu des vitesses élevées des engins modernes (Mach supérieur à trois), les eforts de flexion exercés sur ces tiges du fait de leur tralnée propre serait tels que seules des tiges épaisses pourraient résister à ces efforts ; ces tiges, du fait de leur traînée propre, inPluenccraient alors de fsQon substantielle l'aérodynamisme de l'engin.
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Pour résoudre cette di~ficulté, la présente invention propose, essentiellement, d'écar$er par effet aérodynamique le (ou les) transducteur(s) optique(s), en montant le capteur sur un porteur aérodynamique conçu de 5 manière à s'écarter du corps du missile, au moins pendant la phase propulsée de celul- ci .
Plus précisément, l'inventlon propose un système de transmission d'ordres cle guidage pour rnissile téléguiclé, comportant au moins un détecteur 10 optoélectronique recevant d'un poste de conduite de tir distant un signal de guidage transmis par un faisceau optique, et caractérisé en ce qu'il comprend au moins un porteur aérodynamique, non propulsé, relié au corps du missile par une liaison non rigide lui permettant d'être tracté par 15 le missUe pendant le vol de celui-ci ; l'ensemble est configuré de manière que, sous l'efet de cette traction, le porteur aérodynamique prenne une incidence lui permettant, en direction transversala, de s'écarter du corps du missile d'une distance supérieure à l'étendue de la zone dans la~uelle la 20 transmission du faisceau est essentiellement perturbée par la flamme du propulseur du miss~le ; et ce porteur aérodynamique est pourvu à son s3xtremité arrière, tournée dans la direction d'incidence du faisceau optique, d'un transducteur optique propre à capter le signal Optique de 25 guidage transmis par ce faisceau.
Très avantageusement, ladite liaison non rigide comprend une fibre optique couplée optiquement, à l'une de ses extrémités, au trnnsducteur disposé sur le portew:
aérodynamique, de manière à injecter dans la fibre le signal 30 optique reçu par ce transducteur et, à son extrémité
opposée, au détecteur optoélectronique disposé dans le corps du missile, 1e manière que ce détecteur recoive de la fibre le signal optique recu injecté dans celle-ci à son autre extrémité, et transforme en signal électrique de 35 guidage ce signal optique re~u.
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2~821 De préférence, la liaison non rigide est alors constituée d'une fibre optique mécaniquement et thermiquement renforcée par gainage ~ l'effort de traction étant s)lors essentiellement transmis par la gaine de la ibre.
Selon une cnractéristique avantageuse, le point cl'applicatioll de ln force de tractlon exercée par la liaison non rigide est cléporté trnnsversalement par rapport au corps d~l porteur aérodynamique par Interpositlon d'un élément intermédinire, de manière à nccroître le moment do cette force de tractlon pnr rapport au centre de grnvité du porteur aérodynamique et augmenter ainsi l'incidence prise par celui-ci sous l'effet de la traction.
De préférence, pour l'uniformité de l'aérodynamisme et pour l'amélioration du rapport signal/bruit, ce système comprend une pluralité de porteurs aérodynamiques identiques, disposés de fa~on axialement symétrique autour du corps du missile.
D'autres caractéristlques et avantages de l'invention apparaîtront ~ la lecture de la description 20 détaiLlée ci-dessous, faite en référence aux dessins annexés .
La figure 1, précitée, montre un missile en phase propulsée équipé d'un système de transmission d'ordres de guidage selon l'art antérieur.
La figure 2 est homologue de la figure 1, pour le systè~.e de transmission d'ordres de guidage selon l'invention.
La figure 3 est une vue plus détai~lée de l'un des porteurs aérodynamiques 6 visibles figure ~ 2 .
Comme illustré figure 2, on adjoint au missile 1 au "à moins un porteur aérodynamique 6 tracté au bout d'une liaison non rigide 7.
De préférence, pour l'uniformité de l'aérodynamisme d'ensemble et pour améliorer le rapport :- , ,~ .
, ' ' 2~821 signal/brllit du signal capté, on prévoit deux ensembles porteur/liaison, diamétralement opposés, mais ce nombre et cette configuration ne sont pas limitatifs.
On pourra;t utUiser comme transducteur 6 un 5 composant ("détecteur optoélectronique") transormant diroctement le signal optiquo de guidage (faisceau 3) en un slgnal é1ectrlqlle et transmettant ce signl-l éloctrique au calc~llateur de pU.otage à l'lnter1eur du mlssile, via une .. . . . .
Iinison électrique par fil, qui rernplacerait alors la fibre 10 optique.
On préfère cependant utiliser comme transducteur 9 un transducteur purement optique ayant pour seule fonction de capter, via une lentille de focalisation, l'onde infrarouge du faisceau et d'injecter ce signal dans une fibre optique, qui 15 constitue alors la liaison non rigide 7.
A l'autre bout cle cette fibre optique 7, nn dispose, dans le corps du missile, l~ détecteur optoélectron;que 2 qui recevra en entrée le signal injecté dans la fibre et delivrera en sortie un signal électrique au calculateur de 20 gu;dage du missile. Le détecteur optoélectronique pourra être un capteur infrarouge classique du même type que ceux utilisés dans les engins actuels.
Le porteur aerodynamique, représenté plus en détail figure 3, peut prendre des formes variées, par 25 exemple la forme d'un dièdre (le porteur présentera alors un plan d'orientation privilçigiée), ou ~ ~lors, comme raprésenté, la même forme que le missile mais à écheUe réduite, c'est-à-dire avec un corps cylindrique à
extrémité ogivale, pourvu de moyens de stabilisation 30 appropriés, par exemple une jupe ; ou bien, comme représenté, des ailet1:es 8.
Il est important que le porteur aérodynamique soit de petite taille afin de perturber le moins possible l'aérodynamismc dlensemble du missile. ~
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Typiquement, le diamètra du porteur aérodynamique (son calibre) pourra être de l'ordre de l cm, ce qui permettra d'y loger en partie arrière un transducteur optique 9 de type conventionnel, pnr exemple de diamètre inférieur à 1 5 cm avec un champ de réception présentant une ouverture de l'ordre de 30.
La forme du porteur aerodynalrlique sera calculée de manière que celui-ci prenne SOUS l~effet de la traction de la liaison non rlglde 7, une certaine incldence a par rnpport à la 10 direclion d de l'axe du missile, venant ainsi s'écarter d'une distance x ~figure 2) de l'axe du missile, à distance de la zone perturbee 4.
Pour déterminer les caractéristiques du porteur aérodynamique, on commencera par efectuer le bilan des 15 forces et des moments qui lui sont appliquées, sous l'effet:
- de la force de traction T exercée par la fibre, - de la portance aérodynamique F, exercée sur le centre de poussée du porteur aérodynamique, et - des forces d'inertie, compte tenu de 20 l'accélération imprimée à l'ensemble.
Ayant ainsi déterminé la configuration d'équilibre, on pourra déterminer la longueur de fibre nécessaire pour obtenir l'écartement angulaire ~ et transversal x ~ouhaité.
Il pourra être nécessaire,compte tenu des vitssses élsvées, de prendre en compte la traînee ~ropre du fil (sa traînée linéique n'est jamais nuUe). On démontre alors que celui-ci, sous l'effet de la vitesseJ prend la Pc~rme d'un arc de parabole.
Pour accentuer le phénomène et fair~ prendre au porteur aérodynamique une incidence a plus importante, on peut, au lieu d'appliquer directement la traction de la fibre au corps du porteur aérodynamique, appliquer celle-ci via un élément intermédiaire 10, par exemple une tige rigideJ
dont la disposition et la longueur seront calculées de manière ;~ :
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a accroîtrs le momerlt résultant de la force de traction exercee par la fibre sur le centre de gravité G, en écartant le centre de poussée.
En ce qui concerne la fibre, on choisira une fibre 5 galnée, pour des raisons de protection mécanique et thermiquo et pour que la tractlon soit exercée essentiellement par la gaine et non par le coeur de la fibre, avec un diamètre le plus falble posslble, un compromis devant être recherché entre résistances mécanit~ues la plus 10 élevée possible et traînée recluite au minimum.
Typiquement, le dlamètre total de la flbre gainee pourra être inférieur ~ 1 mm. Par ailleurs, la liaison doit être suffisamment mince pour ne travailler principalement qu'en traction, en réduisant au minimum tout effort de elexion qui 15 pourrait résulter de la raideur propre de la fibre gainée.
La longueur de la fibre dépendra de la longueur du missile et de ses conditions de vol.
Le fonctionnement d~ensemble du système est le suivant:
- en phase propulsée j la vitesse de l'engin s'accroît et le porteur aérodynamique prend alors une incidance créant de la portance;
- il s'éloigne alors du corps de l'engin, ce qui permet au signal rec,u par le transducteur optique qu'il porte 25 de n'être que très peu affecté par les perturbations de la flamme ;
- le poste de guidage au sol envoie alors un ordre de guidage par laser, qui est capté par le transducteur et injecte dans la fi'ore par celui- ci - le signal se propage dans la fibre ~ et il est converti en sorltie de la fibre en signal élec-trique par le détecteur optoélectronique 2 (transformat~ctn classique d'un signal optlque en signal électrique);
- l'engin exécute alors l'ordre de guidage transmis.
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Claims (7)
1. Un système de transmission d'ordres de guidage pour missile téléguide, comportant au moins un détecteur optoélectronique recevant d'un poste de conduite de tir distant un signal de guidage transmis par un faisceau optique, caractérise en ce qu'il comprend au moins un porteur aérodynamique (6), non propulsé, relié au corps du missile (1) par une liaison non rigide (7) lui permettant d'être tracte par le missile pendant la phase de propulsion de celui-ci, l'ensemble étant configuré de manière que, sous l'effet de cette traction, le porteur aérodynamique prenne une incidence (a) lui permettant, en direction transversale, de s'écarter du corps du missile d'une distance (x) supérieure à l'étendue de la zone (4) dans laquelle la transmission du faisceau est essentiellement perturbée par la flamme du propulseur du missile, ce porteur aérodynamique étant pourvu à son extrémité arrière, tournée dans la direction d'incidence du faisceau optique, d'un transducteur optique (9) propre à
capter le signal optique de guidage transmis par ce faisceau (3).
capter le signal optique de guidage transmis par ce faisceau (3).
2. Le système de transmission d'ordres de guidage de la revendication 1, dans lequel ladite liaison non rigide (7) comprend une fibre optique couplée optiquement :
- à l'une de ses extrémités, au transducteur (9) disposé sur le porteur aérodynamique, de manière à injecter dans la fibre le signal optique reçu par ce transducteur, et - à son extrémité opposée, au détecteur optoélectronique (2) disposé dans le corps du missile, de manière que ce détecteur reçoive de la fibre le signal optique reçu injecté dans celle-ci à son autre extrémité, et transforme en signal électrique de guidage ce signal optique reçu.
- à l'une de ses extrémités, au transducteur (9) disposé sur le porteur aérodynamique, de manière à injecter dans la fibre le signal optique reçu par ce transducteur, et - à son extrémité opposée, au détecteur optoélectronique (2) disposé dans le corps du missile, de manière que ce détecteur reçoive de la fibre le signal optique reçu injecté dans celle-ci à son autre extrémité, et transforme en signal électrique de guidage ce signal optique reçu.
3. Le système de transmission d'ordres de guidage de la revendication 2, dans lequel ladite liaison non rigide (7) est constituée d'une fibre optique mécaniquement et thermiquement renforcée par gainage, l'effort de traction (T) étant essentiellement transmis par la gaine de la fibre.
4. Le système de transmission d'ordres de guidage de la revendication 1, caractérisé en ce que le porteur aérodynamique (6) est constitué d'un corps cylindrique à
extrêmité ogivale stabilisé par des ailettes (8).
extrêmité ogivale stabilisé par des ailettes (8).
5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que le diamètre du corps cylindrique du porteur (6) est de l'ordre du cm.
6. Système selon l'une des revendications 4 ou 5, caractérisé en ce que le porteur aérodynamique (6) comporte une tige transversale rigide (10) à l'extrémité de laquelle vient se fixer la liaison non rigide (7).
7. Système de transmission d'ordres de guidage de la revendication 1, comprenant: une pluralité de porteurs aérodynamiques identiques, disposés de façon axialement symétrique autour du corps du missile.
Applications Claiming Priority (2)
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| FR8916261 | 1989-12-08 |
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