EP0062563A1 - Procédé de pilotage en facteur de charge d'un missile et systèmes d'armes correspondants - Google Patents

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EP0062563A1
EP0062563A1 EP82400527A EP82400527A EP0062563A1 EP 0062563 A1 EP0062563 A1 EP 0062563A1 EP 82400527 A EP82400527 A EP 82400527A EP 82400527 A EP82400527 A EP 82400527A EP 0062563 A1 EP0062563 A1 EP 0062563A1
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EP
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pif
paf
missile
aerodynamic
piloting
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Gérard Selince
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Airbus Group SAS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/661—Steering by varying intensity or direction of thrust using several transversally acting rocket motors, each motor containing an individual propellant charge, e.g. solid charge
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/663—Steering by varying intensity or direction of thrust using a plurality of transversally acting auxiliary nozzles, which are opened or closed by valves

Definitions

  • the present invention relates to missiles intended for the neutralization of air attackers more particularly those animated by a very high speed on trajectory, having a great capacity of maneuver, with approach of final attack possible either in grazing flight, or in very strong dive.
  • a target is more particularly characterized by its displacement: speed, direction, maneuverability, trajectory.
  • the target can be hit by a guided missile according to a guiding law (alignment guidance, proportional guidance, etc.), which brings the missile closer to the target as the latter moves slowly and regular.
  • a guiding law alignment guidance, proportional guidance, etc.
  • An end-of-travel error must be compensated for by a final maneuver of piloting the missile towards the target.
  • the load factors in particular in the vicinity of the interception, must be all the more important and the response times all the shorter, the greater the maneuverability-escape performance of the target.
  • a typical offensive target representing a threat that is particularly difficult to neutralize
  • a supersonic missile which is extremely maneuverable and makes a final approach in sharp dive or in leveling.
  • the late discovery of the hostile missile requires neutralization as soon as possible in order to ensure the security of the site to be protected.
  • a Defensive missile with conventional aerodynamic piloting guided in proportional navigation can only intercept such aggressors if it is equipped with a very heavy military load.
  • control surfaces causing this incidence are either of the aerodynamic type, or with control surfaces in the jet of the main propellant, or else by lateral auxiliary jets supplied from the main propellant or from independent elements.
  • a response time of a few hundredths of a second can be obtained by the use of forces passing practically through the center of gravity, these forces which can be acquired aerodynamically or by lateral jets. In this case, there is little or no aerodynamic incidence taken but direct displacement of the center of gravity.
  • PAF force piloting
  • the invention essentially consists of an association of the aerodynamic piloting "PAF”, bringing in particular a high load factor with the piloting "PIF” which on the one hand provides a great rapidity of response and which also makes it possible to raise the maneuverability notably. total missile.
  • This invention allows, in combination with many known devices, the definition of various new weapon systems, capable in particular of ensuring the destruction of a supersonic aerodyne with very high maneuverability carrying out an approach in low-angle flight or at a very high dive angle. .
  • a first weapon system consists in vertically ejecting a missile with its accelerator off, in tilting it in the direction of the target using the "PIF” piloting system, in lighting the accelerator in order to carry the missile at very high speed then, at the end of combustion of said accelerator, the center of gravity of the missile now remaining fixed, to be able to use the "PIF - PAF" piloting.
  • a second weapon system consists of dropping the missile from an aerodyne and using its specific devices to carry out a rapid rally towards the objective.
  • the missile according to FIG. 1 comprises, in the usual manner, a three-axis autopilot.
  • the detection of the target is carried out on the site (for example: a surveillance radar 11A on a surface building 11 which gives the situation of the target on site, deposit and distance) and the elements treated are communicated to said missile.
  • the invention proposes to associate with a missile comprising an aerodynamic piloting means with high load factor called "PAF”, a force piloting mode called “PIF”, said piloting mode comprising means producing forces passing near the center of gravity as suggested by the examination of Figure 1.
  • references 1 and 2 respectively designate the missile and its releasable accelerator.
  • the missile 1 comprises: a seeker 3; piloting and guiding equipment 4; a "PIF" force control mode itself comprising a device for deflecting jets 5 producing. forces passing near the center of gravity C G and the propulsion devices 6A and 6 B arranged in the vicinity of the deflection device 5 so that the known displacement of the center of gravity CG is very small during the propulsion of the propellant; a set of wing and aerodynamic control surfaces "PAF" bearing the general reference 7.
  • the reference 8 designates the deployable stabilizer in this case the releasable accelerator 2.
  • FIGS. 2 and 3 This is illustrated in FIGS. 2 and 3 where we see respectively a high performance objective 10, attacked during phase IV (FIG. 2) or even less effective but more distant objectives such as helicopter 13 or attacked plane 12 during phase V ( Figure 3).
  • objectives 12 or 13 could, a fortiori, be neutralized during phase IV.
  • FIG. 2 a first implementation of the invention (FIG. 2) in a weapon system comprising a vertical launch and a tilting in a phase 1, the composite 1 + 2, with the missile and accelerator assembly extinguished, is ejected from a site 11 at a speed of the order of a few tens of meters / second for example using a gas generator associated with the launch tube 11.
  • phase I the first force piloting regime "PIF" is initiated, making it possible to achieve, in phase II, the tilting of said assembly in a few tenths of a second.
  • phase III the accelerator is on, causing the missile to accelerate to around 1000 m / s.
  • the seeker begins its search for target 10 and, in the event of a catch before the end of acceleration phase III, a first correction of orientation of the missile is then carried out thanks to the "PIF" .
  • the trajectory in the vertical plane is carried out in a slight dive in order to avoid certain possible effects such as the "image" effect on the sea for example.
  • the missile is piloted as follows:
  • the missile After a few tenths of a second of free flight following vertical ejection, the missile is taken over by the autopilot, which has three operating modes.
  • the yaw and pitch control is ensured by the first operating level of the "PIF", that is to say with action of said "PIF” device, offset from the center of gravity.
  • the yaw / pitch autopilot is a load factor control with high dynamic performance. It comprises a conventional aerodynamic pilot, of the "PAF” type, with a time constant of the order of a few tenths of a second, associated, in accordance with the invention, with force control, of the "PIF” type, at the center of gravity, this practically fixed time, whose response time is then very short, of the order of a hundredth of a second.
  • pilot's response time is slightly lower than that of each of its components while remaining fairly close to that of the fastest.
  • the third mode which corresponds to piloting in free flight, after stopping the "PIF” device, becomes of the classic aerodynamic type.
  • the "PIF” device can be reactivated later.
  • the actual guidance includes pre-steering and autoguiding.
  • the pre-steering is inertial, carried out using information from the center, possibly readjusted in flight every second, and data from a "strap-down" type central unit for example.
  • It comprises two stages, one of tilting during which a attitude control is carried out controlled by the "PIF” device, the other of acceleration during which the missile always controlled by the "PIF” device is directed towards an intermediate point between the current goal and the future goal.
  • Autoguiding begins immediately after the release of the accelerator, which requires approximately 0.1 seconds.
  • the guidance law is pure proportional navigation with a coefficient of around 4 with correction of the deceleration of the missile in the undisturbed flight phase.
  • the increased guidance order from the output of the model 15 serves as input to the aerodynamic pilot.
  • the aerodynamic pilot control error serves as input to both the device 16 for controlling the "PIF" and to its operating simulator 15.
  • the "PIF” works in vernier on the error of the "PAF” which makes it possible to obtain an overall device whose operating capacity is the sum of the operating capacity of the partial devices and whose the response time is close to the response time of the fastest partial device.

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Abstract

Pour permettre d'obtenir un très faible temps de réponse aux ordres même de grande amplitude on associe sur le missile (1) muni d'un accélérateur largable (2) un système de pilotage aérodynamique à haute capacité de facteur de charge (7) dit PAF avec un système de pilotage en force (5, 6A, 6B), agencé près du centre de gravité (CG) du missile, à capacité de facteur de charge modérée mais à très faible temps de réponse dit PIF. Un missile (1) muni d'une telle association de deux systèmes de pilotage et piloté en PIF - PAF possède toutes les performances lui permettant de neutraliser, outre les objectifs classiques, les objectifs ayant la possibilité d'attaque en vol rasant ou en fort piqué.

Description

  • La présente invention concerne des missiles quidés destinés à la neutralisation d'attaquants aériens plus particulièrement ceux animés d'une vitesse très élevée sur trajectoire, disposant d'une grande capacité de manoeuvre, avec approche d'attaque finale possible soit en vol rasant, soit en très fort piqué.
  • D'une façon générale une cible est plus particulièrement caractérisée par son déplacement : vitesse, direction, manoeuvrabilité, trajectoire. La cible peut être atteinte par un missile guidé selon une loi de guidage (guidage par alignement, guidage proportionnel...), qui amène le missile d'autant plus près de la cible que celle-ci se déplace d'une façon lente et régulière. Dans le cas d'une cible aérienne,plus l'explosion sera proche de l'objectif, plus la charge militaire pourra être faible à probabilité donnée de destruction dudit objectif.
  • Une erreur de fin de course doit être compensée par une manoeuvre finale du pilotage du missile vers la cible.
  • Ainsi les facteurs de charge, en particulier au voisinage de l'interception, doivent être d'autant plus importants et les temps de réponse d'autant plus courts, que les performances de manoeuvrabilité-évasion de la cible sont grandes.
  • Dans le concept des armes nouvelles, une cible offensive type, représentant une menace particulièrement difficile à neutraliser, est constituée par un missile supersonique extrêmement manoeuvrant et effectuant une approche finale en fort piqué ou en vol rasant. Dans ce cas en effet, la découverte tardive du missile hostile exige une neutralisation au plus tôt afin d'assurer la sécurité du site à protéger.
  • Actuellement l'assaut de tels agresseurs est difficile à contrer par les systèmes défensifs connus. Un missile défensif à pilotage aérodynamique classique guidé en navigation proportionnelle ne peut intercepter de tels agresseurs que s'il est équipé d'une charge militaire très importante.
  • On peut certes utiliser une loi de guidage très performante, telle qu'appliquée dans des systèmes d'arme connus, mais leur efficacité dépend de la connaissance du temps restant à parcourir avant l'interception de l'objectif qui, en ambiance brouillée, ne peut être évaluée avec la précision nécessaire au résultat recherché. Ce type de loi fait, de plus, très schématiquement appel à une extrapolation au deuxième ordre du mouvement de l'objectif et elle est de ce fait prise à défaut si la cible effectue des variations rapides de mouvement avec une période aléatoire de valeur moyenne égale à quelques constantes de temps du missile guidé défensif. La distance de passage obtenue peut même être alors supérieure à celle qui résulterait d'une loi de guidage proportionnelle simple ce qui conduit à choisir là encore une charge militaire de masse importante.
  • Il convient donc de compenser l'insuffisance du guidage selon les critères ci-dessus, en accroissant la manoeuvrabilité du missile défensif, autant dire en accroissant le facteur de charge et surtout en réduisant le temps de réponse dudit missile défensif.
  • Dans un missile à pilotage aérodynamique classique, assuré par prise d'incidence, la constante de temps liée à la réponse aérodynamique est toujours importante, de l'ordre de quelques dixièmes de secondes. Ce type de pilotage est ci-après désigné "PAF".
  • Les gouvernes provoquant cette prise d'incidence sont soit de type aérodynamique, soit à gouvernes dans le jet du propulseur principal, soit encore par des jets auxiliaires latéraux alimentés à partir du propulseur principal ou d'éléments indépendants.
  • Par ailleurs un temps de réponse de quelques centièmes de seconde peut être obtenu par l'utilisation de forces passant pratiquement par le centre de gravité, ces forces pouvant être acquises aérodynamiquement ou par jets latéraux. Dans ce cas, il y a peu ou pas prise d'incidence aérodynamique mais déplacement direct du centre de gravité.
  • Un tel mode de pilotage connu sous la dénomination de pilotage en force, ci-après désigné "PIF", apporte essentiellement une très grande rapidité de réponse.
  • L'invention consiste essentiellement en une association du pilotage aérodynamique "PAF", apportant en particulier un facteur de charge élevé avec le pilotage "PIF" qui procure d'une part une grande rapidité de réponse et qui permet par ailleurs de relever notablement la manoeuvrabilité totale du missile.
  • Cette invention permeten combinaison avec de nombreux dispositifs connus, la définition de divers systèmes d'arme nouveaux, susceptibles notamment d'assurer la destruction d'un aérodyne supersonique à très forte manoeuvrabilité effectuant une approche en vol rasant ou sous un très fort angle de piqué.
  • Un premier système d'arme selon l'invention consiste à éjecter à la verticale un missile avec son accélérateur éteint, à le basculer dans la direction de la cible en utilisant le système de pilotage "PIF", à allumer l'accélérateur pour porter le missile à très grande vitesse puis, dès fin de combustion dudit accélérateur, le centre de gravité du missile restant désormais fixe, à pouvoir utiliser le pilotage "PIF - PAF".
  • Un second système d'arme consiste à larguer le missile à partir d'un aérodyne et à utiliser ses dispositifs particuliers pour effectuer un ralliement rapide en direction de l'objectif.
  • L'invention sera de toutes manières bien comprise dans la suite du texte qui va donner, à titre d'exemple non limitatif et à l'appui des dessins annexés, la'description du système d'arme dit "Sol-Air-Naval" (SAN) d'auto-défense des bâtiments de surface.
  • Sur ces dessins :
    • - La figure 1 représente une vue schématique du missile sur laquelle on voit ses moyens de pilotage aérodynamiques "PAF", ses moyens de pilotage en force "PIF" et son accélérateur qui est largable dans le cas présent.
    • - La figure 2 représente une vue schématique montrant le déroulement de l'interception, par le système d'arme"SAN; d'une cible rapide affectée d'une très grande manoeuvrabilité.
    • - La figure 3 représente une vue schématique montrant l'interception de cibles conventionnelles.
    • - La figure 4 met en évidence des courbes représentatives des performances de missile "SAN" pendant l'interception d'une cible.
    • - La figure 5 représente un schéma montrant, à titre d'exemple, la réalisation d'un pilote automatique "PIF - PAF".
  • Conformément à l'invention, le missile selon la figure 1 comporte à la manière habituelle, un pilote automatique trois axes. La détection de la cible est effectuée sur le site (par exemple : un radar de veille 11A sur un bâtiment de surface 11 qui donne la situation de la cible en site, gisement et distance) et les éléments traités sont communiqués audit missile.
  • Il s'est avéré que, pour certaines cibles à vitesses supersoniques, extrêmement agiles et effectuant une approche rasante, leur détection tardive exige leur destruction au plus tôt afin d'assurer la sécurité du site protégé.
  • Au niveau du missile ceci implique une vitesse moyenne sur trajectoire élevée, une grande capacité de manoeuvre, une distance de passage faible associée à une charge militaire capable d'assurer la neutralisation de l'objectif.
  • Malheureusement, il est connu que les missiles actuels guidés en navigation proportionnelle ne répondent pas à ces critères sauf s'ils sont équipés d'une charge militaire très importante. En effet, ils sont pris en défaut par la haute capacité de manoeuvre de la cible et son faible temps de réponse.
  • Dans le but de remédier à ces difficultés, l'invention propose d'associer à un missile comportant un moyen de pilotage aérodynamique à fort facteur de charge dit "PAF", un mode de pilotage en force dit "PIF", cedit mode de pilotage comportant des moyens produisant des forces passant près du centre de gravité tel que cela est suggéré par l'examen de la figure 1.
  • Il est à noter que ces derniers moyens peuvent être de différentes natures et résulter soit d'action aérodynamiques par gouvernes, soit de jets.
  • C'est ainsi que sur le schéma de la figure 1, les références 1 et 2 désignent respectivement le missile et son accélérateur largable. Le missile 1 comprend : un autodirecteur 3 ; des équipements de pilotage et de guidage 4 ; un mode de pilotage en force "PIF" comprenant lui-même un dispositif de déviation de jets 5 produisant des. forces passant.près du centre de gravité CG et les dispositifs propulseurs 6A et 6B aménagés au voisinage du dispositif de déviation 5 de façon que le déplacement connu du centre de gravité CG soit très faible pendant la propulsion du propergol ; un ensemble aile et gouvernes aérodynamiques "PAF" portant la référence générale 7. La référence 8 désigne le stabilisateur déployable en l'occurrence de l'accélérateur largable 2.
  • Ce nouveau procédé de pilotage en facteur de charge d'un missile permettant d'obtenir un très faible temps de réponse aux ordres même de grandes amplitudes ressort donc de l'association d'un système de pilotage aérodynamique à forte capacité de facteur de charge avec un système de pilotage en force passant près du centre de gravité à capacité de facteur de charge modéré mais à très faible temps de réponse..
  • Une telle association est caractérisée par l'équation ci-après :
    Figure imgb0001
     dans laquelle on désigne par :
    • Og . l'ordre de guidage
    • F(p) . la fonction de transfert PIF
    • G(p) . la fonction de transfert du PAF
    • Figure imgb0002
      ex . l'accélération totale exécutée par le sissile
    • Figure imgb0003
      1 . l'accélération "PIF"
    • Figure imgb0004
      2 . l'accélération "PAF"

    et qui est mise en oeuvre par l'application de ladite équation.
  • La figure 4 représente schématiquement l'évolution des caractéristiques principales : vitesse V, facteur de charge n et distance parcourue X, en fonction du déroulement séquentiel du vol du missile selon ses divers modes de fonctionnement découpés en phase I, II, III, IV et V respectivement définies comme suit :
    • - O tl : lancement vertical du composite 1+2, à faible vitesse (phase I), basculement du composite (phase II)
    • - tl t2 : phase III : accélération par l'allumage de l'accélérateur 2
    • - t2 t3 : phase IV : missile 1 piloté en "PIF-PAF", le centre de gravité est pratiquement fixe
    • - t3 → : phase V : missile 1 piloté en "PAF" seul
  • Il apparaît maintenant clairement, sur cette figure 4, que c'est essentiellement durant la phase IV (t2 t3) que le missile 1 possède toutes les performances lui permettant de neutraliser, outre les objectifs classiques, les objectifs qui ont les meilleures performances connues c'est-à-dire possibilité d'attaque en vol rasant ou fort piqué, grande manoeuvrabilité ou encore évasives aléatoires, donc les objectifs qui risquent d'être détectés le plus tardivement.
  • Il apparaît également sur cette figure 4 que, par le fait du pilotage "PAF", le missile 1 reste capableau cours de la phase V au-delà de t3, d'attaquer des cibles classiques plus lointaines.
  • Ceci est illustré sur les figures 2 et 3 où l'on voit respectivement un objectif 10, de hautes performances, attaqué pendant la phase IV (figure 2) ou bien des objectifs moins performants mais plus lointains tels qu'hélicoptère 13 ou avion 12 attaqué pendant la phase V (figure 3).
  • Il est évident que les objectifs 12 ou 13 pourraient, a fortiori, être neutralisés pendant la phase IV.
  • Selon une première mise en oeuvre de l'invention (figure 2) dans un système d'arme comportant un lancement vertical et un basculement dans une phase 1, le composite 1+2, ensemble missile et accélérateur éteint, est éjecté d'un site 11 à une vitesse de l'ordre de quelques dizaines de mètres/seconde par exemple à l'aide d'un générateur de gaz associé au tube de lancement 11 .
  • Quelques dixièmes de seconde après ce lancement vertical (phase I) le premier régime de pilotage en force "PIF" est initié, permettant de réaliser,dans la phase II, le basculement dudit ensemble en quelques dixièmes de seconde.
  • Dans la phase III, l'accélérateur est allumé provoquant l'accélération du missile jusqu'à environ 1000 m/s.
  • A la fin de la combustion de l'accélérateur, le centre de gravité reste alors pratiquement fixe. L'accélérateur est largué dans le cas présent.
  • Pendant ces phases II et III l'autodirecteur commence sa recherche de la cible 10 et,en cas d'accrochage avant la fin de la phase d'accélération III, une première correction d'orientation du missile est alors réalisée grâce au "PIF".
  • Enfin, dans la phase IV,le missile 1, qui est alors en grande vitesse légèrement accélérée et est contrôlé par le pilotage "PIF-PAF", effectue :
    • - si l'autodirecteur n'a pas encore accroché, un préguidage recalé à partir du site de lancement tel que le bâtiment de surface 11
    • - si l'autodirecteur est accroché, son guidage en navigation proportionnelle en direction de la cible 10.
  • Dans le cas d'une cible 10 à très basse altidude, la trajectoire dans le plan vertical est effectuée en léger piqué afin d'éviter certains effets possibles tel que l'effet "d'image" sur la mer par exemple.
  • Le pilotage du missile est assuré de la manière suivante :
  • Après les quelques dixièmes de seconde de vol libre suivant l'éjection à la verticale, le missile est pris en charge par le pilote automatique qui comporte trois modes de fonctionnement.
  • Selon le premier mode qui vise le pilotage du composite 1+2 pendant les phases de basculement et d'accélération, le contrôle en lacet et en tangage est assuré par le premier niveau de fonctionnement du "PIF", c'est-à-dire avec action dudit dispositif "PIF", décalée par rapport au centre de gravité.
  • Dans le deuxième mode, qui est le pilotage de croisière, le pilote automatique en lacet/tangage est un asservissement en facteur de charge à performances dynamiques élevées. Il comporte un pilote aérodynamique classique, type "PAF", de constante de temps de l'ordre de quelques dixièmes de seconde, associé, conformément à l'invention, à un pilotage en force, type "PIF", au centre de gravité, cette fois pratiquement fixe, dont le temps de réponse est alors très faible, de l'ordre du centième de seconde.
  • Ainsi, selon l'invention, sont autorisés :
    • - une manoeuvrabilité élevée de l'ordre de 50g, somme de la forte capacité de manoeuvre du "PAF" et de celle du pilotage en force "PIF" associée à un très faible temps de réponse de l'ordre du centième de seconde et ce dans tout le domaine de l'utilisation.
    • - un temps de réponse voisin de celui du "PIF" pour les commandes types susceptibles de solliciter le pilote automatique.
  • En définissant un type d'association préférée, il est possible d'indiquer ci-après un principe bien adapté au problème de l'autoguidage.
  • Si l'on désigne :
    • - Og l'ordre de guidage (m/s2)
    • - F(p) la fonction de transfert du "PIF"
    • Figure imgb0005
      1 l'accélération exécutée par le "PIF"
    • - G (p) la fonction du transfert du "PAF"
    • -
      Figure imgb0006
      -2 l'accélération exécutée par le "PAF"
    • -
      Figure imgb0007
      ex l'accélération totale exécutée par le missile La fonction de transfert, dans le domaine linéaire s'écrira alors :
      Figure imgb0008
      soit, en admettant à titre d'exemple,
      Figure imgb0009
      une fonction de transfert du pilote "PIF-PAF" :
      Figure imgb0010
  • Ainsi il peut être démontré que le temps de réponse du pilote est légèrement plus faible que celui de chacun de ses composants tout en restant toutefois assez voisin de celui du plus rapide.
  • En d'autres termes, on voit que physiquement le " "PIF" travaille en vernier sur l'erreur d'exécution du "PAF" et qu'en présence d'un ordre constant et après un délai égal au temps de réponse du "PAF", le "PIF" est entièrement disponible pour exécuter rapidement une nouvelle action.
  • Le troisième mode, qui correspond au pilotage en vol libre, après arrêt du dispositif "PIF", devient du type aérodynamique classique. Le dispositif "PIF" peut être ultérieurement réactivé.
  • Le guidage proprement dit comporte un préguidage et un autoguidage.
  • Le préguidage est inertiel, effectué à partir des informations du centre, éventuellement recalées en vol chaque seconde, et des données d'une centrale de type "strap- down" par exemple.
  • Il comporte deux étapes, l'une de basculement pendant lequel on réalise un asservissement en assiette contrôlé par le dispositif "PIF", l'autre d'accélération pendant laquelle le missile toujours contrôlé par le dispositif "PIF" est dirigé vers un point intermédiaire entre le but actuel et le but futur.
  • L'autoguidage commence dès après l'opération de largage de l'accélérateur ce qui nécessite environ 0,1 seconde. La loi de guidage est une navigation proportionnelle pure de coefficient environ 4 avec correction de la décélération du missile dans la phase de vol non perturbée.
  • Selon la figure 5, le schéma représente un dispositif de pilotage possible "PIF - PAF" d'un missile 19. Il est constitué :
    • - d'un pilote aérodynamique classique en facteur de charge dit "PAF" et comprenant par exemple un accéléromètre 20, un gyromètre 18 et une intégration 1/p.21. (p étant le symbole de LAPLACE)
    • - d'un dispositif du pilotage en force dit "PIF" 17 à faible temps de réponse tel que déviateur de jets, impulseurs... et de son dispositif de commande 16
    • - d'un simulateur 15 du comportement du "PIF" pouvant recevoir des informations de 16, 18, 20 et du capteur de pression 14 s'il s'agit d'un "PIF" utilisant un propulseur ou un générateur de gaz.
  • L'ordre de guidage augmenté de la sortie du modèle 15 sert d'entrée au pilote aérodynamique. L'erreur d'asservissement du pilote aérodynamique sert d'entrée à la fois au dispositif 16 de commande du "PIF" et à son simulateur de fonctionnement 15.
  • En d'autres termes, le "PIF" travaille en vernier sur l'erreur du "PAF" ce qui permet d'obtenir un dispositif d'ensemble dont la capacité de manoeuvre est la somme de la capacité de manoeuvre des dispositifs partiels et dont le temps de réponse est voisin du temps de réponse du dispositif partiel le plus rapide.
  • Il est clair de constater-que l'invention peut être mise en oeuvre dans un système d'arme devant assurer la protection autonome d'un bâtiment de surface.
  • Il est évident de voir qu'elle pourrait de même être mise en oeuvre dans tout autre système d'arme comportant une plateforme de lancement quelconque fixe, mobile ou semi- mobile.
  • L'invention n'est pas limitée à la forme de réalisation décrite mais peut au contraire inclure toutes autres variantes qui entreraient dans son cadré, lequel est défini dans les revendications qui suivent.

Claims (3)

  1. .1. Procédé de pilotage en facteur de charge d'un missile permettant d'obtenir un très faible temps de réponse aux ordres mêmes de grande :amplitude caractérisé en ce qu'il consiste à associer :
    - un système de pilotage aérodynamique à forte capacité de facteur de charge ( 7) dit "PAF",
    - un système de pilotage en force (5, 6A, 6B) près du centre de gravité (CG) à capacité de facteur de charge modérée mais à très faible temps de réponse dit "PIF", ladite association étant telle que sa réponse d'ensemble à un ordre soit alors donnée par l'équation :
    Figure imgb0011
    dans laquelle on désigne par :
    Og . l'ordre de guidage
    F(p) . la fonction de transfert du "PIF"
    G(p) . la fonction de transfert du "PAF"
    Figure imgb0012
    ex . l'accélération totale exécutée par le missile,
    Figure imgb0013
    2 l'accélération "PAF" et
    Figure imgb0014
    1 l'accélération "PIF", et où l'on distingue la réponse habituelle du pilote automatique aérodynamique G(p)Og. à laquelle s'ajoute la réponse du "PIF", F (1-G) Og travaillant sur l'erreur 1-G(p) Og du "PAF" de telle sorte que,en plus et en présence d'un ordre constant et après un délai égal au temps de réponse au "PAF", le "PIF" soit entièrement disponible pour effectuer une nouvelle action.
  2. 2, Dispositif pour l'application du procédé à un système d'armes selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comporte la mise en oeuvre :
    - d'un moyen d'éjection du missile à la verticale (11 B)
    - d'un moyen de mise en régime du pilotage en force ( 5, 6A, 6B) "PIF", ce qui autorise le. basculement par le fait de la position décalée du centre de gravité (CG) avant combustion complète de l'accélérateur
    - d'un moyen d'accélération (2) du missile (1) qui est pendant cette phase contrôlé par le dispositif du "PIF"
    - d'un moyen de recherche (3) de la cible (10) produisant en cas d'accrochage avant la fin de la phase d'accélération, une première correction d'orientation du missile (1) par le "PIF"
    - d'un moyen de contrôle "PIF - PAF" qui effectue :
    . un préguidage recalé si l'autodirecteur (3) n'a pas accroché
    . un guidage (4) en direction de la cible (10) utilisant le pilotage "PIF - PAF" au moins au voisinage de ladite cible (10)
    . d'un moyen permettant d'utiliser le "PAF" après usage du "PIF" s'il y a lieu.
  3. 3. Dispositif de pilotage pour l'application du procédé selon la revendication 1 caractérisé en ce que les systèmes de pilotage aérodynamique "PAF" et en force "PIF" comportent les éléments ci-après :
    - un pilote aérodynamique classique en facteur de charge incluant par exemple un accéléromètre (20), un gyromètre (18) et un dispositif d'intégration (21),
    - un pilote en force à faible temps de réponse (17) et son dispositif de commande (16)
    - un simulateur (15) du comportement du pilote en force pouvant recevoir les informations du dispositif de commande en force (16), du gyromètre (18), de l'accéléromètre (20) et d'un capteur (14), l'agencement desdits éléments étant tels que l'ordre de guidage augmenté de la sortie du simulateur (15) sert d'entrée au pilote aérodynamique et l'erreur d'asservissement du pilote aérodynamique sert d'entrée à la fois aux dispositifs de commande (16) du dispositif "PIF" et à son simulateur de fonctionnement (15).
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