EP0081421B1 - Terminal guidance method and guided missile using it - Google Patents

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EP0081421B1
EP0081421B1 EP82402180A EP82402180A EP0081421B1 EP 0081421 B1 EP0081421 B1 EP 0081421B1 EP 82402180 A EP82402180 A EP 82402180A EP 82402180 A EP82402180 A EP 82402180A EP 0081421 B1 EP0081421 B1 EP 0081421B1
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EP
European Patent Office
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missile
section
target
sensor
axis
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EP82402180A
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German (de)
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EP0081421A1 (en
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Pierre Metz
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thomson Brandt Armements SA
Original Assignee
Thomson Brandt Armements SA
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Filing date
Publication date
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Priority to FR8123025A priority patent/FR2517818B1/fr
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Publication of EP0081421B1 publication Critical patent/EP0081421B1/en
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42AMMUNITION; BLASTING
    • F42BEXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00Means 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
    • F42B10/60Steering arrangements
    • F42B10/66Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/661Steering by varying intensity or direction of thrust using several transversally acting rocket motors, each motor containing an individual propellant charge, e.g. solid charge
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41WEAPONS
    • F41GWEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22Homing guidance systems
    • F41G7/222Homing guidance systems for spin-stabilized missiles
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41WEAPONS
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    • F41G7/20Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22Homing guidance systems
    • F41G7/2253Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41WEAPONS
    • F41GWEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22Homing guidance systems
    • F41G7/2273Homing guidance systems characterised by the type of waves
    • F41G7/2293Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42AMMUNITION; BLASTING
    • F42CAMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
    • F42C13/00Proximity fuzes; Fuzes for remote detonation
    • F42C13/006Proximity fuzes; Fuzes for remote detonation for non-guided, spinning, braked or gravity-driven weapons, e.g. parachute-braked sub-munitions

Description

  • L'invention se rapporte aux projectiles guidés et concerne, plus précisément, une méthode de guidage d'un missile, applicable pendant la portion terminale de la trajectoire de vol; The invention relates to guided missiles and relates, more specifically, a method for guiding a missile, applicable during the terminal portion of the flight path; elle concerne également un missile guidé opérant selon cette méthode de guidage. it also relates to a guided missile operating according to this method of guiding.
  • Il existe une demande pour des missiles AIR-SOL capables d'enrayer, à des distances relativement importantes, la menace que présentent des formations terrestres constituées, notamment, par des véhicules motorisés tels que des véhicules blindés progressant par groupes sur le terrain. There is a demand for AIR-GROUND missiles capable of halting at relatively large distances, the threat of land formations made in particular by motorized vehicles such as armored vehicles advancing in groups on the ground. Ces véhicules blindés, de par leur nature, rayonnent une énergie thermique et, de ce fait, constituent des cibles potentielles qui peuvent être détectées et localisées par un missile muni, par exemple, d'un senseur électrooptique E.0 opérant dans la bande LR du spectre électromagnétique. These armored vehicles, by their nature, radiate heat energy and, therefore, are potential targets that can be detected and localized by a missile provided with, for example, an electro E.0 sensor operating in the band LR the electromagnetic spectrum. De plus, le missile peut être doté d'une charge militaire capable de perforer le blindage de protection de véhicules blindés. In addition, the missile can be fitted with a warhead capable of penetrating the armor protection of armored vehicles. Il est possible de diriger le tir d'un tel missile vers un groupement de véhicules blindés; It is possible to direct the firing of such a missile towards a group of armored vehicles; toutefois, le problème demeure de fournir, pendant la portion terminale de la trajectoire de descente vers le sol, les corrections de trajectoires nécessaires pour réaliser un impact du missile sur l'un des véhicules détecté par le senseur EO However, the problem remains to provide, during the terminal portion of the path of descent towards the ground, the corrections required trajectories to achieve an impact of the missile on one of the vehicles sensed by the sensor EO
  • On connaît déjà de US-A-3 843 076 un projectile comportant des moyens de guidage qui permettent, dans la phase terminale de la trajectoire, de corriger l'erreur éventuelle entre la direction d'une cible et la direction d'impact du projectile sur le sol, en chute libre. Is already known from US-A-3,843,076 a projectile having guide means which, in the terminal phase of the flight to correct the possible error between the direction of a target and the projectile impact direction on the ground, in free fall. A cet effet, la base de ce projectile de l'art antérieur est équipé d'un jeu d'ailettes qui imprime au corps du projectile un mouvement d'autorotation de vitesse angulaire sensiblement constante, autour de son axe longitudinal. For this purpose, the base of the projectile of the prior art is equipped with a set of fins which imparts to the projectile body a substantially constant movement of autorotation angular velocity around its longitudinal axis. Dans la tête du projectile est disposé un senseur électro-optique (EO) et, enfin, dans la partie médiane du corps, un impulseur latéral peut fournir une force de poussée prédéterminée dont la direction est normale au vecteur vitesse du projectile. In the head of the projectile is disposed an electro-optical sensor (EO) and finally in the middle part of the body, a lateral impeller can provide a predetermined biasing force whose direction is normal to the velocity vector of the projectile. Le senseur EO est constitué par une pluralité de cellules photodétectrices arrangées en anneau dans un plan perpendiculaire à l'axe du projectile, afin de fournir un champ de vision conique creux. The EO sensor is constituted by a plurality of photodetector cells arranged in a ring in a plane perpendicular to the axis of the projectile, to provide a hollow conical field of view. Ainsi, la surface du sol couverte par le champ de vision du senseur E.0 se réduit progressivement en fonction de l'altitude décroissante de la trajectoire. Thus, the surface covered by the vision sensor E.0 field is gradually reduced according to the decreasing altitude trajectory. Lorsque la cible rentre dans le champ de vision du senseur, son image tombe sur l'une des cellules photodétectrices, ce qui détermine, en coordonnées polaires, la position de la cible par rapport à l'orientation de l'impulseur. When the target is within the vision field of the sensor, its image falls on one of the photodetector cells, which determines, in polar coordinates, the position of the target relative to the orientation of the impeller. Le signal de sortie du senseur E.0 est exploité pour fournir un ordre de déclenchement à l'impulseur latéral à l'instant où l'orientation de celui-ci est opposée à la direction de la cible détectée. The sensor output signal E.0 is operated to provide a tripping order to the impeller side at the time when the orientation thereof is opposite to the direction of the detected target.
  • D'autres types de projectiles sont décrits dans des documents de brevets suivants. Other types of projectiles are described in the following patent documents. FR-A-2 230 958 décrit, d'une manière sommaire, un procédé d'attaque, à partir d'un sous-marin en plongée, d'objectifs volant à basse altitude, à l'aide d'un missile muni d'une tête chercheuse. FR-A-2,230,958 describes, in a summary manner, a driving method, using an underwater diving, flywheel targets at low altitude with the aid of a missile equipped with a homing.
  • Selon le procédé décrit, on lance vertica J ement et en auto-rotation le missile dont la tête chercheuse est initialement verrouillée dans une position sensiblement perpendiculaire à l'axe du missile. According to the method described, ement vertica J is started and auto-rotate the missile seeker head which is initially locked in a position substantially perpendicular to the axis of the missile. Du fait de cette position et de la rotation, tout l'horizon est balayé. Due to this position and rotation, while the horizon is scanned. Dès la détection d'une cible, on déverrouille la tête chercheuse afin de poursuivre la cible puis simultanément on bascule le missile dans la direction de la cible poursuivie. Upon detection of a target, it unlocks the seeker to track the target and simultaneously switches the missile towards the tracked target.
  • Par ailleurs, le brevet américain US-A-2 520 433 décrit un missile muni d'un capteur/senseur sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle. Furthermore, U.S. Patent US-A-2,520,433 discloses a missile equipped with a sensor / sensor responsive to energy radiated by a possible target.
  • Le missile comprend une première et une seconde section principales mutuellement accouplées et libres à tourner l'une par rapport à l'autre autour de l'axe longitudinal du corps du missile. The missile comprises a first and a second main section mutually coupled and free to rotate with respect to each other about the longitudinal axis of the missile body. La première section contient un capteur/senseur, un générateur de gaz qui, évidemment, alimente une tuyère latérale pour fournir une force de poussée transversale. The first section contains a sensor / sensor, a gas generator which, of course, feeds a side nozzle to provide a transverse thrust force. Dans la première section il existe un amplificateur 80 qui donne à un organe générateur 71, 72 l'ordre de pilotage pour déclencher la force de poussée transversale en vue de faire varier l'attitude de roulis du corps de missile. In the first section 80 there is an amplifier which gives a generator member 71, 72 the management command to trigger the transverse thrust force in order to vary the roll attitude of the missile body.
  • En outre, le brevet allemand DE-B-1 092 313 décrit une méthode de guidage d'un missile, pendant la portion terminale de sa trajectoire, plus précisément lors de la poursuite d'une cible qui a été détectée. In addition, German patent DE-B-1092313 describes a method for guiding a missile, during the terminal portion of its trajectory, specifically during the tracking of a target which has been detected. Ce brevet décrit également ledit missile. This patent also discloses said missile. Celui-ci comporte une section avant, en rotation (à une première vitesse) autour d'un premier axe, et une section arrière, accouplée à la section avant, en rotation (à une seconde vitesse) autour d'un second axe, le premier axe tournant lui-même autour du second axe en faisant avec ce dernier un angle constant. The latter comprises a front section, in rotation (at a first speed) about a first axis, and a rear section, coupled to the front section, in rotation (at a second speed) about a second axis, the first rotating shaft itself about the second axis, forming with the latter a constant angle. Ces rotations respectives sont assurées par un organe moteur. These respective rotations are performed by a driving member. La section avant comporte un senseur sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle, et des ailettes qui font un angle variable et réglable avec ladite section avant, une variation de cet angle créant une force de poussée transversale. The front section includes a sensor responsive to energy radiated by a possible target, and fins which are a variable and adjustable angle with said front section, a variation of this angle creating a transverse thrust force. La section arrière est munie d'un empennage stabilisateur. The rear section is provided with a tail stabilizer. Le missile comporte en outre un générateur d'ordres de pilotage, auquel le senseur délivre des signaux (qui dépendent des directions respectives dudit second axe et et d'une ligne de visée missile/cible), ce générateur transmettant alors audit organe moteur un ordre de pilotage qui modifie l'angle entre ledit second axe et ladite ligne de visée en vue d'orienter le missile sur la cible. Said missile further includes a steering commands generator, in which the sensor outputs signals (which depend on the respective directions from said second axis and a line of sight missile / target), the generator then transmitting to said drive member an order steering that changes the angle between said second axis and said line of sight in order to guide the missile to the target.
  • Ces projectiles de l'art antérieur de construction relativement simple ne permettent pas d'atteindre le degré d'efficacité recherché et, notamment, de réaliser un impact probable sur la cible. These projectiles of relatively simple construction prior art does not achieve the desired degree of efficiency and, in particular, to realize a probable impact on the target. Pour atteindre ce but, la méthode de guidage proposée met en oeuvre un senseur de poursuite de la cible qui mesure la rotation de la ligne de visée missile/cible. To achieve this goal, the proposed guidance method uses a target tracking sensor that measures the rotation of the line of sight missile / target.
  • Selon l'invention la méthode de guidage, pendant la portion terminale de sa trajectoire, s'applique à un missile ayant une première section accouplée par un arbre central avec une seconde section, la première section comportant un organe moteur: According to the invention the guide method during the terminal portion of its path, is applied to a missile having a first section coupled by a central shaft with a second section, the first section having a drive member:
    • - lesdits organe moteur et arbre central permettant une rotation relative entre les deux sections du missile autour d'un même axe, cet axe étant l'axe longitudinal du corps du missile, - said motor unit and central shaft allowing relative rotation between the two sections of the missile about a common axis, this axis being the longitudinal axis of the missile body,
    • - la première section ayant des moyens pour créer une force de poussée transversale normale à la direction de la vitesse de déplacement du missile, - the first section having means for creating a normal transverse thrust force in the direction of the traveling speed of the missile,
    • - la première section du missile étant munie d'un senseur sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle. - the first section of the missile being provided with a sensor responsive to energy radiated by a possible target.
  • La méthode comprend, puor la recherche de la cible, les séquences suivantes: The method comprises, puor mark of the target, the following sequences:
    • - immobiliser le faisceau de réception du senseur sur l'axe longitudinal du missile; - immobilizing the sensor of the receiving beam on the longitudinal axis of the missile;
    • - imprimer au corps du missile une rotation de vitesse angulaire de roulis déterminée autour de l'axe longitudinal du missile; - print the body of the missile angular rate of rotation determined roll about the longitudinal axis of the missile;
    • - créer ladite force de poussée transversale et maintenir la même force pendant le reste de la phase terminale, pour imprimer au corps du missile un mouvement hélicoïdal, de sorte qu'il effectue un balayage en spirale dudit faisceau, et, - creating said transverse thrust force and keep the same force during the remainder of the terminal, to impart to the missile body a helical movement, so that it makes a spiral scanning of said beam, and
    • - détecter l'image d'une cible éventuellement captée par le faisceau de réception du senseur; - detecting the image of a target may be sensed by the sensor of the receive beam;
  • la méthode comprenant, pour la poursuite de la cible après la détection, les étapes suivantes: the method comprising, for the tracking of the target after the detection, the steps of:
    • - libérer le faisceau de réception du senseur; - releasing the sensor receiving beam;
    • - maintenir l'axe de ce faisceau pointé sur la cible détectée, ledit axe du faisceau formant une ligne visée missile/cible; - maintaining the axis of the beam pointed at the detected target, said axis of the beam forming a line referred missile / target;
    • - mesurer la vitesse de la rotation de la ligne de visée, - measuring the speed of rotation of the line of sight,
    • - élaborer un ordre de pilotage proportionnel à la grandeur mesurée de la vitesse de la ladite rotation de la ligne de visée, - developing a proportional control command to the measured magnitude of the speed of said rotation of the line of sight,
    • - appliquer cet ordre de pilotage à l'organe moteur de sorte qu'il fasse tourner la première section relativement à la seconde section du missile, ceci dans le but de modifier l'angle de roulis de la première section, pour annuler la rotation de la ligne de visée par action de la force transversale, de sorte que soit corrigée la direction de la trajectoire du missile vers la cible. - applying this control command to the driving member so as to rotate the first section relative to the second section of the missile, this in order to change the roll angle of the first section, to cancel the rotation the line of sight by the action of the transverse force, is corrected so that the direction of the trajectory of the missile towards the target.
  • L'invention concerne également un missile guidé, comportant une section avant accouplée par un arbre central avec une section arrière, la section avant comportant un organe moteur, lesdits organe moteur et arbre central permettant une rotation relative entre les deux sections du missile, The invention also relates to a guided missile, having a back section coupled by a central shaft with a rear section, the front section having a drive member, said drive member and central shaft allowing relative rotation between the two sections of the missile,
    • - la section avant comportant en outre un senseur sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle et des moyens pour fournir une force de poussée transversale, - the forward section further comprising a sensor responsive to energy radiated by a possible target and means for providing a transverse thrust force,
    • - l'organe moteur comportant une entrée de commande connectée à un générateur d'ordres de pilotage, - the motor means having a control input connected to a steering commands generator,
    • - le missile comportant à sa base un empennage stabilisateur en forme d'ailettes, - the missile having at its base a stabilizing tail fin-shaped,
    caractérisé en ce que: characterized in that:
    • - les deux sections du missile sont en rotation relative autour d'un même axe, cet axe étant l'axe longitudinal du corps du missile, - the two sections of the missile are in relative rotation about a common axis, this axis being the longitudinal axis of the missile body,
    • - le senseur est muni, d'une part d'un dispositif de verrouillage pour immobiliser pendant la phase de recherche le faisceau de réception du senseur suivant l'axe longitudinal du missile, et d'autre part de moyens pour déverrouiller le senseur en détectant la cible et pour maintenir l'axe de faisceau de réception pointé sur la cible détectée, ledit axe du faisceau formant une ligne de visée missile/cible, un ordre de pilotage étant crée en réponse à la vitesse de rotation de la ligne de visée, - the sensor is provided on the one hand a locking device for fixing during the search phase the reception beam of the sensor according to the longitudinal axis of the missile, and secondly of means for unlocking the sensor by detecting the target and to maintain the axis of receive beam pointed at the detected target, said axis of the beam forming a line of sight missile / target a management command being created in response to the speed of rotation of the line of sight,
    • - l'organe moteur comporte un premier membre solidaire de la structure de la section avant et un second membre physiquement couplé à la section arrière, - the driving member comprises a first member integral with the front section structure and a second member physically coupled to the back section,
    • - ladite entrée de commande est connectée au générateur de pilotage par l'intermédiaire d'un amplificateur, - said control input is connected to the drive generator by means of an amplifier,
    • - l'organe moteur modifie, selon l'ordre de pilotage, pendant la phase de poursuite, l'angle de roulis de la section avant, - the drive member changes according to the control command, during the tracking phase, the section roll angle front,
    • - les moyens pour fournir la poussée transversale sont constitués d'un générateur de gaz alimentant une tuyère latérale, - the means for providing the transverse thrust consist of a gas generator supplying one side tuyere,
    • - les ailettes de stabilisation sont déployables. - the stabilizing fins are deployable.
  • Un autre objet de l'invention consiste à conférer au missile une vitesse initiale de déplacement déterminée sur sa trajectoire et à maintenir celle-ci sensiblement constante le long de la trajectoire. Another object of the invention is to impart to the missile an initial speed of movement determined on its trajectory and to maintain it substantially constant along the path.
  • Un autre objet de l'invention consiste à faire varier la vitesse angulaire d'autorotation du corps du missile le long de sa trajectoire terminale. Another object of the invention is to vary the angular speed of autorotation of the missile body along its path terminal. En outre, le second membre de l'organe moteur est couplé à la section arrière du missile par un arbre central. In addition, the second member of the drive member is coupled to the rear section of the missile by a central shaft.
  • Selon un autre objet de l'invention, la section arrière du missile comporte un compartiment de logement d'un parachute de freinage largable destiné à réduire la vitesse balistique du missile sur la portion de la trajectoire précédant la phase terminale. According to another object of the invention, the rear section of the missile has a housing compartment of a releasable braking parachute for reducing the ballistic missile velocity on the portion of the trajectory preceding the terminal phase.
  • Les caractéristiques et les avantages de l'invention ressortiront de la description détaillée qui va suivre, faite en regard des dessins annexés qui illustrent la méthode de guidage et un mode de réalisation du missile guidé; The characteristics and advantages of the invention emerge from the detailed description which follows, with reference to the accompanying drawings which illustrate the guide method and an embodiment of the guided missile; sur ces dessins: in these drawings:
    • - la figure 1 représente un projectile guidé de l'art antérieur, - Figure 1 shows a guided projectile of the prior art,
    • - la figure 2 représente le mode de réalisation du senseur électrooptique du projectile de l'art antérieur, - Figure 2 shows the embodiment of the electro-optical sensor of the projectile of the prior art,
    • - la figure 3, sous une forme schématique simplifiée, représente un missile guidé comprenant les moyens nécessaires à la méthode de guidage selon l'invention, - Figure 3 in simplified schematic form, shows a guided missile comprising the means necessary for the guidance method according to the invention,
    • - la figure 4 représente une vue en coupe transverse du missile guidé de la figure 3, - Figure 4 shows a transverse sectional view of the guided missile of Figure 3,
    • - la figure 5 est un diagramme plan d'axes x, z liés au sol indiquant les principaux paramètres qui déterminent l'étendue du sol balayé par le faisceau du senseur, - Figure 5 is a plan diagram of axes x, z linked to the ground showing the main parameters that determine the extent of soil swept by the beam sensor,
    • - la figure 6 est un diagramme selon un triédre x, y, z lié au sol illustrant la méthode de recherche d'une cible potentielle, - Figure 6 is a diagram according to a trihedron x, y, z linked to the ground showing the search method of a potential target,
    • - la figure 7 représente une vue détaillée d'une portion de la trajectoire du missile, - Figure 7 shows a detailed view of a portion of the trajectory of the missile,
    • - la figure 8 est un diagramme simplifié représentant une variante de la trajectoire de recherche, - Figure 8 is a simplified diagram showing a variation of the search path,
      ta figure 9 illustre la loi d'accéleration conferée au missile en fonction de la vitesse de rotation de la ligne de visée missile/cible, thy Figure 9 illustrates the law of acceleration imparted to the missile as a function of the rotational speed of the line of sight missile / target,
    • - la figure 10 illustre la loi de contrôle de l'attitude de roulis du corps du missile en fonction de la vitesse de rotation de la ligne de visée missile/cible, - Figure 10 illustrates roll attitude control law of the missile body according to the rotational speed of the line of sight missile / target,
    • - la figure 11 est une coupe longitudinale d'un missile guidé selon l'invention, - Figure 11 is a longitudinal section of a guided missile according to the invention,
    • - la figure 12 représente, en vue éclatée, les éléments d'un moteur-couple électrique, - Figure 12 shows, in exploded view, the elements of an electric torque motor,
    • - la figure 13 représente un mode de réalisation de l'empennage stabilisateur, - Figure 13 shows an embodiment of the stabilizing tail,
    • - la figure 14 illustre une application du missile guidé à la destruction d'un groupement de véhicules terrestres, - Figure 14 illustrates an application of the guided missile destruction of an array of land vehicles,
    • - la figure 15 est une vue éclatée du compartiment d'emport d'un projectile porteur contenant une pluralité de missiles, - Figure 15 is an exploded view of the payload compartment of a carrier projectile containing a plurality of missiles,
    • - la figure 16 est une vue en coupe du projectile porteur montrant la disposition relative des missiles guidés dans le compartiment d'emport. - Figure 16 is a sectional view of the projectile showing the relative arrangement of guided missiles in the payload compartment.
    • - la figure 17 est un diagramme des composantes du vecteur rotation de la ligne de visée missile-cible dans un trièdre absolu et dans le trièdre missile. - Figure 17 is a diagram of the components of the rotation vector of the line of sight missile target in an absolute coordinate system and the missile coordinate system.
    • - la figure 18 représente, sous la forme d'un bloc diagramme, les éléments de la boucle d'asservissement en poursuite du missile. - Figure 18 shows, in the form of a block diagram, the elements of the servo loop tracking the missile.
  • La figure 1 représente, sous une forme simplifiée, le projectile de l'art antérieur selon US-A-3 843 076 ainsi que la méthode de guidage terminal correspondante. 1 shows, in simplified form, the projectile of the prior art according to US-A-3,843,076 and the corresponding terminal guidance method. Le projectile 1 est équipé d'un jeu d'ailettes 2 dont la configuration permet d'imprimer au corps de ce projectile une vitesse angulaire d'autorotation ω r autour de son axe longitudinal X portant le vecteur vitesse de déplacement V du projectile sur sa trajectoire. The projectile 1 is equipped with a set of vanes 2, the configuration used to print the body of the projectile an angular velocity of ω r autorotation around its longitudinal axis X with the moving velocity vector V of the projectile on its path. En chute libre, la trajectoire du projectile est inclinée d'un angle θ t et ce projectile percute le sol en un point 4 décalé angulairement d'un angle θ c d'une cible potentielle 6. In free fall, the projectile trajectory is inclined at an angle θ t and the projectile hits the ground in an angularly offset point 4 by an angle θ c of a potential target 6.
  • Dans le but de modifier la trajectoire du projectile, celui-ci est muni d'un impulseur latéral 3 et d'un senseur électrooptique 5 qui fournit un signal de déclenchement de cet impulser, ce signal de déclenchement résultant de la mesure de l'angle d'erreur 8 c . In order to modify the trajectory of the projectile, the latter is provided with an impeller 3 side and an electro-optical sensor 5 which supplies a trigger signal of this drive, this trigger signal resulting from the measurement of the angle error 8 c. Il en résulte que le vecteur vitesse V du projectile est modifié d'une quantité V c pour fournir un vecteur vitesse résultant V r décalé de l'angle θ c du vecteur vitesse V pour réaliser l'impact du projectile sur la cible. As a result, the velocity vector V of the projectile is modified by an amount V C to provide a resulting velocity vector V offset r the angle θ c of the speed vector V to carry out the impact of the projectile on the target.
  • La figure 2 représente le mode de réalisation du senseur électrooptique 5 porté par le projectile 1 décrit à la figure 1. Ce senseur E.0 est un capteur constitué essentiellement par une pluralité d'éléments photoconducteurs 7 arrangés en couronne dans un plan orthogonal à l'axe longitudinal X du corps du projectile pour fournir un champ de vision conique creux prédéterminé de largeur angulaire. 2 shows the embodiment of the electro-optical sensor 5 carried by the projectile 1 described in Figure 1. This E.0 sensor is a sensor consisting essentially of a plurality of photoconductive elements 7 arranged in a ring in a plane orthogonal to the the longitudinal axis X of the projectile body to provide a predetermined field of vision hollow cone of angular width. Lorsque l'image 8 de la cible 6 tombe sur l'un des éléments photoconducteurs 7 tel que l'élément 7 j , la grandeur de l'angle relatif A entre la direction de l'impulseur 3 et l'élément photoconducteur 7 est mesuré par le senseur E.0 et fournie à un circuit de calcul qui détermine l'instant de déclenchement de l'impulseur 3 correspondant au passage de celui-ci dans la direction de la cible détectée. 8 when the image of the target 6 falls onto one of photoconductive elements 7 such that the element 7 days, the size of the relative angle A between the direction of the impeller 3 and the photoconductive element 7 is measured E.0 by the sensor and supplied to a calculation circuit which determines the instant of triggering of the corresponding impeller 3 to the passage thereof in the direction of the detected target.
  • La figure 3 représente, sous une forme schématique simplifiée, un missile guidé 10 qui comprend des moyens spécifiques de la méthode de guidage terminale selon l'invention. 3 shows, in simplified schematic form, a guided missile 10 which comprises specific means of terminal guidance method according to the invention. Ce missile comprend: un senseur 11, sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle, située dans la tête du missile, un moyen 12 pour fournir une poussée transversale P o passant par le centre de gravité G du missile et un moyen 13 pour controler l'angle de roulis 0 (Fig. 4) du corps du missile 10 autour de son axe longitudinal X. Le senseur est muni d'un moyen de verrouillage permettant d'immobiliser son faisceau sur l'axe longitudinal X, de moyens de détection de la présence éventuelle d'une cible interceptée par ce faisceau et de moyens de poursuite angulaire pour mesurer la vitesse de rotation η de la ligne visée (LOS) cible/missile. The missile comprises a sensor 11, responsive to the energy radiated by a potential target located in the head of the missile, means 12 for providing a transverse thrust P o through the center of gravity G of the missile and means 13 for controlling the roll angle 0 (Fig. 4) of the missile body 10 about its longitudinal axis X. the sensor is provided with a locking means for immobilising the beam on the longitudinal axis X, means detecting the possible presence of a target by the intercepted beam and angular tracking means for measuring the speed of rotation η of the target line (LOS) target / missile. Le moyen 12 pour fournir une poussée transversale P o comprend une chambre de combustion qui alimente une tuyère latérale dont la direction de poussée est inclinée, d'un angle n/2 - a, sur l'axe longitudinal X du missile; The means 12 for providing a transverse thrust P o comprises a combustion chamber that feeds a side nozzle, the pushing direction is inclined by an angle n / 2 - A on the longitudinal axis X of the missile; il en résulte que les composantes transverses F N et longitudinales F L de la force F appliquée au missile sont données par les relations suivantes: it follows that the transverse and longitudinal components F N F L of the force F applied to the missile are given by the following relationships:
    Figure imgb0001
    Figure imgb0002
    auxquelles correspondent l'accélération normale y N donnée par la relation suivante which correspond normal acceleration N y given by the following relationship
    Figure imgb0003
    et l'accélération longitudinale γ L donnée par la relation suivante: and the longitudinal acceleration γ L given by the following relationship:
    Figure imgb0004
    où M est la masse du missile et g la grandeur du champ de pesanteur terrestre. where M is the mass of the missile and g the length of the earth gravity field.
  • La figure 4 représente une section du missile 10, d'axes X, Y, et Z; 4 shows a section of the missile 10, axes X, Y, and Z; et montre les composantes Fy et F Z de la force normale F N en fonction de l'angle de roulis 0 du corps du missile autour de son axe longitudinal X. Ces composantes Fy et F z sont données par les relations suivantes: and shows the components Fy and F Z of the normal force F N according to the roll angle 0 of the body of the missile about its longitudinal axis X. These components Fy and F z are given by the following relationships:
    Figure imgb0005
    Figure imgb0006
  • Le corps du missile peut tourner dans les deux sens, par rapport à l'axe X avec une vitesse angulaire instantanée ou vitesse d'autorotation 0. Les grandeurs 0 et 0 peuvent être mesurées à bord du missile et utilisées respectivement pour contrôler l'angle de roulis 0 et la vitesse d'autorotation 0 du corps de missile. The missile body can rotate in both directions relative to the axis X with an instantaneous angular velocity or speed of autorotation 0. The variables 0 and 0 can be measured on board the missile and used respectively to control the angle roll 0 and the autorotation speed 0 of the missile body.
  • La figure 5 est un diagramme plan d'axe x, z lié au sol sur lequel sont indiqués les principaux paramètres qui déterminent l'étendue du sol balayé par le faisceau de réception 14 du senseur EO porté par le missile 10 decrit précédemment. Figure 5 is a plan diagram of x-axis, z linked to the ground on which are indicated the main parameters that determine the extent of the ground swept by the receiving beam of the sensor 14 EO carried by the missile 10 described previously. Le centre de gravité G du missile est animé d'une vitesse de déplacement V dirigée suivant l'axe longitudinal X du corps du missile et il est soumis à un système de forces comprenant: la force normale F N à laquelle correspond une accélération γ N normale au vecteur vitesse V, la force longitudinale F L à laquelle correspond une accélération γ L dirigée selon l'axe longitudinal X et la force de pesanteur terrestre à laquelle correspond le vecteur accélération g dirigé suivant la verticale du lieu. The center of gravity G of the missile is driven with a traveling speed V directed along the longitudinal axis X of the missile body and is subjected to a force system comprising: the normal force F N to which corresponds an acceleration γ N normal to the velocity vector V, the longitudinal force F L which corresponds to an acceleration γ L directed along the longitudinal axis X and the terrestrial gravitational force which corresponds to the acceleration vector g directed along the local vertical. Le faisceau 14 du senseur a un champ angulaire de demi-ouverture ε relativement étroite, quelques degrés par exemple. The beam 14 of the sensor has a field of view half-opening relatively narrow ε, a few degrees, for example. La droite GI de la trajectoire de descente du missile est inclinée d'un angle The right GI of the missile glide path is inclined at an angle
    Figure imgb0007
    o sur l'horizontale. o to the horizontal. Le corps du missile étant l'objet d'une vitesse d'autorotation 0 autour de son axe longitudinal X et le faisceau 14 du senseur E.0 étant immobilisé sur cet axe longitudinal X, il en résulte que le faisceau 14 décrit en fonction du temps un cône creux d'axe GI dont les demi- ouvertures externe et interne ont pour valeurs respectives (0 + ε) et (0 - e). The missile body being subject to an autorotation speed 0 about its longitudinal axis X and the beam 14 of E.0 sensor being immobilized on this longitudinal axis X, with the result that the beam 14 describes a function of time a hollow cone whose axis GI half outer and inner apertures have respective values ​​(+ ε 0) and (0 - e). L'altitude R h du missile au-dessus du sol diminuant proportionnellement au temps, l'axe 15 du faisceau 14 décrit sur le sol, en fonction du temps, une spirale convergente de rayon R s centrée sur le point I. L'étendue de la surface du sol balayée par le faisceau 14 est un cercle lorsque l'angle de descente est égal à 90° et une ellipse de faible exentricité lorsque la valeur de cet angle θ o reste élevée, 60 à 70° par exemple. Altitude h R of the missile above the ground descending proportion to the time, the axis 15 of the beam 14 described on the floor, depending on the time, a convergent spiral radius R s point-centered I. The extent of the surface scanned by the beam 14 is a circle when the angle of descent is equal to 90 ° and a low eccentricity ellipse when the value of this angle θ o remains high, 60 to 70 ° for example.
  • La figure 6 est un diagramme dans un trièdre x, y, z lié au sol qui illustre la méthode de recherche d'une cible par le missile décrit précédemment, dans un cas particulier correspondant à un angle de descente θ o égal à 90°. Figure 6 is a graph in a coordinate system x, y, z linked to the soil which illustrates the search method of a target by the missile described above, in a special case corresponding to an angle of slope θ o equal to 90 °. On considère, ici, le cas où la vitesse de rotation We consider here the case where the rotation speed
    Figure imgb0008
    du missile autour de son axe longitudinal X est maintenue constante ainsi que la vitesse V du missile en négligeant la force de résistance de l'air et en considérant que la force d'accélération γ L longitudinale produite par la tuyère du missile et la force de pesanteur g sont de valeurs égales et opposées. the missile about its longitudinal axis X is kept constant and the speed V of the missile neglecting the air resistance force and whereas γ L longitudinal acceleration force generated by the nozzle of the missile and the strength of gravity g are equal and opposite values. La trajectoire S du centre de gravité G du missile décrit une hélice portée par un cylindre 16 d'axe z vertical passant sensiblement par le point 1 et le rayon de ce cylindre a une grandeur r. The S path of the center of gravity G of the missile discloses a propeller driven by a cylinder 16 having a vertical z axis passing substantially through the point 1 and the radius of this cylinder has a magnitude r. L'étendue A s de la surface du sol balayée par le faisceau 14 du senseur E.0 est donnée par la formule suivante: The extent of A s of the surface scanned by the beam 14 of E.0 sensor is given by the following formula:
    Figure imgb0009
  • La surface du sol ΔA s interceptée par le faisceau optique est une ellipse dont les grandeurs des axes ΔR s et ΔR' s sont données respectivement par les relations suivantes: The surface dA s intercepted by the optical beam is an ellipse with the magnitudes of .DELTA.R axes s and .DELTA.R 's are given respectively by the following relationships:
    Figure imgb0010
    Figure imgb0011
  • La distance oblique R d , entre le missile et la surface ΔA s du sol interceptée par le faisceau du senseur EO, est donnée par la relation suivante: The slant range R d, between the missile and the surface dA s soil intercepted by the EO sensor beam is given by the following relationship:
    Figure imgb0012
  • La distance horizontale R s entre le point I et le centre de la surface ΔA s est donnée par la relation suivante: The horizontal distance Rs between the point I and the center of the surface dA s is given by the following relationship:
    Figure imgb0013
  • Sur cette figure 6, on a aussi indiqué une cible c animée d'une vitesse V c et distante d'une valeur R e du point I. Pour assurer une probabilité de détection élevée d'une cible telle que c, la vitesse angulaire Ω autour de l'axe vertical 7 du faisceau 14 du senseur E.0 doit être déterminée pour obtenir un certain degré de recouvrement des trames de balayage successives. In this figure 6, it also indicated target c driven with a speed V c and distant from a value R e of the point I. To ensure a high detection probability of a target such as c, the angular velocity Ω around the vertical axis 7 of the beam 14 of E.0 sensor must be determined to obtain a certain degree of overlap of successive scan frames.
  • Le temps de passage T D du faisceau optique sur une cible c est donné par la relation suivante: The dwell time T D of the optical beam onto a target c is given by the following relationship:
    Figure imgb0014
    où Ω est la vitesse de rotation angulaire du faisceau. where Ω is the angular velocity of rotation of the beam.
  • La figure 7 représente une vue détaillée d'une portion de la trajectoire S du missile 10 représentée sur la figure précédente. 7 shows a detailed view of a portion of the S path of the missile 10 shown in the previous figure. Le vecteur vitesse V du missile a pour origine le point G représentant le centre de gravité du missile, ce vecteur vitesse V est contenu dans un plan P tangent à une génératrice d'un cylindre 16 portant le point G. Les composantes du vecteur vitesse V sont la composante verticale V h et la composante orthogonale V t données par les relations suivantes: The velocity vector V of the missile originates from the point G is the missile center of gravity, the speed vector V is contained in a plane P tangent to a generatrix of a cylinder 16 carrying the point G. The components of the velocity vector V are the vertical component V h and the orthogonal component V t given by the following relations:
    Figure imgb0015
    Figure imgb0016
  • La composante de vitesse V t est tangente au cercle de centre 0 et de rayon r. The velocity component V t is tangent to the circle with center 0 and radius r. Des relations générales de la dynamique General relationship dynamics
    Figure imgb0017
    Figure imgb0018
    avec with
    Figure imgb0019
  • En combinant les relations précédentes, on obtient la valeur de l'angle d'inclinaison θ du vecteur vitesse V du missile, par rapport à la génératrice GI du cylindre By combining the above equations, one obtains the value of the angle of inclination θ of the velocity vector V of the missile relative to the cylinder generatrix GI
    Figure imgb0020
  • La figure 8 est un diagramme simplifié représentant une variante de la méthode de -recherche d'une cible sur le sol. Figure 8 is a simplified diagram showing a variation of the -search method of a target on the ground. Selon cette variante, la vitesse angulaire 0 de roulis du missile, autour de son axe longitudinal X, est variée en fonction de l'altitude R h du missile au-dessus du sol. According to this variant, the angular velocity 0 of roll of the missile about its longitudinal axis X, is varied depending on the altitude h R of the missile above the ground. Les formules précédentes donnant les valeurs de la largeur ΔR s des trames successives de balayage et l'angle d'inclinaison θ du vecteur vitesse V du missile peuvent être récrites sous une forme approximée: The above formulas giving the values of the width .DELTA.R s successive scanning frames and θ the angle of the velocity vector V of the missile can be rewritten in an approximated form:
    Figure imgb0021
    H correspondant à la distance séparant le centre de gravité G du centre de la surface ΔA s H corresponding to the distance separating the center of gravity G of the center of the surface dA s
    Figure imgb0022
    en considérant que les valeurs des angles ε et θ ont des valeurs toujours faibles. considering that the values ​​of ε and θ angles always have low values.
  • On peut montrer que si les trames de balayage adjacentes du faisceau du senseur EO se recouvrent avec un facteur de recouvrement de 50 %, on a la relation suivante: We can show that if the adjacent scan frames of the EO sensor beam overlap with a 50% overlap factor, we have the following relation:
    Figure imgb0023
  • Il en résulte que la trajectoire S du centre de gravité G du missile se trouve inscrite sur la surface d'un cone. As a result, the trajectory S G of the missile center of gravity is marked on the surface of a cone.
  • On vient d'analyser en détail la portion initiale de la trajectoire terminale du missile correspondant à la phase de recherche d'une cible éventuelle située dans une zone A s du sol centrée sur l'axe de descente du missile. In detail is just analyzed the initial portion of the terminal trajectory of the missile corresponding to the phase of searching for a potential target located in an area A s of the ground centered on the axis of descent of the missile. Dans ce qui suit, on décrira la portion finale de la trajectoire du missile correspondant à l'acquisition de l'image de la cible par le senseur et, consécutivement, au pilotage du missile pour réaliser un impact sur la cible détectée. In the following will describe the final portion of the missile trajectory corresponding to the acquisition of the image of the target by the sensor and, in turn, steering the missile to make an impact on the sensed target. En se référant à nouveau aux figures 6 et 7, on voit que, lorsque le plan P, dans son mouvement de rotation par rapport à l'axe vertical z passe, à un instant donné, au voisinage du point C correspondant à la position d'une cible et que la relation suivante: Referring again to Figures 6 and 7 shows that when the plane P, in its rotational movement relative to the vertical axis z passes, at a given instant, in the vicinity of the point C corresponding to the position a target and the following relationship:
    Figure imgb0024
    est sensiblement satisfaite, le senseur E.0 détecte l'image de la cible. is substantially satisfied, the E.0 sensor detects the image of the target. A partir de cet instant, le senseur E.0 fournit les signaux de sortie suivants: un premier signal de sortie indiquant la présence d'une cible dans le faisceau 14 et un second signal de sortie proportionnel à la vitesse de rotation ṅ de la ligne de visée missile/cible. From this moment, the E.0 sensor provides the following output signals: a first output signal indicating the presence of a target in the beam 14 and a second output signal proportional to the n speed of the line aiming missile / target. Le premier signal de sortie est utilisé pour libérer le faisceau du senseur optique et autoriser la poursuite angulaire du senseur sur l'image de la cible; The first output signal is used to release the beam of the optical sensor and the angular tracking allow the sensor on the image of the target; le second signal de sortie, une fois la poursuite angulaire assurée, est fourni à un moyen de calcul pour contrôler l'angle de roulis 0 de la section avant (voir page 13 fig. 11) du corps du missile et, par voie de conséquence, de piloter le missile en direction. the second output signal, once the insured angular tracking, is supplied to a computing means for controlling the roll angle 0 of the front section (see page 13, Fig. 11) of the missile body and, consequently , to control the missile in direction.
  • La figure 9 est un diagramme qui représente l'accélération en fonction de la vitesse de rotation ṅ de la ligne de visée missile/cible, YN étant l'accélération correspondant à la force F N de poussée normale au vecteur vitesse V passant par l'axe longitudinal X du missile et A0 l'angle d'orientation de cette force de poussée correspondant à l'angle 0 de roulis dans la figure 4. FIG 9 is a diagram representing the acceleration as a function of the n speed of the line of sight missile / target, YN is the acceleration corresponding to the force F N normal thrust velocity vector V passing through the longitudinal axis X of the missile and A0 the orientation angle of the urging force corresponding to the angle 0 of the roll in Figure 4.
  • L'équation de la loi de pilotage du missile est de la forme: The equation of the missile control law is of the form:
    Figure imgb0025
    qui correspond à une loi de navigation proportionnelle de gain A comportant un biais η o , γ η représentant l'accélération en rotation de la ligne de visée missile/cible. which corresponds to a proportional navigation law gain A having a bias η o, γ η representing the rotational acceleration of the line of sight missile / target. Si, à titre d'exemple, on fait correspondre à ce biais l'accélération If, for example, is made to correspond to this bias acceleration
    Figure imgb0026
    ce qui a l'avantage de donner une marge de manoeuvrabilité égale de part et d'autre de la grandeur ṅ o donnée par la relation suivante: which has the advantage of giving equal maneuverability margin of both sides of the greatness ṅ o given by the following equation:
    Figure imgb0027
  • En conséquence, le signal d'entrée de pilotage est proportionnel à la grandeur ṅ et la réponse est la grandeur A0 de l'orientation de la force de poussée F N par rapport à la direction du vecteur rotation ṅ tel que Accordingly, the control input signal is proportional to N and the magnitude response is the magnitude A0 of the orientation of the thrust force F N with respect to the direction of rotation vector n such that
    Figure imgb0028
    puisque les termes ṅ o et V de l'équation de la loi de guidage sont des constantes. since ṅ o and V of the equation of the guidance law are constants.
  • Les figures 9 et 10 représentées en regard, illustrent les lois de l'accélération y et de l'angle de pilotage en roulis A0 du missile en fonction du module du vecteur de rotation ṅ. Figures 9 and 10 shown facing illustrate the laws of acceleration y and A0 roll steering angle of the missile as a function of heading rotation vector of the module.
  • La figure 17 est un diagramme montrant les composantes du vecteur rotation il dans un trièdre absolu U, V et dans le trièdre missile Y, Z référencé à la direction de la tuyère de pilotage. Figure 17 is a diagram showing components of the rotation vector it in an absolute coordinate system U, V and in the missile coordinate system Y, Z referenced to the direction of the steering nozzle.
  • La figure 18 représente, sous la forme d'un bloc diagramme, la boucle d'asservissement en poursuite du missile qui comprend les éléments suivants: le senseur de guidage 100 qui délivre les composantes ṅ y et ṅ z du vecteur de la vitesse de rotation de la ligne de visée missile-cible, ces deux composantes sont fournies à un dispositif résolveur 110 et un opérateur 120 qui élabore le module du vecteur rotation |ṅ|, ce vecteur rotation |ṅ| 18 shows, as a block diagram, the missile tracking in servo loop that includes the following: the guide sensor 100 which delivers the components n y and n z of the vector of the speed of rotation of the line of sight missile target, these two components are supplied to a resolver device 110 and an operator 120 which develops the rotation vector magnitude | N |, this rotation vector | n | est appliqué à un opérateur 130 pour fournir un signal de sortie A0 conformément à la loi de guidage représentée sur la figure 10 et par l'intermédiaire d'un moteur d'asservissement 140, tourne le résolveur 110 d'un angle equivalent; is applied to an operator 130 for providing an output signal A0 in accordance with the guidance law shown in Figure 10 and via a servo motor 140 rotates the resolver 110 of an equivalent angle; enfin, le signal de sortie V ε est appliqué au moyen de contrôle en roulis 150 de la secticn avant du corps de missile correspondant au moyen 13 de la figure 3, et à l'organe moteur 24 de la figure 11. Finally, V ε output signal is applied to the roll control means 150 of the secticn front of the missile body corresponding to means 13 of Figure 3, and the motor unit 24 of Figure 11.
  • La composante croisée de l'accélération y T = γ N sin A0 engendre un mouvement spirale de la trajectoire d'interception du missile. Cross-component of the acceleration γ y T = N sin A0 generates a spiral movement of the missile interception trajectory. La vitesse angulaire 0 de roulis de la section avant du corps du missile est alors donnée par la relation suivante: The angular velocity 0 of roll of the front section of the missile body is then given by the following relationship:
    Figure imgb0029
    dans laquelle V R est la vitesse relative et R d la distance restante missile-cible. wherein R V is the relative velocity and distance R of the remaining missile-target. Il en résulte que la composante d'accélération y N assure une navigation proportionnelle biaisée et la composante d'accélération y T engendre une trajectoire spirale mais n'a pas d'effet sur la convergence du guidage sur la cible. It follows that the acceleration component y N ensures biased proportional navigation and the acceleration component y T generates a spiral path, but has no effect on the convergence of the guide on target.
  • La méthode de guidage qui vient d'être décrite peut s'appliquer à un missile guide de calibre modéré, par exemple de l'ordre de 100 mm, et les grandeurs des principaux paramètres énumérés ci-dessus peuvent, à titre indicatif, se situer autour des valeurs suivantes: vitesse de déplacement V du missile sur sa trajectoire de l'ordre de 50 ms- 1 , angle de descente θ o compris entre 60 et 90°, angle d'inclinaison 0 du vecteur vitesse missile sur l'axe de descente compris entre 10 et 15°, demi-ouverture angulaire ε du faisceau du senseur de l'ordre de 4 à 8°, altitude R h du missile à l'instant d'allumage du générateur de gaz, de l'ordre de 500 m. The guidance method which has just been described can be applied to a missile moderate gauge guide, for example of the order of 100 mm, and the magnitudes of the main parameters listed above can, as an indication, lie around the following values: moving speed V of the missile on its trajectory in the order of 50 ms- 1, descent angle θ o of between 60 and 90 °, tilt angle 0 of the missile velocity vector on the axis of descent between 10 and 15 °, angular semi-aperture ε of the beam sensor of the order of 4 to 8, R h altitude of the missile to the ignition timing of the gas generator, of the order of 500 m. Pour ces valeurs des principaux paramètres, la durée de parcours de la portion terminale de la trajectoire se situe entre 10 et 15 secondes et, pour une valeur de l'accélération normale y N de l'ordre de 25 ms- 2 , la vitesse angulaire de rotation en roulis 0 est de l'ordre de 2,5 rad.s -1 , la surface du sol balayée par le faisceau du senseur est d'environ 5.10 4 m 2 . For these values of the main parameters, the travel time of the end portion of the path is between 10 and 15 seconds, and for a normal acceleration value y N of the order of 25 ms-2, the angular velocity roll rotation 0 is of the order of 2.5 rad s -1, the surface scanned by the sensor of the beam is about 5.10 4 m 2. Toutes les valeurs de ces paramètres peuvent varier en fonction de la mission spécifique du missile. All values ​​of these parameters may vary depending on the specific mission of the missile.
  • La figure 11 est une vue selon une coupe longitudinale d'un mode de réalisation d'un missile guidé opérant conformément à la méthode de guidage qui vient d'être décrite. FIG 11 is a view in longitudinal section of an embodiment of a guided missile operating in accordance with the guidance method which has just been described.
  • Le missile guidé 10 comprend deux sections principales: une première section principale 20, dite "section avant" et une seconde section principale 30 dite "section arrière" qui sont libres de tourner l'une par rapport à l'autre autour de l'axe longitudinal X du missile. The guided missile 10 includes two main sections: a first main section 20, called the "front section" and a second main section 30 called "rear section" which are free to rotate relative to each other about the axis longitudinal X of the missile. Les sections avant et arrière sont mutuellement accouplées par l'intérmediaire d'un arbre central 21 porté par deux paliers 22a et 22b. The front and rear sections are mutually coupled by means of a central shaft 21 supported by two bearings 22a and 22b. A l'intérieur de la section avant 20 sont disposés les éléments suivants: Inside of the front section 20 are arranged the following components:
    • - un senseur E.0 23 situé derrière un dôme transparent 23a, - a E.0 sensor 23 located behind a transparent dome 23a,
    • - un organe moteur 24 permettant de contrôler l'angle 0 de roulis de cette section avant; - a drive member 24 for controlling the angle 0 of the roll front section; cet organe moteur comprenant: un premier membre 24a solidaire de la structure mécanique de cette section avant et un second membre 24b physiquement couplé à l'arbre central 21 d'accouplement des sections avant et arrière du missile, this motor member comprising: a first member 24a attached to the mechanical structure of the front section and a second member 24b physically coupled to the central shaft 21 for coupling the front and rear sections of the missile,
    • - un compartiment 25 rassemblant les circuits électroniques associés au senseur EO, d'une part, et à l'organe moteur 24, d'autre part, et - a collecting compartment 25 electronic circuitry associated with the sensor EO on the one hand, and the drive member 24, on the other hand, and
    • - un générateur de gaz 26 couplé à une tuyère latérale 27 dont l'orifice de sortie est situé sur la paroi latérale externe de cette section avant. - a gas generator 26 coupled to a side nozzle 27 whose outlet orifice is located on the outer side wall of the front section.
  • La section arrière 30 du missile, physiquement solidaire de l'arbre central d'accouplement 21, est munie, à sa base, d'un empennage stabilisateur 31 formé par un jeu d'ailettes 32 déployables; The rear section 30 of the missile, physically integral with the central shaft coupling 21 is provided at its base with a stabilizer fin 31 formed by a set of deployable fins 32; sur cette figure, seules, deux ailettes ont été représentées; in this figure, only two fins were represented; l'une des ailettes 32a est montrée en position déployée ou active tandis que l'autre ailette 32b est montrée en position repliée ou inactive. one of the fins 32a is shown in the deployed position or active and the other fin 32b is shown in the folded or inactive position. A l'intérieur de cette section arrière sont disposés les éléments suivants: Inside of said rear section are arranged the following components:
    • - la charge militaire 33 du missile, et - the warhead of the missile 33, and
    • - un compartiment de rangement 34 d'un parachute 35 libéré sur la trajectoire du missile, puis largué en vol. - a storage compartment 34 of a parachute 35 released on the trajectory of the missile, then dropped in flight.
  • Un tel missile peut être caractérisé par ses principaux paramètres dimensionnels suivants: son calibre égal à son diamètre extérieur D o , sa longueur hors-tout L o , l'envergure de ses ailettes LE et sa masse totale M o . Such a missile can be characterized by its major following dimensional parameters: its caliber equal to its outer diameter D o, its overall length L o, the scale of its fins LE and its total mass M o.
  • On décrira maintenant les principaux éléments énumérés ci-dessous. We will now describe the main elements listed below. Le senseur E.0 23 est un capteur sensible, par exemple, à l'énergie d'origine thermique rayonnée par les véhicules à intercepter et le dôme 23a est transparent au rayonnement IR correspondant. E.0 the sensor 23 is a sensor, for example, thermal energy radiated by the vehicle to intercept and dome 23a is transparent to the relevant infrared radiation. Ce senseur E.0 comprend un montage optique au foyer duquel est disposé un élément photodétecteur 23c pour fournir un faisceau 14 de réception de demi-ouverture égale à une quantité ε, ce faisceau étant matérialisé par son axe 15. L'ensemble constitue par le montage optique et l'élément photodétecteur 23c est porté par un gyroscope comprenant des moyens de verrouillage (tulipage) pour immobiliser l'axe du faisceau optique 14 sur l'axe longitudinal X du missile et des moyens de précession permettant, en position déverrouillée, d'orienter ce faisceau optique dans l'espace. This E.0 sensor comprises an optical assembly at the focus of which is arranged a photodetector element 23c to provide a beam 14 for receiving half-opening equal to a quantity ε, this beam being indicated by its axis 15. The assembly constituted by the optical assembly and the photodetector element 23c is carried by a gyroscope comprising locking means (flaring) to immobilize the axis of the optical beam 14 on the longitudinal axis X of the missile and means for allowing precession in the unlocked position, d orienting the optical beam in space. En outre, ce senseur E.0 comprend des moyens électroniques pour détecter la présence d'une source thermique interceptée par le faisceau et des moyens d'asservissement de l'axe du faisceau optique sur la droite missile/cible. In addition, this E.0 sensor comprises electronic means for detecting the presence of a thermal source intercepted by the beam and means for controlling the axis of the optical beam on the right missile / target.
  • L'organe moteur 24 permettant de contrôler l'angle de roulis de la section avant du missile est un moteur-couple. The motor member 24 for controlling the roll angle of the front section of the missile is a torque motor. Un moteur-couple est une machine électrique multipolaire rotative qui peut être accouplée en prise directe avec la charge à entraîner. A torque motor is a rotary multipole electrical machine which can be coupled in direct contact with the load to be driven. Ce type de machine transforme des signaux électriques de commande en un couple mécanique suffisamment important pour obtenir un degré de précision déterminé dans un système d'asservissement de vitesse ou de position. This type of machine converts electrical control signals into a sufficiently large mechanical torque to achieve a determined degree of accuracy in a servo system speed or position. Un moteur-couple du type "pancake", de par sa conception, peut être aisément intégré à la structure du missile. A torque motor type "pancake", by design, can be easily integrated into the missile structure. Comme représente sur la figure 12, ce type de moteur-couple comprend essentiellement trois éléments: un stator 24a qui fournit un champ magnétique permanent, un rotor feuilleté 24b, bobiné, solidaire d'un collecteur à lames 24c, et un anneau porte-balai 24d équipé de connexions destinées à recevoir des signaux de commande. As shown in FIG 12, this type of torque motor comprises essentially three elements: a stator 24a which provides a permanent magnetic field, a laminated rotor 24b, wound, integral with a manifold 24c blades, and a ring brush holder 24d equipped with connections for receiving control signals. De par ses caractéristiques mécaniques, ce moteur-couple assure un couplage rigide avec la charge, d'où une fréquence de résonance mécanique élevée; Because of its mechanical characteristics, torque motor ensures a rigid coupling to the load, resulting in a high mechanical resonant frequency; de par ses caractéristiques électriques, le temps de réponse intrinsèque d'un moteur-couple peut être court et sa résolution élevée. of its electrical characteristics, the intrinsic response time of a torque motor can be short and high resolution. De plus, le couple délivré croît proportionnellement au courant d'entrée et est indépendant de la vitesse ou de la position angulaire. In addition, the delivered torque increases in proportion to the input current and is independent of the speed or angular position. Le couple étant linéaire en fonction du courant d'entrée, ce type de machine est exempt de seuil de fonctionnement. The torque being a linear function of the input current, this type of machine is free of operating threshold. Des moteurs-couples sont commercialisés, notamment, par les firmes ARTUS (France) et INLAND (USA). Of torque motors are marketed in particular by Artus firms (France) and INLAND (USA). Le second membre 24b de l'organe moteur, du fait de sa liaison avec la partie arrière empennée du missile, est l'objet d'un couple résistant résultant de la combinaison du couple d'inertie de cette section arrière et du couple aerodynamique fourni par l'empennage. The second member 24b of the drive member, due to its connection with the rear finned section of the missile, is subjected to a resisting torque resulting from the combination of the inertia torque of the rear section and the aerodynamic torque provided by the tail. Le premier membre 24a de l'organe moteur comporte une entrée de commande qui est connectée à un amplificateur qui inclut des réseaux électriques correcteurs. The first member 24a of the drive member has a control input which is connected to an amplifier which includes correction grids. L'entrée de cet amplificateur, pendant la phase de recherche d'une cible par le senseur, reçoit un signal électrique résultant de la comparaison de la vitesse angulaire Ô de roulis du corps du missile et d'une valeur de consigne. The input of this amplifier, during the phase of searching a target by the sensor, receives an electrical signal resulting from the comparison of the angular velocity O roll of the missile body and a set value. La vitesse angulaire de roulis du corps du missile peut être fournie par un gyromètre dont l'axe sensible est aligné sur l'axe longitudinal du missile. The roll rate of the missile body can be provided by a gyrometer which the sensitive axis is aligned with the longitudinal axis of the missile. La valeur de consigne peut être variée en fonction du temps, c'est-à-dire en fonction de l'altitude du missile au-dessus du sol. The setpoint can be varied with time, that is to say, depending on the altitude of the missile above the ground. Pendant la phase de pilotage du missile sur la cible détectée, l'entrée de l'amplificateur de l'organe-moteur reçoit un signal électrique permettant de contrôler l'angle de roulis du corps du missile dans le but d'annuler la rotation de la ligne de visée missile/cible. During the steering phase of the missile to the target detected, the input of the amplifier of the organ motor receives an electric signal for controlling the roll angle of the missile body in order to cancel the rotational boresight missile / target.
  • L'empennage 31 du missile est constitué par des ailettes mobiles entre une position rabattue contre le corps du missile et une position déployée active. The tail of the missile 31 consists of moving blades between a position folded against the body of the missile and a deployed active position. Compte tenu de la vitesse de déplacement V relativement faible du missile, il est nécessaire que l'empennage fournisse un couple stabilisateur aérodynamique important, ceci est obtenu par des ailettes de grand allongement qui sont plaquées tangentiellement sur le corps du missile. Given the relatively low speed of displacement V of the missile, it is necessary that the tail stabilizer provides an important aerodynamic torque, this is achieved by fins of elongation which are pressed tangentially on the body of the missile. La figure 13 est une vue en perspective de l'ensemble de l'empennage, les ailettes situées sur le devant de la figure étant supprimées dans un but de clarté. Figure 13 is a perspective view of the assembly of the tail, the fins situated at the front of the figure being removed for clarity purpose. Le corps 31a a de l'empennage est une pièce annulaire munie, par exemple, dun filetage intérieur 31 b permettant sa fixation sur la base de la section arrière 30 du missile. The body 31a has the tail is an annular part provided with, for example, of a internal thread 31b for fixing on the base of the rear section 30 of the missile. Cette pièce annulaire comporte un jeu de chapes 31c inclinées et régulièrement réparties sur le pourtour de la pièce. This annular part comprises a set of yokes 31c inclined and evenly distributed over the circumference of the coin. Dans ces chapes, une fente 33 à faces parallèles permet d'encastrer la patte d'articulation 34 de l'ailette 32 qui peut pivoter, par l'intermédiaire d'un tourillon dans les trous 33a et 33b. In these screeds, a slot 33 with parallel faces allows to embed the bracket hinge 34 of the vane 32 which is pivotable, via a pin in the holes 33a and 33b. Du point de vue mécanique, l'empennage est complété, pour chacune des ailettes, par un dispositif de verrouillage en position déployée. From the mechanical point of view, the tail is completed, for each of the fins, by a locking device in the deployed position. Ce dispositif est constitué, par exemple, par un mécanisme de verrouillage à ressort 36 qui actionne un goujon 37, lequel peut s'engager dans une encoche latérale ménagée à cet effet dans la patte d'articulation de l'ailette. This device consists, for example, by a locking mechanism spring 36 which actuates a pin 37, which can engage in a lateral notch provided therefor in the hinge lug of the fin. Un mode de réalisation détaillé de ce type d'empennage a été décrit dans le brevet français PV. A detailed embodiment of this tail type described in the French patent PV. n° 53 419, déposé le 15 Mars 1966 et publié sous le n° 1 485 580. En plus de sa fonction stabilisatrice, l'empennage fournit un couple résistant aérodynamique qui est transmis au second membre 24b de l'organe moteur 24. No. 53,419, filed March 15, 1966 and published under No. 1 485 580. In addition to its stabilizing function, the stabilizer provides an aerodynamic resistive torque which is transmitted to the second member 24b of the drive member 24.
  • Le générateur de gaz 26 est essentiellement constitué par une chambre de combustion à l'intérieur de laquelle sont disposés deux blocs 26a et 26b de propergol solide. The gas generator 26 is essentially constituted by a combustion chamber within which are disposed two blocks 26a and 26b of solid propellant. Entre ces deux blocs de propergol, est située une tuyère d'éjection 27 dont l'orifice de sortie débouche sur la paroi latérale du corps du missile. Between these two blocks of propellant, is located an ejection nozzle 27 whose outlet orifice opens out on the side wall of the missile body. La direction de poussée des gaz Po est inclinée d'un angle a sur l'avant du missile pour fournir les deux composantes de force d'accélération: la force longitudinale F L permettant de compenser la force de pesanteur terrestre et la force normale F N utilisée en combinaison avec l'angle de roulis du corps du missile pour varier l'orientation du vecteur vitesse V du missile. Po gas thrust direction is inclined at an angle a on the front of the missile to provide two acceleration force components: the longitudinal force F L for compensating for the earth's gravitational force and the normal force F N used in combination with the roll angle of the missile body to vary the orientation of the speed vector V of the missile. La section de la chambre de combustion et, par voie de conséquence, la section des blocs de propergol, peuvent être de forme torique pour laisser un libre passage autour de l'axe longitudinal X du missile, notamment pour disposer l'arbre d'accouplement 21 des sections avant et arrière du missile. The section of the combustion chamber and, consequently, the section of the blocks of propellant may be of toroidal shape to leave a free passage around the longitudinal axis X of the missile, in particular for arranging the coupling shaft 21 of the front and rear sections of the missile.
  • La masse totale mp de propergol doit satisfaire à la relation suivante: The total mass mp propellant must meet the following relationship:
    Figure imgb0030
    où F est la force de poussée nécessaire, Td la durée de trajet maximale du missile sur la portion terminale de sa trajectoire et I s l'impulsion spécifique du propergol utilisé. where F is the pushing force required, Td the maximum travel time of the missile at the end portion of its trajectory and I s the specific impulse of the propellant used.
  • La charge militaire peut être avantageusement du type dit "à charge creuse" qui produit un jet capable de perforer le blindage de protection des véhicules. The warhead may advantageously be of the type called "hollow charge" which produces a jet capable of penetrating the armor vehicle protection. Pour assurer un libre passage du jet le long de l'axe longitudinal du missile, l'arbre d'accouplement 21 des sections avant et arrière du missile comprend un évidement dans sa portion axiale; To guarantee a free passage of the jet along the longitudinal axis of the missile, the coupling shaft 21 of the front and rear sections of the missile comprises a recess in its axial portion; de plus, un libre passage peut être aménagé également dans la partie centrale du compartiment 25 rassemblant les circuits électroniques associés au senseur E.0 23 et à l'organe moteur 24. furthermore, a free passage may be also formed in the central portion of the collecting compartment 25 electronic circuitry associated with the sensor E.0 23 and drive member 24.
  • Le parachute de freinage 35 du missile peut être un parachute similaire à ceux mis en oeuvre dans la technique des projectiles freinés tels que les bombes d'aviation. The braking parachute 35 missile can be a parachute similar to those used in the technical braked projectiles such as aerial bombs. A ce parachute sont associés des dispositifs de libération et de largage non représentés. At this parachute associated unrepresented release and release units. La durée d'action du parachute est fonction de la masse Mo du missile et du rapport de la vitesse de croisière à la vitesse V prédéterminée sur la portion terminale de la trajectoire du missile. The parachute duration of action is a function of the mass MB of the missile and the report of the cruising speed to the predetermined speed V on the terminal portion of the trajectory of the missile.
  • Le missile guidé qui vient d'être décrit en détail peut être un missile de moyen calibre de l'ordre de 100 mm et un facteur d'allongement d'environ 6 à 7 pour un poids de 10 à 15 kgs. The guided missile which has just been described in detail can be a missile of average size of about 100 mm and a stretching factor of about 6-7 for a weight of 10 to 15 kgs. Toutefois, on peut indiquer que toutes ses valeurs peuvent être modifiées dans de larges limites fonction notamment de la puissance de destruction de la charge militaire emportée. However, one can say that all values ​​can be changed in wide particular function limits the power of destruction carried warhead.
  • Le missile guidé, en lui-même, tel qu'il vient d'être decrit, peut constituer un sous-projectile d'un projectile de dimensions plus importantes dont la fonction principale est d'assurer l'emport de ce ou d'un groupement de tels sous-projectiles sur la portion de croisière jusqu'à la position terminale de la trajectoire de tir. The guided missile, itself, as just described, can be a sub-projectile of a projectile larger dimensions whose main function is to ensure the carriage of this or group of such sub-projectiles on the portion of cruise to the terminal position of the firing path.
  • On se réfère maintenant à la figure 14 qui illustre la portion transitoire entre la portion de croisière et la portion terminale de la trajectoire de tir. Referring now to Figure 14 which illustrates the transitional portion between the portion of cruise and the end portion of the firing path. Le projectile porteur 50 transporte des sous-projectiles ou missiles guidés 51, 52 et 53 situés dans une section 54. Dès l'abord de la portion de transition de la trajectoire, les missiles guidés sont éjectés et dispersés avec une vitesse initiale importante sensiblement égale à celle du projectile porteur et se trouvent à une altitude, au-dessus du sol, prédéterminée. The carrier projectile 50 carries sub-guided projectiles or missiles 51, 52 and 53 located in a section 54. From the beginning of the transition portion of the path, guided missiles are ejected and dispersed with a high initial velocity substantially equal to that of the projectile and are located at an elevation above the ground, predetermined. Afin de réduire leur vitesse initiale de déplacement pour atteindre la vitesse V adéquate pour réaliser l'acquisition et l'interception des cibles, le parachute de freinage 35 du missile est libéré pendant une durée déterminée, après laquelle la liaison mécanique entre le missile et le parachute est rompue pour assurer le largage de celui-ci. To reduce the initial speed of movement to achieve the adequate speed V to carry out the acquisition and interception targets, the braking parachute of the missile 35 is released for a specified period, after which the mechanical link between the missile and parachute is broken to ensure the release of it. L'empennage stabilisateur 31 est déployé et la section avant du missile est mise en autorotation. The tail stabilizer 31 is deployed and the front section of the missile is brought into autorotation. Dès lors, le générateur de gaz, pour produire la force de poussée transversale F N est activé et la phase de recherche d'une cible potentielle située au sol peut débuter. Accordingly, the gas generator, to produce the transverse thrust force F N is enabled and the phase of searching for a potential target located in the soil can start. Il résulte de la force d'éjection imprimée par le véhicule porteur 50 à l'instant de sa séparation des sous-projectiles 51 à 53, une certaine distance de dispersion R D au moment où débute l'opération de recherche des cibles par le senseur du sous-projectile. It follows from the ejection force imparted by the carrier vehicle 50 at the time of its separation from the sub-projectiles 51 to 53, a certain dispersion distance R D when starting the search operation target by the sensor the sub-projectile.
  • La figure 15 est une vue partielle éclatée de la section 54 du projectile porteur 50 qui montre un exemple d'installation d'un groupement de trois missiles guidés 51, 52 et 53. Ces missiles sont régulièrement repartis autour de l'axe longitudinal du projectile porteur, en outre, un groupement identique de missiles peut être installé en tandem, si nécessaire. Figure 15 is a partial exploded view of section 54 of the projectile 50 which shows an example of installation of an array of three guided missiles 51, 52 and 53. These missiles are regularly distributed around the longitudinal axis of the projectile carrier, further, the same group of missiles can be installed in tandem if required.
  • La figure 16 est une coupe transversale du projectile porteur 50 qui montre la disposition relative des missiles guidés 51, 52 et 53 à l'intérieur de la section de logement 54. Les missiles guidés sont en appui sur des éléments 55 actionnés par un mécanisme d'éjection 56 dont la fonction complémentaire est de communiquer une certaine quantité de mouvements aux missiles lors de leur éjection, dans le but d'assurer une dispersion relative prédéterminée. Figure 16 is a cross section of the projectile 50, which shows the relative arrangement of guided missiles 51, 52 and 53 inside the housing section 54. The guided missiles are supported on elements 55 actuated by a mechanism ejector 56, the additional function is to provide a certain amount of movement to the missiles during their ejection, in order to ensure a predetermined relative dispersion. Le mécanisme d'éjection 56 peut être d'un type mécanique connu actionné par des moyens hydrauliques, pneumatiques ou éventuellement électriques. The ejection mechanism 56 may be of a known mechanical type actuated by hydraulic, pneumatic or electrical optionally. Dans le but de minimiser la section transversale du projectile porteur, les missiles peuvent être munis d'un empennage forme de quatre ailettes déployables 32, afin de permettre un certain encastrement matériel de celles-ci. In order to minimize the cross-section of the projectile, missile may be provided with a form of four stabilizer fins deployable 32, to allow some material embedding them.
  • Le Tableau est un tableau récapitulatif du déroulement des principales opérations effectuées par le missile au cours de sa trajectoire de tir. Table is a table summarizing the progress of the main operations carried out by the missile during its firing trajectory.
  • Le missile guidé selon l'invention n'est pas limité dans ses caractéristiques et ses applications au mode de réalisation décrit. The guided missile according to the invention is not limited in its features and applications described embodiment. Notamment, le senseur peut être du type passif ou semi-actif et opérer dans les bandes optiques ou radar du spectre électro-magnétique, la disposition relative des éléments tels que l'organe moteur 24 et la charge militaire 33 peut être modifiée. In particular, the sensor can be of the passive or semi-active type and operate in the optical bands, or radar of the electromagnetic spectrum, the relative arrangement of elements such as the drive member 24 and the warhead 33 may be changed.
  • L'invention n'est pas limitée à son application à un missile autonome, mais s'applique également à un missile porté par des vehicules ou aéronefs classiques. The invention is not limited in its application to an autonomous missile, but also applies to a missile carried by conventional vehicles or aircraft.
    Figure imgb0031

Claims (12)

1. A method for the guidance, during the last part of its trajectory, of a missile (10) having a first section (20) coupled by a central shaft (21) with a second section (30), the first section (20) comprising an engine means (24);
- the said engine means (24) and the central shaft (21) permitting relative rotation between two sections of the missile around a common axis, said axis being the longitudinal axis (X) of the body of the missile,
- the first section (20) having means (26) in order to create a transverse thrust force (FN) normal to the direction of the speed (V) of displacement of the missile,
- the first section of the missile being provided with a sensor (23c) responsive to the energy radiated by a potential target,
said method comprising, for seeking the target, the following sequences:
- immobilizing the beam (14) of reception of the sensor on the longitudinal axis (X) of the missile; .
- imparting on the body of the missile a rotation with the given angular velocity of roll (0) around the longitudinal axis (X) of the missile;
- creating the said transverse thrust force (FN) and maintaining the same force during the rest of the terminal phase in order to impart a helical motion on the body of the missile so that it spirally sweeps the said beam (14),
- detecting the image of any target sensed by the reception beam of the sensor (23c);
said method comprising, for pursuing the target after detection, the following stages:
- liberating the reception beam (14) of the sensor (23c);
- maintaining the axis (15) of this beam directed on the target which has been detected, the said axis of the beam forming a line (15) of aiming between the missile and the target;
- measuring the velocity of rotation (η) of the aiming line,
- elaborating an order of piloting (Vd proportional to the measured magnitude of the velocity of the said rotation (11) of the aiming line,
- applying this order of piloting to the motor means (24) in such a manner that it causes the first section (20) to turn in relation to the second section (30) of the missile, with the purpose of modifying the angle of roll (0) of the first section, in order to cancel the rotation (11) of the aiming line using the transverse force in such a manner that the direction of the trajectory of the missile towards the target be corrected.
2. The method of guiding as claimed in claim 1, characterized in that the velocity of displacement of the missile along its trajectory is established to be at a predetermined value (V) at the time when the latter commences the terminal part of its trajectory.
3. The method of guiding as claimed in claim 2, characterized in that during the terminal portion of its trajectory the missile performs a motion which is essentially vertical and that the velocity (V) of displacement of the missile along its trajectory and at the terminal portion of its trajectory is maintained essentially constant by creating a longitudinal thrust force (FL) with a magnitude substantially equal to the resulting force of the field of terrestrial gravity (g) and the direction aligned with the longitudinal axis (X) of the missile.
4. The method of guiding as claimed in claim 3, characterized in that the angular velocity (0) of roll of the body of the missile is increased along the terminal portion of the trajectory of the missile during the seeking phase.
5. A guided missile, comprising a front section (20) coupled by a central shaft (21) with a rear section (30), the front section comprising an engine means (24), the said engine means (24) and the central shaft (21) permitting relative rotation of the two sections of the missile,
-the front section (20) furthermore comprising a section (23c) responsive to the energy radiated by a potential target and means to furnish a transverse thrust force (FN),
- the engine means (24) comprising a control input connected with a generator of piloting orders,
- the missile comprising at its base a stabilizing tail (31) in the form of fins,
characterized in that:
- the two sections (20 and 30) of the missile are in a state of relative rotation about a common axis, said axis being the longitudinal axis (X) of the body of the missile,
- the sensor is provided on the one hand with a latching system to immobilize the reception beam (14) of the sensor (23c) along the longitudinal axis (X) of the missile during the phase of seeking, and on the other hand means to unlatch the sensor (23c) on detecting the target and in order keep the reception beam axis (14) directed on the detected target, the said beam axis forming a missile/target aiming line, an order of piloting being created in response to the velocity of rotation of the aiming line,
- the engine means (24) comprises a first member (24c) integral with the structure of the front section and a second member (24b) physically coupled with the rear section,
- the said control input is connected with the piloting generator by the intermediary of an amplifier,
- the engine means (24) modifies, in accordance with the piloting order, the roll angle (Φ) of the front section (20) during the pursuit phase,
- the means for providing the transverse thrust are constituted by a gas generator (26) supplying a lateral nozzle (27),
- the stabilizing fins are able to be deployed.
6. The missile as claimed in claim 5, characterized in that the second member (24b) of the engine means is mechanically coupled with the rear section (30) of the missile by the central coupling shaft (21).
7. The missile as claimed in claim 6, characterized in that the engine means (24) is an electrical clutched motor.
8. The missile as claimed in claim 7, characterized in that the rear section (30) of the missile comprises a military charge of the "hollow charge type" and in that the rear section (20) comprises an axial cavity (21 a).
9. The missile as claimed in any one of the claims 5 through 8, characterized in that the rear section (30) of the missile comprises a compartment (34) for the stowing of a parachute (35).
10. The missile as claimed in any one of the claims 5 through 9, characterized in that the stabilizing tail (31) is constituted by a set of fins (32) able to be folded back onto the body of the missile.
11. The missile as claimed in any one of the claims 5 through 10, characterized in that it constitutes a subprojectile of a carrying projectile.
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