EP0455531B1

EP0455531B1 - Procédé d'autoguidage d'un missile sur une cible supersonique

Info

Publication number: EP0455531B1
Application number: EP19910401006
Authority: EP
Inventors: Jean Loup Durieux
Original assignee: Steria SA
Current assignee: Steria SA
Priority date: 1990-04-23
Filing date: 1991-04-16
Publication date: 1995-02-22
Anticipated expiration: 2011-04-16
Also published as: EP0455531A1; FR2661245B1; DE69107508D1; DE69107508T2; FR2661245A1

Description

La présente invention concerne un procédé d'autoguidage de missile tactique sur un but supersonique.
Traditionnellement l'organe de guidage des missiles autoguidés est un capteur sensible au rayonnement électromagnétique ou infrarouge de la cible. Ce capteur est, en général, porté sur un système de pointage mobile asservi sur le but appelé autodirecteur. Des gyromètres montés sur l'autodirecteur mesurent la vitesse angulaire absolue de la ligne de visée qui est, à la précision de l'asservissement près, la ligne missile-cible. Le capteur peut aussi être lié au missile. Dans ce cas la vitesse angulaire absolue de la ligne missile-cible est obtenue en combinant la direction de la cible relative au missile, mesurée par le capteur, et l'orientation absolue du missile mesurée par une centrale inertielle. Le capteur électromagnétique est actif ou passif, suivant qu'il émet lui-même ou non le rayonnement éclairant la cible. La loi de guidage transforme la vitesse angulaire absolue de la ligne de visée en un ordre au missile. Elle demande la connaissance de la vitesse radiale missile cible qui est soit mesurée, soit estimée.
L'autodirecteur a les inconvénients suivants :

. Coût très élevé,
. Sensibilité au leurrage,
. point visé sur la cible mal connu et fluctuant, pouvant sortir du contour apparent,
. accrochage sur la cible délicat, qu'il soit réalisé avant ou après le départ du missile,
. portée limitée.

Le procédé selon l'invention permet de remédier aux inconvénients précédents car il est basé sur l'asservissement du missile à l'onde de choc attachée à la cible au moyen d'organes sensibles oui sont de simples capteurs de pression. Il ne concerne donc que les cibles supersoniques. Le terme onde de choc est utilisé ici pour définir l'onde de pression induite à grande distance par une cible supersonique, assimilable à une nappe de révolution de faible épaisseur, se propageant suivant les lois de l'acoustique. On pourrait utiliser de manière équivalente, le terme "onde acoustique".
On connaît (DE-A-3334758) l'utilisation de capteurs acoustiques pour assurer la détection de cibles subsoniques et également (DE-A-3528075) l'application de tels capteurs, positionnés au sol, pour mesurer la trajectoire d'un mobile supersonique. Dans cette technique antérieure, il n'est pas question d'asservir la trajectoire d'un missile supersonique à l'onde de choc d'une cible supersonique pour obtenir les avantages et effets techniques mentionnés ci-dessus.
L'invention a donc pour objet un procédé de guidage d'un missile anti-aérien supersonique vers une cible supersonique mettant en oeuvre des capteurs de pression, caractérisé en ce que la trajectoire du missile est asservie à l'onde de choc induite par la cible :

en détectant ladite onde de choc par des premiers capteurs de pression installés à bord du missile,
en estimant la trajectoire de la cible à partir des positions et attitudes du missile aux instants datés auxquels lesdits capteurs de pression traversent l'onde de choc de la cible, au moyen d'algorithme approprié,
en commandant au missile une trajectoire quasi sinusoïdale de part et d'autre de l'onde assurant l'excitation périodique des capteurs de pression et les mesures subséquentes et,
en asservissant la trajectoire relative moyenne du missile à la génératrice de l'onde de choc conique de la cible.

Le missile est muni d'une centrale inertielle rustique fournissant à chaque instant une mesure de sa position M, de son vecteur vitesse V_M, de son accélération Γ_M et de son trièdre de référence T_M dans un trièdre initial de référence T_o.
L'organe sensible du guidage, remplaçant l'autodirecteur, est constitué par un ou plusieurs capteurs de pression placés à bord du missile. Ces capteurs peuvent être constitués d'un ou plusieurs orifices répartis sur le missile reliés à autant de détecteurs de pression, ou à un détecteur unique pour l'ensemble des orifices. Il s'agit de détecteurs simples de type microphone. Ces capteurs détectent et datent, grâce à une horloge interne, leurs passages à travers l'onde de choc de la cible. Compte tenu de la raideur du front de l'onde de choc de la cible, ces passages sont datés avec une très grande précision. La bande passante des capteurs est choisie en conséquence. La figure 1 montre des emplacements possibles de capteurs 1, 2, 3 installés à bord du missile 4.
L'onde de choc de la cible est assimilée à une nappe conique d'origine un point B de la cible, d'axe la vitesse de la cible V_B et d'angle au sommet

a étant la célérité du son.
Dans son principe, l'ordre de guidage produit une trajectoire du missile, qui, relativement au but a l'allure d'une sinusoïde de faible amplitude située alternativement à l'intérieur et à l'extérieur de la nappe conique en suivant une génératrice de cette nappe. Les mesures concourant à l'élaboration de l'ordre sont effectuées à chaque traversée de la nappe conique. L'interception a lieu quand le missile arrive au sommet du cône ce qui demande évidemment que sa vitesse soit supérieure à celle de la cible.
La figure 2 montre la cible 5, la trajectoire absolue 6 de la cible , le missile 4, l'onde de choc conique 7 de la cible 5, la trajectoire relative moyenne 8 du missile 5 qui est une génératrice du cône, la trajectoire absolue moyenne 9 du missile conduisant au point d'interception 10.
Dans sa réalisation suivant l'invention, la loi de guidage comprend deux modules fonctionnels programmés sur le calculateur du missile. Le premier, appelé estimateur, détermine la vitesse du missile relativement à la nappe conique à chaque traversée de celle-ci. Le second, appelé contrôleur élabore la commande au missile en fonction de la vitesse relative estimée.
L'estimateur estime la trajectoire de la cible définie par sa position B et son vecteur vitesse V_B , soit en tout six paramètres, à partir des positions successives des capteurs de pression M_C (k,i) à la traversée de l'onde de choc (k le numéro du capteur, i numéro de la traversée), survenant à l'instant T
. Ces positions sont déduites de la position à t
du missile élaborée par la centrale inertielle et de la disposition des capteurs dans le missile. L'estimateur non linéaire utilise un algorithme du gradient conjugué ou d'un autre type. Il est initialisé avec les informations éventuelles sur la trajectoire du but communiquées au missile avant tir. En l'absence de telles informations, la convergence est acquise après un nombre n de traversées dépendant du nombre k de capteurs installés dans le missile, tel que nk=6. Il est possible, lorsque le transitoire de recalage est amorti, d'estimer l'accélération du but Γ_B . La grande précision des mesures l'autorise.
On choisit un capteur particulier (dans le cas où il est unique c'est évidemment celui-là) comme point du missile dont la trajectoire sera contrôlée. A partir de l'estimée du but B̂
, V̂_B
obtenue quand ce capteur effectue la traversée n°i au point M
, on détermine en ce point le trièdre instantané du guidage T_C constitué par la génératrice du cône x_c , la normale intérieure z_c, la tangente au cercle directeur y_c . On calcule en outre les composantes de la vitesse relative du missile au but suivant z_c et y_c , notées ė_z et ė_y .
Le contrôleur élabore les ordres commandés au missile. Le missile auquel s'applique l'invention peut avoir une organisation quelconque. Il peut être stabilisé en roulis ou en autorotation naturelle. Son mouvement latéral peut être produit par des forces aérodynamiques et/ou pyrotechniques. La prise d' incidence peut êre provoquée par un actionneur aérodynamique (gouverne), pyrotechnique (impulseur, jet transversal) ou autre. L'actionneur peut opérer suivant deux axes transversaux de manoeuvre (lacet, tangage) ou un seul (si le missile est directement en autorotation). L'ordre commandé peut s'adresser directement à (aux) actionneur (s) ou à un autopilote, s'il existe. Il peut s'agir d'un autopilote en accélération ou en vitesse angulaire transversale. L'exposé suivant est fait en supposant un missile stabilisé en roulis et muni d'un autopilote en accélération.
Les ordres en accélération au missile sont d'abord calculés dans le repère x_c , y_c , z_c. Ils comprennent deux composantes. La première composante Γ_yc dirigée suivant y_c , a pour effet d'asservir la projection du missile sur le plan tangent au cône x_cy_c , à suivre la génératrice du cône x_c , ou encore d'asservir la projection de la vitesse du missile sur le plan tangent au cône à être parallèle à la génératrice. Elle est linéaire, de la forme $Γ_{yc} = -k \dot{e} y$
, k= gain. Une fonction de transfert plus élaborée pourrait être substituée au gain suivant la dynamique du missile. La seconde composante Γ_zc , dirigée suivant la normale au cône z_c a pour but d'entretenir une trajectoire périodique perpendiculaire à l'onde de choc assurant les traversées nécessaires à l'excitation des capteurs de pression et aux mesures subséquentes. Elle est produite par une loi non linéaire de la forme $Γ_{zc} {= Γ}_{max}$
signe (f(e)). La fonction f est choisie, en liaison avec l'amplitude Γ_max de la commande et la dynamique du missile, pour régler comme il convient l'amplitude et la fréquence du cycle limite. La distance de passage est de l'ordre de l'amplitude de ce cycle.
Les ordres en accélération sont ensuite calculés dans le repère missile x_m y_m, z_m (mesuré par la centrale inertielle), par la condition que leurs projections sur y_c et z_c soient respectivement égales à Γ_yc et Γ_zc.
La figure 3 constitue un diagramme fonctionnel simplifié du procédé selon l'invention montrant les fonctions exercées par le(s) capteur(s) (fonction A), la centrale inertielle ( fonction B), l'estimateur (fonctions C) et le contrôleur (fonctions D).
La figure 4 montre la trajectoire relative 8′ du missile autour de la génératrice de cône 8 contenue dans le plan défini par cette génératrice 8 et la normale 11.
Le missile est lancé depuis un poste de tir. L'invention s'applique à un poste de tir terrestre, naval ou aérien. La direction de lancement peut être quelconque sous les conditions que le missile rallie l'onde de choc de la cible et dispose des capacités cinématiques suffisantes pour s'y asservir et rattraper la cible. Au cours de la phase initiale entre le lancement et la première traversée de l'onde de choc de la cible, le missile est asservi à une trajectoire de ralliement précalculée sous le critère que la vitesse du missile relative au but à la première traversée de l'onde de choc ait une direction aussi proche que possible de celle de la génératrice de la nappe conique, c'est à dire que la condition cinématique d'interception indiquée sur la figure 5 soit remplie. Sur cette figure on voit la vitesse absolue 12 du but, celle 13 du missile , la vitesse relative 14 de ce missile . L'angle

a étant la célérité du son. La détermination de cette trajectoire suppose que le poste de tir ait des informations sur la trajectoire du but (une telle information peut être simplement la détection du passage de l'onde de choc de la cible par le poste de tir). Si aucune information n'est disponible le missile peut être tiré au jugé et la trajectoire de ralliement est rectiligne. Il en résulte que, dans la plupart des cas, la condition cinématique d'interception ne sera pas réalisée à la première traversée, mais après un transitoire résorbé au bout d'une à deux traversées supplémentaires, au delà duquel le cycle limite asservissant le missile à l'onde de choc sera effectivement enclenché. Les ordres Γ_yc,Γ_zc calculés aux premières traversées tiennent compte de cette circonstance et aussi du temps de réponse de l'algorythme de l'estimateur. La figure 6 montre une trajectoire relative complète d'interception pour un poste de tir situé à l'intérieur de la nappe conique, ce qui pourrait être le cas d'un tir air-air. On y voit la cible 5, son onde de choc 7, la trajectoire relative de ralliement 16 et la trajectoire relative d'interception 17.

Claims

Procédé de guidage d'un missile anti-aérien sonpersonique vers une cible supersonique mettant en oeuvre des capteurs de pression, caractérisé en ce que la trajectoire (9) du missile (4) est asservie à l'onde de choc (7) induite par la cible (5) :
- en détectant ladite onde de choc par des premiers capteurs de pression (1,2,3) installés à bord du missile (4)

- en estimant la trajectoire (6) de la cible à partir des positions et attitudes du missile (4) aux instants datés auxquels lesdits capteurs de pression traversent l'onde de choc (7) de la cible, au moyen d'algorithme approprié,

- en commandant au missile (4) une trajectoire quasi sinusoïdale de part et d'autre de l'onde assurant l'excitation périodique des capteurs de pression et les mesures subséquentes et,

- en asservissant la trajectoire relative moyenne (8) du missile (4) à la génératrice de l'onde de choc conique (7) de la cible.
Procédé de guidage suivant la revendication 1 caractérisé en ce qu'il consiste dans une phase initiale à lancer le missile muni desdits premiers capteurs de pression dans une direction calculée par un poste de tir automatique muni de seconds capteurs de pression.
Procédé de guidage suivant la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est appliqué à un missile muni d'un autodirecteur électromagnétique ou infrarouge.