EP0438336B1 - Dispositif de visée auto-escamotable pour équipement optoélectronique de localisation et d'identification embarqué - Google Patents

Dispositif de visée auto-escamotable pour équipement optoélectronique de localisation et d'identification embarqué Download PDF

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EP0438336B1
EP0438336B1 EP91400061A EP91400061A EP0438336B1 EP 0438336 B1 EP0438336 B1 EP 0438336B1 EP 91400061 A EP91400061 A EP 91400061A EP 91400061 A EP91400061 A EP 91400061A EP 0438336 B1 EP0438336 B1 EP 0438336B1
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EP
European Patent Office
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sight
elevation
line
azimuth
fuselage
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
EP91400061A
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German (de)
English (en)
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EP0438336A1 (fr
Inventor
Olivier Dez
Vincent Vilbois
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Thales SA
Original Assignee
Thomson CSF SA
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Filing date
Publication date
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G3/00—Aiming or laying means
    • F41G3/22—Aiming or laying means for vehicle-borne armament, e.g. on aircraft

Definitions

  • the invention relates to the field of optoelectronic equipment on board an aircraft, in particular intended for three-dimensional localization and / or the identification of targets for example, and more particularly to a self-retractable aiming device for such equipment. .
  • An installation of the optoelectronic equipment under the airplane does not allow the orientation of the line of sight towards the positive elevation angles with respect to the horizontal reference of the airplane fuselage.
  • a lateral implantation would present an important mask, in deposit, due to the presence of the nose, unless using two systems placed symmetrically, which then significantly increases the cost.
  • the installation of optoelectronic localization or acquisition equipment, in particular on a weapon plane, at the foot of the canopy then creates a mask for the visibility of the pilot, a mask which is all the larger as the field of acquisition.
  • localization equipment is important: To allow the orientation of the field, that is to say from the line of sight, downwards, at elevation angles to the reference horizontal of the negative and possibly large RHF fuselage, the localization equipment allowing the orientation of the line of sight must indeed exceed relative to the skin of the PA aircraft, as shown in FIG. 1 where an aircraft fuselage F has been partially represented, with its horizontal reference RHF; the pilot P in his cockpit has his low line of sight LVB in the direction (in bearing) of the optoelectronic equipment limited by this equipment. The low line of sight of the Lvb optoelectronic equipment is limited by the fuselage or "skin" of the PA aircraft.
  • the main devices for orienting the line of sight mounted on existing devices currently do not generally allow a large angular movement of the line of sight, or else when the angular movement is almost suitable, the device creates a large concealment for the visibility of the pilot.
  • These devices currently only exist on airplanes which do not have the constraints required by landings in extremely small areas, for example on aircraft carriers. None of the devices existing to date is therefore subject to the visibility constraints necessary for a landing.
  • the subject of the invention is a device for optoelectronic on-board location and identification equipment, which allows access to large angular deflections of the line of sight, while clearing the pilot's visibility during takeoff phases, landing, landing, as well as during flight phases when the system is not operational. For this the device is self-retractable.
  • a self-retractable aiming device for optoelectronic on-board location and identification equipment comprising, for the orientation of the line of sight, a bearing structure carried by the site structure to which it is linked by bearings , these two structures being capable of rotating respectively around a site axis and a deposit axis, is characterized in that the device has an entrance pupil eccentric to the site axis of the device, itself located lower than the fuselage of the carrier, the device having an elongated shape with its large dimension close to the vertical with respect to the carrier for lowest line of sight where the elevation angle is negative with respect to the horizontal reference of the fuselage, and its large dimension close to the horizontal with respect to the carrier for the highest line of sight, the aiming device being in maximum overshoot for the low line of sight then self-retracting as the elevation angle increases by rotation around the elevation axis.
  • the device for orienting the line of sight is located in the plane of symmetry of the aircraft.
  • the principle adopted is the use of a Pogendorf mirror M (said in 1 ⁇ 2), that is to say that the line of sight turns by 2 ⁇ when a mirror undergoes a rotation of ⁇ .
  • a type of device does not allow the orientation of the line of sight LV towards very high elevation angles relative to the horizontal reference of the RHF fuselage, due to the principle adopted and the limited dimension of the mirror.
  • the visibility of the pilot is very obscured in the axis since the system is arranged in the plane of symmetry of the aircraft.
  • the principle used is the same, rotation of a mirror M equal to half of the viewing angle relative to the RHF, but the device for orienting the line of sight is offset by relative to the plane of symmetry of the aircraft.
  • the same limitation occurs as regards the orientation of the line of sight towards very high elevation angles, and the concealment of the low visibility of the pilot still exists but laterally instead of intervening on the axis as in the previous case .
  • a third type of device shown in Figure 3 also mounted laterally, the concealment of the low line of sight is of the same order; on the other hand the accessible angular range is more important because the system provides for a coupling of axes making it possible to orient the line of sight at the same time in elevation and in bearing.
  • Such a device consists of a sphere S rotating around a fixed point C which is the center of the sphere and which is always in the high position relative to the fuselage of the aircraft; this sphere always obscures the visibility of the pilot in the same way, the sphere rotating around its center which is the intersection of the two axes of rotation.
  • such a device has a major drawback for monitoring, because while it is easy to position the various elements of the device in order to obtain a line of sight in a given direction, enslavement of the assembly is much more difficult.
  • the device provides access to a large angular range, the low elevation angle being much larger than in conventional systems, and on the other hand this system is not detrimental to the visibility of the pilot during the phases where it is absolutely essential, landing, landing etc ... because the system is designed to be retractable so as to completely release the visibility of the pilot at his request, or in the event of a breakdown of the sighting device.
  • a solution could have been a self-retractable device (by translation) with two positions, position extended during the periods of orientation of the line of sight, and position retracted by translation so as to no longer protrude from the skin. of the aircraft during the critical phases, landing, landing, etc.
  • a device would be difficult to implement, given the structure of the optical devices forming part of the optoelectronic device for locating and orienting, and for on the other hand, it would occupy in the retracted position a volume taken from the useful volume of the aircraft.
  • the locating device with a large angular movement is retractable by rotation around a fixed point O.
  • the device has a shape which is particularly well suited on the one hand to the locating function, and on the other hand share in the retraction.
  • the aiming device 1 according to the invention is shown in FIGS. 4a, 4b and 4c:
  • This aiming device comprises a site structure 2 which forms the envelope of the device and which is capable of turning to define the site angle ⁇ of the line of sight LV around an axis of site orthogonal to the section plane of FIGS. 4a, 4b and 4c, and the trace of which is O.
  • a porthole 10 is provided in the structure site, porthole plane or, preferably spherical or faceted to allow the large deflections desired for the line of sight.
  • the window 10 has its dimensions adapted to the desired field of deposit.
  • the device further includes a reservoir structure 3 capable of rotating inside the site structure 2 to define the reservoir angle ⁇ of the line of sight around an OY field axis orthogonal to the site angle and therefore in the plane of Figures 4a, 4b, 4c.
  • two rolling bearings 4 allow the rotation of the deposit structure with respect to the site structure.
  • Each of these structures is associated with a deflection mirror, respectively 5 and 6, towards an optical device, generally with a long focal length, not shown in FIGS. 4a, 4b and 4c but which is shown in FIG. 5b described below, an optical sensor being associated with this optical device.
  • PA denotes the "skin" of the aircraft (fuselage) and LVB is the pilot's low line of sight.
  • the equipment has an entrance pupil 10, eccentric with respect to the site axis.
  • the low site angle ⁇ o likely to be aimed, corresponding to the low line of sight is of the order of -20 ° relative to the horizontal reference of the fuselage, RHF.
  • the visibility of the pilot is masked in part of the field by the aiming device.
  • the aiming device according to the invention is, for this reason, located at the foot of the canopy but preferably outside the axis of symmetry of the aircraft so that the low visibility of the pilot is not masked in the central part of field. From this low position a rotation around the elevation axis makes it possible to vary the elevation angle without however further hampering the visibility of the pilot. For this, the elevation axis is eccentric with respect to the window so that this rotation causes at the same time a retraction of part of the sighting device under the skin of the aircraft PA.
  • the shape of the sighting device is important.
  • the shape is as aerodynamic as possible.
  • the lower part of the aiming device in the operational position (which is also the upper part of the aiming device in the retracted position) is hemispherical in the embodiment shown in FIGS. 4a, 4b and 4c.
  • the structure is cylindrical over part of its height.
  • the upper part in the operational position consists of a spherical part and of the part occupied by the window 10, which can be planar, spherical or faceted as indicated above.
  • the invention is not limited to the embodiment described and shown.
  • modifications of the external shape of the aiming device are possible, provided that the essential characteristics are effectively respected, that is to say that to obtain a line of sight as low as possible in elevation, the aiming device exceeds sufficiently with respect to the skin of the aircraft when the aiming device is in this operational position, and that, in contrast to guarantee maximum visibility to the pilot in certain delicate phases, where the aiming device does not need to be operational, the aiming device is as retracted as possible under the skin of the aircraft, and this by rotation around a center of rotation coincides with the intersection O of the axes of site and deposit.
  • FIGS. 5a and 5b where the same elements as in the preceding figures are designated by the same references.
  • FIG. 5a represents this sighting device according to the same cutting plane as FIGS. 4a, 4b and 4c while FIG. 5b represents the device according to a cutting plane orthogonal to the first containing the site axis OX. On this 5b, the window 10, in front of the figure is no longer apparent.
  • the optical device 20 to which the radiation reflected by the mirror 6 is returned is symbolized.
  • the site structure 2 no longer surrounds the deposit structure 3, which makes it possible to reduce the dimensions a little.
  • the porthole 10 is no longer carried by the site structure 2, but it is carried by the deposit structure 3.
  • the aerodynamic force on the window can be a cause of disturbance.
  • the line of sight orientation device is covered with a follower cover 30 decoupled from the line of sight orientation device, as shown in FIGS. 6a and 6b.
  • the hood bearings have axes parallel to the OX site axis.
  • the porthole 10 is carried by the follower cover 30.
  • the device for orienting the line of sight is suspended inside the follower hood.
  • the cover has a shape adapted so that the air resistance is as low as possible, in all the positions of the assembly during its rotation around 0 which at the same time as it achieves l orientation in site produces a retraction of the device.
  • the retraction of the device is obtained in the vertical direction, by rotation about a site axis which is eccentric with respect to the entrance pupil.
  • This provision is not limiting and it is possible to provide a lateral retraction for an aiming device provided on the side of the aircraft.
  • the invention applies to all aiming devices, to release the visibility of the pilot but retaining the possibility of aiming at angles of low negative sites, and to improve the aerodynamics of the system by minimizing the overshoot of the aiming device compared to the skin of the plane. It also has other advantages; in particular it makes it possible to protect the sight glass of the sighting device, in particular from rain-erosion and shocks, which is important since to avoid these problems the sight glasses must be made of very hard material, in particular sapphire; which can now be avoided.
  • Another advantage may be the reduction in the equivalent radar surface compared to conventional devices which would make it possible to obtain the same deflection angles.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Emergency Lowering Means (AREA)
  • Telescopes (AREA)

Description

  • L'invention se rapporte au domaine des équipements optoélectroniques embarqués à bord d'avion, notamment destinés à la localisation tridimensionnelle et/ou à l'identification de cibles par exemple, et plus particulièrement à un dispositif de visée auto-escamotable pour un tel équipement.
  • Un paramètre important pour les systèmes optoélectroniques de localisation tridimensionnelle et/ou d'identification embarqués est le débattement angulaire de la ligne de visée. En effet, il est tout à fait important que ce type d'équipements embarqués permette la localisation et l'identification dans les secteurs les plus grands possibles. L'implantation idéale consisterait à mettre l'équipement optoélectronique directement en bout de nez de l'avion. Ceci n'est généralement pas possible du fait de la présence du radar à cet endroit.
  • Une implantation de l'équipement optoélectronique sous l'avion ne permet pas l'orientation de la ligne de visée vers les angles de site positifs par rapport à la référence horizontale du fuselage de l'avion.
  • Une implantation latérale présenterait un masque important, en gisement, du fait de la présence du nez, à moins d'utiliser deux systèmes placés symétriquement, ce qui augmente alors notablement le coût.
  • L'implantation dite "en pied de verrière", juste devant le pare-brise permet d'obtenir les champs d'acquisition les plus importants et les plus intéressants du point de vue opérationnel.
  • Or l'implantation d'un équipement de localisation ou d'acquisition optoélectronique, notamment sur un avion d'arme, en pied de verrière crée alors un masque pour la visibilité du pilote, masque d'autant plus grand que le champ d'acquisition de l'équipement de localisation est important : Pour permettre l'orientation du champ, c'est-à-dire de la ligne de visée, vers le bas, selon des angles de site par rapport à la référence horizontale du fuselage RHF négatifs et éventuellement importants, l'équipement de localisation permettant l'orientation de la ligne de visée doit en effet dépasser par rapport à la peau de l'avion PA, comme le montre la figure 1 où un fuselage d'avion F a été partiellement représenté, avec sa référence horizontale RHF ; le pilote P dans son cockpit a sa ligne de visibilité basse LVB dans la direction (en gisement) de l'équipement optoélectronique limitée par cet équipement. La ligne de visée basse de l'équipement optoélectronique Lvb est, elle, limitée par le fuselage ou "peau" de l'avion PA.
  • Les principaux dispositifs d'orientation de la ligne de visée montés sur les appareils existants actuellement ne permettent généralement pas un grand débattement angulaire de la ligne de visée, ou bien lorsque le débattement angulaire est à peu près convenable, le dispositif crée une occultation importante pour la visibilité du pilote. Ces dispositifs n'existent actuellement que sur des avions qui n'ont pas les contraintes nécessitées par des atterrissages dans des zones extrêmement réduites, par exemple sur des portes-avions. Aucun des dispositifs existant à ce jour n'est donc soumis aux contraintes de visibilités nécessaires à un appontage.
  • L'invention a pour objet un dispositif pour équipement optoélectronique de localisation et d'identification embarqué, qui permet d'accéder à de grands débattements angulaires de la ligne de visée, tout en dégageant la visibilité du pilote lors des phases de décollage, d'atterrissage, d'appontage, ainsi que lors des phases de vol où le système n'est pas opérationnel. Pour cela le dispositif est auto-escamotable.
  • Selon l'invention, un dispositif de visée auto-escamotable pour équipement optoélectronique de localisation et d'identification embarqué comportant, pour l'orientation de la ligne de visée, une structure gisement portée par la structure site à laquelle elle est liée par des paliers, ces deux structures étant susceptibles de tourner respectivement autour d'un axe de site et d'un axe de gisement, est caractérisé en ce que le dispositif a une pupille d'entrée excentrée par rapport à l'axe de site du dispositif, lui-même situé plus bas que le fuselage du porteur, le dispositif ayant une forme allongée avec sa grande dimension proche de la verticale par rapport au porteur pour la ligne de visée la plus basse où l'angle de site est négatif par rapport à la référence horizontale du fuselage, et sa grande dimension proche de l'horizontale par rapport au porteur pour la ligne de visée la plus haute, le dispositif de visée étant en dépassement maximum pour la ligne de visée basse puis s'auto-escamotant au fur et à mesure de l'augmentation de l'angle de site par rotation autour de l'axe de site.
  • L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques apparaîtront à l'aide de la description qui suit en référence aux figures annexées :
    • La figure 1 est un schéma général permettant de montrer l'occultation de la ligne de visibilité basse du pilote, occasionnée par un équipement d'acquisition optoélectronique en secteur frontal ;
    • Les figures 2 et 3 sont des schémas illustrant des dispositifs selon l'art antérieur ;
    • Les figures 4a, 4b et 4c illustrent le dispositif auto-escamotable selon l'invention en coupe dans trois positions différentes ;
    • Les figures 5a et 5b illustrent un second mode de réalisation du dispositif auto-escamotable selon l'invention, d'encombrement plus réduit avec un hublot porté ;
    • Les figures 6a et 6b représentent un troisième mode de réalisation de l'invention, avec capot suiveur.
  • Pour mieux comprendre les caractéristiques essentielles de l'invention et mieux en mesurer les avantages, une description succincte est donnée ci-après de dispositifs d'orientation de la ligne de visée connus.
  • Selon un premier type de dispositif représenté sur la figure 2, le dispositif d'orientation de la ligne de visée est situé dans le plan de symétrie de l'avion. Le principe retenu est l'utilisation d'un miroir M de Pogendorf (dit en ½) , c'est-à-dire que la ligne de visée tourne de 2 α lorsqu'un miroir subit une rotation de α. Un tel type de dispositif ne permet pas l'orientation de la ligne de visée LV vers des angles en site très élevés par rapport à la référence horizontale du fuselage RHF, du fait du principe retenu et de la dimension limitée du miroir. De plus la visibilité du pilote est très occultée dans l'axe puisque le système est disposé dans le plan de symétrie de l'avion.
  • Selon un autre type de dispositif, le principe utilisé est le même, rotation d'un miroir M égale à la moitié de l'angle de visée par rapport à la RHF, mais le dispositif d'orientation de la ligne de visée est décalé par rapport à l'axe de symétrie de l'avion. La même limitation intervient quant à l'orientation de la ligne de visée vers des angles en site très élevés, et l'occultation de la visibilité basse du pilote existe toujours mais latéralement au lieu d'intervenir sur l'axe comme dans le cas précédent.
  • Selon un troisième type de dispositif représenté sur la figure 3 également monté latéralement, l'occultation de la ligne de visée basse est du même ordre ; par contre le domaine angulaire accessible est plus important car le système prévoit un couplage d'axes permettant d'orienter la ligne de visée en même temps en site et en gisement. Un tel dispositif est constitué d'une sphère S tournant autour d'un point fixe C qui est le centre de la sphère et qui est toujours en position haute par rapport au fuselage de l'avion ; cette sphère occulte toujours de la même manière la visibilité du pilote, la sphère tournant autour de son centre qui est l'intersection des deux axes de rotation. De plus un tel dispositif a un inconvénient majeur pour effectuer une veille, car s'il est facile de positionner les différents éléments du dispositif pour obtenir une ligne de visée dans une direction donnée, un asservissement de l'ensemble est beaucoup plus difficile.
  • Selon l'invention, d'une part le dispositif permet d'accéder à un grand domaine angulaire, l'angle de site bas étant beaucoup plus grand que dans les systèmes classiques, et d'autre part ce système n'est pas préjudiciable à la visibilité du pilote durant les phases où celle-ci est tout à fait essentielle, appontage, atterrissage etc... car le système est prévu pour être escamotable de façon à dégager totalement la visibilité du pilote à sa demande, ou en cas de panne du dispositif de visée.
  • Pour résoudre ce problème une solution aurait pu être un dispositif auto-escamotable (par translation) à deux positions, position sortie pendant les périodes d'orientation de la ligne de visée, et position rentrée par translation de façon à ne plus dépasser de la peau de l'avion durant les phases critiques, appontage, atterrissage etc... En pratique un tel dispositif serait difficile à mettre en oeuvre compte tenu de la structure des dispositifs optiques faisant partie du dispositif optoélectronique de localisation et d'orientation, et d'autre part occuperait en position rentrée un volume prélevé dans le volume utile de l'avion.
  • En conséquence selon l'invention le dispositif de localisation à grand débattement angulaire est escamotable par rotation autour d'un point fixe O. Pour cela le dispositif a une forme particulièrement bien adaptée d'une part à la fonction de localisation, et d'autre part à l'escamotage. Le dispositif de visée 1 selon l'invention est représenté sur les figures 4a, 4b et 4c : Ce dispositif de visée comporte une structure site 2 qui forme l'enveloppe du dispositif et qui est susceptible de tourner pour définir l'angle de site α de la ligne de visée LV autour d'un axe de site orthogonal au plan de coupe des figures 4a, 4b et 4c, et dont la trace est O. Un hublot 10 est prévu dans la structure site, hublot plan ou, de préférence sphérique ou à facettes pour permettre les grands débattements souhaités pour la ligne de visée. Dans tous les cas, le hublot 10 a ses dimensions adaptées au champ de gisement souhaité. Le dispositif comporte en outre une structure gisement 3 susceptible de tourner à l'intérieur de la structure site 2 pour définir l'angle de gisement ϑ de la ligne de visée autour d'un axe de gisement OY orthogonal à l'angle de site et donc dans le plan des figures 4a, 4b, 4c. Pour cela deux paliers à roulements 4 permettent la rotation de la structure gisement par rapport à la structure site. A chacune de ces structures est associé un miroir de renvoi, respectivement 5 et 6, vers un dispositif optique, généralement à grande focale, non représenté sur les figures 4a, 4b et 4c mais qui est montré sur la figure 5b décrite ci-après, un capteur optique étant associé à ce dispositif optique.
  • Sur les figures 4a, 4b et 4c le hublot 10 du dispositif optoélectronique de localisation est respectivement :
    • dans la position associée à la ligne de visée la plus basse Lvb de l'équipement optoélectronique sur la figure 4a, où l'angle de site est négatif,
    • dans une position associée à une ligne de visée correspondant à un angle de site positif par rapport à la référence horizontale du fuselage sur la figure 4b,
    • et dans une position escamotée où le dépassement de l'équipement par rapport au fuselage est minimal, ce dernier offrant alors peu de résistance à l'air (aérodynamique).
  • Comme sur la figure 1, PA désigne la "peau" de l'avion (fuselage) et LVB est la ligne de visibilité basse du pilote. Comme le montrent ces figures, l'équipement a une pupille d'entrée 10, excentrée par rapport à l'axe de site. Sur la figure 4a, l'angle de site bas αo susceptible d'être visé, correspondant à la ligne de visée basse, est de l'ordre de -20° par rapport à la référence horizontale du fuselage, RHF. Par contre, comme le montre la figure, la visibilité du pilote est masquée dans une partie du champ par le dispositif de visée.
  • Le dispositif de visée selon l'invention est, pour cette raison, implanté en pied de verrière mais de préférence en dehors de l'axe de symétrie de l'avion de façon que la visibilité basse du pilote ne soit pas masquée dans la partie centrale du champ. A partir de cette position basse une rotation autour de l'axe de site permet de faire varier l'angle de site sans toutefois gêner encore plus la visibilité du pilote. Pour cela, l'axe de site est excentré par rapport au hublot de telle sorte que cette rotation entraîne en même temps un escamotage d'une partie du dispositif de visée sous la peau de l'avion PA.
  • A partir de la position particulière représentée sur la figure 4b où l'angle de site α₁ est positif et de l'ordre de +45°, la visibilité basse du pilote n'est même plus masquée par le dispositif de visée 1. Au delà, par une rotation supplémentaire du dispositif de visée 1 autour de 0, l'angle de site est encore augmenté, jusqu'à une valeur de l'ordre de 90°. Enfin, comme représenté sur la figure 4c, une rotation supplémentaire jusqu'à α₂ permet un escamotage encore plus sensible du dispositif de visée 1 sous la peau de l'avion, la partie émergeante du dispositif de visée au-dessus de la peau de l'avion PA n'apportant plus alors qu'une très faible perturbation aérodynamique, et cela sans que le volume nécessaire à l'intérieur de l'avion soit sensiblement augmenté. Dans cette dernière plage de rotation, le dispositif de visée n'est plus opérationnel dès que le hublot commence à disparaître sous la peau de l'avion.
  • La forme du dispositif de visée est importante.
  • En effet, dans la position escamotée, il est intéressant que la forme soit la plus aérodynamique possible. Pour cette raison la partie basse du dispositif de visée en position opérationnelle, (qui est aussi la partie haute du dispositif de visée en position escamotée) est hémisphérique sur le mode de réalisation représenté sur les figures 4a, 4b et 4c. Puis, la structure est cylindrique sur une partie de sa hauteur. Enfin, la partie haute en position opérationnelle est constituée d'une partie sphérique et de la partie occupée par le hublot 10, qui peut être plan, sphérique ou à facettes comme indiqué ci-dessus.
  • Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit et représenté. En particulier des modifications de la forme extérieure du dispositif de visée sont possibles, à condition que les caractéristiques essentielles soient effectivement respectées, c'est-à-dire que pour obtenir une ligne de visée la plus basse possible en site, le dispositif de visée dépasse suffisamment par rapport à la peau de l'avion lorsque le dispositif de visée est dans cette position opérationnelle, et que, à l'opposé pour garantir une visibilité maximum au pilote dans certaines phases délicates, où le dispositif de visée n'a pas lieu d'être opérationnel, le dispositif de visée soit aussi escamoté que possible sous la peau de l'avion, et cela par rotation autour d'un centre de rotation confondu avec l'intersection O des axes de site et de gisement.
  • D'autres modes de réalisation sont possibles : Il est possible de faire porter le hublot par la structure gisement 3 au lieu de le faire porter par la structure site 2 du dispositif de visée afin de minimiser les dimensions de cette structure site 2 qui dans les schémas des figures 4a, 4b, 4c enveloppe la structure gisement 3. La structure résultante est schématisée sur les figures 5a et 5b où les mêmes éléments que sur les figures précédentes sont désignés par les mêmes repères. La figure 5a représente ce dispositif de visée selon le même plan de coupe que les figures 4a, 4b et 4c tandis que la figure 5b représente le dispositif selon un plan de coupe orthogonal au premier contenant l'axe de site OX. Sur cette 5b, le hublot 10, en avant de la figure n'est plus apparent. Par contre le dispositif optique 20 vers lequel est renvoyé le rayonnement réfléchi par le miroir 6 est symbolisé. Par rapport au mode de réalisation représenté sur les figures 4a, 4b et 4c, on voit que la structure site 2 n'entoure plus la structure gisement 3, ce qui permet de réduire un peu les dimensions. Le hublot 10 n'est plus porté par la structure site 2, mais il est porté par la structure gisement 3.
  • Par ailleurs, lorsque du fait des vibrations, il est nécessaire de stabiliser la ligne de visée LV, l'effort aérodynamique sur le hublot peut être une cause de perturbation. Dans ce cas, le dispositif d'orientation de la ligne de visée est recouvert d'un capot suiveur 30 découplé du dispositif d'orientation de la ligne de visée, comme représenté sur les figures 6a et 6b. Les paliers du capot ont des axes parallèles à l'axe de site OX.
  • Enfin, de même que dans la structure représentée sur la figure 5 où le hublot était porté par la structure gisement, dans ce mode de réalisation, le hublot 10 est porté par le capot suiveur 30. Ainsi le dispositif d'orientation de la ligne de visée est suspendu à l'intérieur du capot suiveur.
  • Dans ce mode de réalisation, le capot a une forme adaptée pour que la résistance à l'air soit aussi faible que possible, dans toutes les positions de l'ensemble lors de sa rotation autour de 0 qui en même temps qu'elle réalise l'orientation en site produit un escamotage du dispositif.
  • D'autres perfectionnements sont possibles sans sortir du cadre de l'invention, par exemple de réaliser un capot suiveur deux axes, une partie du capot effectuant un suivi selon l'axe de gisement.
  • Enfin, dans les modes de réalisation décrits ci-dessus, l'escamotage du dispositif est obtenu selon la direction verticale, par rotation autour d'un axe de site excentré par rapport à la pupille d'entrée. Cette disposition n'est pas limitative et il est possible de prévoir un escamotage latéral pour un dispositif de visée prévu sur le côté de l'avion.
  • L'invention s'applique à tous les dispositifs de visée, pour libérer la visibilité du pilote mais en gardant la possibilité de viser selon des angles de sites négatifs bas, et pour améliorer l'aérodynamisme du système par minimisation du dépassement du dispositif de visée par rapport à la peau de l'avion. Elle a également d'autres avantages ; notamment elle permet de protéger le hublot du dispositif de visée, notamment de la pluvio-érosion et des chocs, ce qui est important puisque pour éviter ces problèmes les hublots doivent être constitués de matériau très dur, saphir notamment ; ce qui peut maintenant être évité.
  • Enfin un autre avantage peut être la diminution de la surface équivalente radar par rapport à des dispositifs classiques qui permettraient d'obtenir les mêmes angles de débattement.

Claims (8)

  1. dispositif de visée auto-escamotable pour équipement optoélectronique de localisation et d'identification embarqué comportant, pour l'orientation de la ligne de visée, une structure site (2) et une structure gisement (3) portée par la structure site à laquelle elle est liée par des paliers, ces deux structures étant susceptibles de tourner respectivement autour d'un axe de site (OX) et d'un axe de gisement (OY), caractérisé en ce que le dispositif a une pupille d'entrée (10) excentrée par rapport à l'axe de site du dispositif, lui-même situé plus bas que le fuselage (PA) du porteur, le dispositif ayant une forme allongée avec sa grande dimension proche de la verticale par rapport au porteur pour la ligne de visée la plus basse (Lvb) où l'angle de site est négatif par rapport à la référence horizontale du fuselage, et sa grande dimension proche de l'horizontale par rapport au porteur pour la ligne de visée la plus haute, le dispositif de visée étant en dépassement maximum pour la ligne de visée basse (Lvb) puis s'auto-escamotant au fur et à mesure de l'augmentation de l'angle de site par rotation autour de l'axe de site.
  2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que, au delà de la ligne de visée la plus haute, le dispositif, par rotation supplémentaire autour de l'axe de site, est susceptible d'occuper une position d'escamotage maximum où la pupille d'entrée (10) est escamotée sous le fuselage du porteur (PA) et où le dépassement du dispositif par rapport au fuselage est minimum.
  3. Dispositif de visée selon la revendication 2, caractérisé en ce que la partie basse du dispositif en position de ligne de visée basse (Lvb), qui est aussi la partie haute du dispositif en position d'escamotage maximum, est une portion de sphère.
  4. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que la partie haute du dispositif en position de ligne de visée basse (Lvb) est formée d'une portion de sphère et d'un hublot (10) formant la pupille d'entrée du dispositif.
  5. Dispositif selon les revendications 3 et 4 en combinaison, caractérisé en ce que la forme allongée du dispositif est obtenue par une partie cylindrique reliant les deux portions de sphères.
  6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que, le dispositif de visée comportant une structure gisement (3) à l'intérieur de la structure site (2), le hublot d'entrée (10) est porté par la structure site (2).
  7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que, le dispositif de visée comportant une structure gisement formant la partie haute du dispositif en position de ligne de visée basse (Lvb) et une structure site formant la partie basse du dispositif dans cette même position, le hublot d'entrée (10) est porté par la structure gisement.
  8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que, en plus des structures site (2) et gisement (3), le dispositif comporte un capot suiveur (30) à l'intérieur duquel sont suspendues les structures site et gisement, la forme allongée du dispositif étant donnée au capot suiveur (30), et le hublot d'entrée étant porté par le capot suiveur.
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