EP0655599B1 - Système de défense antiaérien et missile de défense pour un tel système - Google Patents

Système de défense antiaérien et missile de défense pour un tel système Download PDF

Info

Publication number
EP0655599B1
EP0655599B1 EP94402386A EP94402386A EP0655599B1 EP 0655599 B1 EP0655599 B1 EP 0655599B1 EP 94402386 A EP94402386 A EP 94402386A EP 94402386 A EP94402386 A EP 94402386A EP 0655599 B1 EP0655599 B1 EP 0655599B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
defence
interception
trajectory
airborne
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
EP94402386A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0655599A1 (fr
Inventor
Pierre Laures
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.)
Airbus Group SAS
Original Assignee
Airbus Group SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Group SAS filed Critical Airbus Group SAS
Publication of EP0655599A1 publication Critical patent/EP0655599A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0655599B1 publication Critical patent/EP0655599B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2273—Homing guidance systems characterised by the type of waves
    • F41G7/2286—Homing guidance systems characterised by the type of waves using radio waves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2206—Homing guidance systems using a remote control station
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2213—Homing guidance systems maintaining the axis of an orientable seeking head pointed at the target, e.g. target seeking gyro
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2246—Active homing systems, i.e. comprising both a transmitter and a receiver

Definitions

  • the present invention relates to an anti-aircraft defense system suitable for intercepting aircraft, for example ballistic, flying at high speed (for example in the range from Mach 3 to Mach 10), as well as a defense missile for such a system.
  • the seeker is located at the front of the defense missile, inside a radome forming the front point of said missile, the axis central of said seeker being confused with the axis longitudinal of said missile, while the trajectory interception tracked by said defense missile is such attack the aerial target from the front or by the back.
  • the air target is very fast, only the frontal attack is realistic.
  • the relative speed between the defense missile and the target is then practically parallel to the axis of the target, so that only the sheaf portion aimed at said target can eventually reach this and that in this case the direction that said shards arrive on the target is slightly tilted on the axis of said target.
  • the speed VE of the defense missile is equal to 1000 m / s and that speed VI fragments is equal to 1500 m / s
  • it is easy to verify that the angle of inclination of the fragments reaching the target is inclined by about 26 degrees on the axis thereof.
  • the object of the present invention is to remedy the drawbacks mentioned above and relates to a system of air defense of the type described above for which the interception trajectory and interception time are short, so interception can occur at low altitude and that said system may be distant from a site to protect, while leaving enough time to prepare and fire a defense missile.
  • the air defense system according to the invention allows to obtain, when it implements the projection lateral flake, a direction of impact transverse to the axis of the target.
  • the defense missile observes laterally (not forward, like defense missiles known) and attacks the aerial target transversely (and not from the front or from behind, like missiles from known defense), so the intercept trajectory and interception time are greatly shortened, which provides the benefits mentioned above.
  • the seeker of the defense missile can hang said aerial machine while it describes the interception trajectory, we ensure that, at most late at the estimated time of hanging, the central axis of said seeker is in the plane defined by the position of the defense missile, the said common point and the location at this instant of said aerial vehicle, and that this latter plane is used reference plane for the stabilization in roll of said defense missile.
  • the essential characteristic of the defense missile anti-aircraft according to the present invention resides in that the central axis of its seeker is inclined laterally with respect to the axis of said defense missile.
  • the value of the lateral tilt angle of the central axis of said seeker with respect to the axis of said missile is chosen so that its tangent is at less approximately equal to the ratio between the speed of the spacecraft to be intercepted and the speed of said missile from defense. In the event that said defense missile must intercept a very fast ballistic missile, this angle can be close to 60 degrees.
  • said central axis of the seeker is orientable around the position median corresponding to the angle defined above, by example inside a cone whose half angle at the top can be approximately 40 degrees.
  • the missile according to the present invention can be provided to destroy the aerial target by direct impact or again by blast effect by the explosion of the charge military he wears when said target is at immediate proximity.
  • the defense missile in accordance with the present invention may include a proximity rocket for detect the air craft in the vicinity of the point common to approach and interception trajectories and to command said military charge.
  • a proximity rocket could, as is usual, generate a front of conical detection centered on the axis of the defense missile.
  • the said proximity rocket forms a detection front in the form of flat sheet, inclined laterally relative to the axis of said missile, on the same side as the central axis of said seeker.
  • the angle of lateral inclination of said detection front can be approximately 30 degrees.
  • said seeker is arranged in a intermediate part of said defense missile. So, this may no longer have a front radome, so that its front part can be pointed, elongated and tapered to communicate to said defense missile good properties aerodynamics.
  • Figure 1 is a general schematic view illustrating the implementation of the air defense system in accordance with the present invention.
  • FIG. 2 shows the block diagram of the installation of fixed control of the air defense system of the invention.
  • Figure 3 shows schematically a defense missile according to the present invention.
  • Figure 4 is a schematic perspective view illustrating determining the interception trajectory followed by a defense missile.
  • Figure 5 shows the parameters defining the trajectory interception.
  • Figure 6 schematically illustrates the start of the phase final of the interception, upon detection of said aerial missile by the proximity missile of the defense missile.
  • FIG. 7 is a diagram of the speeds at the time of detection illustrated in Figure 6.
  • Figure 8 schematically illustrates the impact of the sheaf of fragments on said air vehicle.
  • the anti-aircraft defense system illustrated schematically in Figure 1, includes an installation monitoring and control 1, arranged on the ground G, thus than a set of air defense missiles 2.
  • an installation monitoring and control 1 arranged on the ground G, thus than a set of air defense missiles 2.
  • a enemy air craft including a ballistic missile to high speed, is detected and identified by the installation 1 (arrow E), this determines, using radars and calculators it includes, the opportunity and the conditions interception of the device 3.
  • the installation 1 determines the speed VB of the enemy machine 3, which then becomes the target to be shot down, as well as the approach trajectory T followed by said machine 3, and calculates a trajectory of interception t to be followed by a defense missile 2, awaiting launch at a location A, to intercept the missile 3 at a point F, at which said trajectories T and t intersect at an angle at least substantially equal to 90 degrees.
  • the installation 1 then proceeds to launch said defense missile 2, at an instant such that, taking into account the speed possibilities of a defense missile 2, the latter and said missile 3 are at the same instant at point F, or at least in the vicinity of this point.
  • each defense missile 2 includes electronic guidance means capable of cooperate with installation 1 and a seeker associated with an inertial unit.
  • a missile 2 follows a launching trajectory (which may not coincide with the trajectory t ) entirely determined by the cooperation of installation 1 and electronic guidance means on board said missile 2. Then, always thanks to this cooperation via a radio transmission symbolized by the arrows f , the installation 1 obliges the defense missile 2 to follow the interception trajectory t in the direction of the interception point F. Finally, when the missile 2 is close enough to missile 3 and the latter has been hooked by the seeker of said missile 2, the latter is guided on said missile by the action of said seeker.
  • the example of defense missile 2 of axis L-L shown schematically in Figure 3, has a system propellant 20 disposed at the rear; at least one charge flashing military 21; an equipment compartment 22 enclosing an inertial unit, a computer and a transmitter radioelectric; 23 aerodynamic control surfaces fitted movable at the end of wings 24; a device 25 for the control of mobile aerodynamic control surfaces 23; a seeker adjustable in orientation 26; electronics 27 associated with said seeker 26; a side window 28 for the passage of the seeker beam 26; a proximity rocket 29; and a pointed front end 30 and tapered.
  • defense missile 2 could be provided with a force piloting system, comprising in known manner side nozzles supplied by controllable gas jets.
  • the seeker has been illustrated.
  • orientable 26 in the form of an aerial seeker mobile. It is of course possible to use antennas electronically controlled, said static antennas then being pressed against the side wall of missile 2 at the location of the side window 28, which then no more object.
  • the devices 4, 6 and 10 of installation 1 can be similar to known devices and work identically to these.
  • the tracking device 6 address to the information calculation device concerning the approach path T, the positions of the aerial vehicle 3 on the trajectory T and the speed VB of said air vehicle. From this information, as well as maneuverability and location Defense missile 2 (and other factors, such as drop point of debris from intercepted device 3), the calculation device 7 determines a point F of the trajectory of approach T favorable to interception.
  • the missile 2 must intercept the air vehicle 3 crosswise, the tangent tg to the trajectory t at point F is orthogonal to the trajectory T. It is therefore in the normal plane ⁇ in F to the trajectory T. This tangent tg thus happens to be the intersection of the vertical plane AHF and the plane ⁇ .
  • the interception trajectory t in the AHF plane is perfectly defined by the initial tangent ti, for example vertical, at point A, by the horizontal distance X separating the points A and H, by the vertical distance Z separating points F and H, and by the angle a made by the tangent tg with the horizontal, at the interception point F.
  • the interception time DI (duration between the launch firing and the arrival at point F of the missile 2 along the trajectory t ) is therefore defined by the three parameters X, Z and ⁇ .
  • the latter can advantageously be tabulated a priori so that the firing parameters (instant of departure of the missile and guidance orders by the device 8) are established in a very short time.
  • this algorithm determines the point C of the trajectory t from which the seeker of the missile of defense is able to hang the airship and the point D of the trajectory T corresponding to the estimated position of said aerial vehicle at the moment of attachment (see figure 4).
  • the computer 7 calculates at at all times the DV flight time required by the craft aerial 3 to reach point F following the trajectory T.
  • the flight time DV of craft 3 is greater than DI.
  • the DV flight time is constantly decreasing and, from that its value becomes equal to DI, the launch device 10, controlled by the computing device 7 (by the link 13), fire said defense missile 2.
  • the device 4,5 informs the launching device 10 (by the link 12), as well as the tracking device 6. Consequently, a defense missile 2 is prepared for launch fire by the device 10 (by the link 11), while the calculation device 7 determines, as described above, the approach trajectory T, the point of interception F, interception trajectory t , interception time DI and flight time DV.
  • the launching device 10 launches said defense missile 2, for example vertically.
  • the radio link (arrows f) between the guidance device 8,9 and the defense missile 2 the latter is then guided on the interception trajectory t , in a manner similar to the known technique.
  • the device 8, 9 checks the trajectory of the defense missile 2 and, optionally, modifies the acceleration of said missile 2 around said interception trajectory, according to the most recent data of the trajectory of the air vehicle and of the missile. of defense, so that the interception of said aerial vehicle 3 can take place at a point F, which is then re-specified by the computing device 7.
  • the guidance device 8, 9 then controls the missile 2 by rolling, so that the central axis AD of the seeker 26 remains in a plane passing through the interception point F and the positions of the missile 2 and the air vehicle 3 at least from the moment when the missile 2 has reached point C .
  • the seeker 26 performs the space scan directed towards the air vehicle by moving the axis AD in the corner cone at the top ⁇ .
  • the guidance of the missile 2 is taken over by said seeker and the associated electronics, which maintain said missile 2 on the interception trajectory t .
  • the front of FP detection of the proximity rocket 29 of the missile of defense 2 detects a point Q from the front of air craft 3.
  • the proximity rocket 29 commands the military flash charge 21 and it projects its sheaf of shards in direction I, substantially perpendicular to the L-L axis of missile 2 and directed towards the side opposite the FP detection front (see Figure 6).
  • the shards penetrate inside the aerial vehicle 3, following the direction IR, at an angle ⁇ j important favorable to the destruction of said machine (see the figure 8).
  • the impact of the splinters is close to the front end of air craft 3 due to the high value of the angle ⁇ j (sixty degrees in the example described above).
  • the chips reach the latter in a direction IR ', substantially parallel at IR, but more towards the rear of said aerial vehicle (figure 8).

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Description

La présente invention concerne un système de défense anti-aérien apte à intercepter des engins aériens, par exemple balistiques, volant à grande vitesse (par exemple dans la plage de Mach 3 à Mach 10), ainsi qu'un missile de défense pour un tel système.
On connaít déjà (voir par exemple le brevet FR-A-2 563 000) un système de défense antiaérien, comportant une installation de commande fixe et des missiles de défense, ladite installation fixe comprenant :
  • des moyens de détection desdits engins aériens ;
  • des moyens de trajectographie pour déterminer la trajectoire d'approche et la vitesse d'un tel engin aérien, détecté par lesdits moyens de détection ;
  • des moyens de calcul pour déterminer une trajectoire d'interception que doit suivre l'un desdits missiles de défense pour intercepter ledit engin aérien détecté ;
  • des moyens pour le lancement dudit missile de défense ;
  • des moyens de guidage dudit missile de défense ; et
  • des moyens de liaison avec ledit missile de défense, tandis que chacun desdits missiles de défense comporte un système propulseur, au moins une charge militaire, une centrale inertielle, un autodirecteur, des organes de pilotage, des moyens de liaison avec ladite installation de commande fixe et un générateur d'ordres de pilotage, élaborant lesdits ordres de pilotage à partir des informations émises par lesdits moyens de guidage prévus dans ladite installation de commande fixe et à partir des informations délivrées par ledit autodirecteur.
Dans un tel système de défense antiaérien, l'autodirecteur est disposé à l'avant du missile de défense, à l'intérieur d'un radôme formant la pointe avant dudit missile, l'axe central dudit autodirecteur étant confondu avec l'axe longitudinal dudit missile, tandis que la trajectoire d'interception suivie par ledit missile de défense est telle qu'il attaque la cible aérienne par l'avant ou bien par l'arrière. Cependant, si la cible aérienne est très rapide, seule l'attaque frontale est réaliste.
Toutefois, une telle attaque frontale entraíne que la trajectoire d'interception est obligatoirement longue, de sorte que le temps d'interception (entre le lancement du missile et l'interception proprement dite) est également long et que l'interception se fait à altitude élevée. Puisque le temps d'interception est long, le temps disponible pour la préparation du tir et pour le tir du missile de défense après la détection de la cible est très court et le système de défense doit se trouver au plus près des sites à défendre contre lesdits engins aériens. De plus, puisque l'interception se fait à altitude élevée, elle a lieu dans les hautes couches atmosphériques, dans lesquelles le missile de défense devient moins manoeuvrant.
Par ailleurs, la destruction d'une cible aérienne par impact frontal direct d'un missile de défense étant très improbable, on prévoit, à bord desdits missiles de défense connus, une charge militaire classique susceptible de projeter autour desdits missiles une gerbe d'éclats largement ouverte, selon une surface de révolution d'axe confondu avec l'axe longitudinal desdits missiles.
Cependant, lors de l'attaque frontale d'une cible très rapide, la vitesse relative entre le missile de défense et la cible est alors pratiquement parallèle à l'axe de la cible, de sorte que seule la partie de la gerbe d'éclats dirigée vers ladite cible peut éventuellement atteindre celle-ci et que, dans ce cas, la direction selon laquelle lesdits éclats arrivent sur la cible est peu inclinée sur l'axe de ladite cible. Par exemple, si la cible aérienne vole à la vitesse VB = 2000 m/s, alors que la vitesse VE du missile de défense est égale à 1000 m/s et que la vitesse VI des éclats est égale à 1500 m/s, on vérifie aisément que l'angle d'inclinaison des éclats atteignant la cible est incliné d'environ 26 degrés sur l'axe de celle-ci.
De cette faible inclinaison de la gerbe d'éclats par rapport à l'axe de la cible aérienne, il résulte que :
  • lesdits éclats atteignent l'arrière d'une cible longue, là où elle est la plus résistante, du fait de la localisation de son système propulsif ;
  • lesdits éclats passent derrière la cible, sans la toucher, si cette cible est courte ;
  • de toute façon, lesdits éclats atteignant la cible rebondissent sur celle-ci ou ne pénètrent que de façon superficielle, sans occasionner des dégâts létaux.
Pour tenter de remédier à ces inconvénients résultant de la diminution de l'efficacité des charges à éclats classiques en fonction de la vitesse de la cible aérienne, on a envisagé différents moyens, tels que augmentation de la vitesse des éclats, développement d'un nuage d'éclats accompagnant le missile de défense, développement d'un "parapluie" rigide autour du missile de défense, etc ... Cependant, aucun de ces moyens ne s'est avéré efficace, de sorte que les systèmes de défense antiaériens connus ne sont efficaces que pour des cibles aériennes volant tout au plus à Mach 4.
La présente invention a pour objet de remédier aux inconvénients mentionnés ci-dessus et concerne un système de défense antiaérien du type décrit ci-dessus pour lequel la trajectoire d'interception et le temps d'interception sont courts, de sorte que l'interception peut se produire à basse altitude et que ledit système peut se trouver éloigné d'un site à protéger, tout en ménageant suffisamment de temps pour préparer et réaliser le tir d'un missile de défense. De plus, le système de défense antiaérien selon l'invention permet d'obtenir, lorsqu'il met en oeuvre la projection latérale d'éclats, une direction d'impact transversale à l'axe de la cible.
A cette fin, selon l'invention, le système de défense antiaérien, susceptible d'intercepter des engins aériens à grande vitesse, est remarquable en ce que :
  • au point commun à la trajectoire d'approche dudit engin aérien et à la trajectoire d'interception dudit missile de défense, ladite trajectoire d'interception est transversale à la trajectoire d'approche ;
  • l'axe central dudit autodirecteur est incliné latéralement par rapport à l'axe dudit missile de défense ; et
  • ledit missile de défense est stabilisé en roulis, de façon que ledit axe central dudit autodirecteur soit disposé du côté dudit engin aérien.
Ainsi, dans le système de défense antiaérien conforme à la présente invention, le missile de défense observe latéralement (et non pas vers l'avant, comme les missiles de défense connus) et attaque la cible aérienne transversalement (et non pas de front ou par l'arrière, comme les missiles de défense connus), de sorte que la trajectoire d'interception et le temps d'interception sont fortement raccourcis, ce qui procure les avantages mentionnés ci-dessus.
Avantageusement, lesdits moyens de calcul déterminant la trajectoire d'interception dudit missile de défense :
  • commencent par déterminer ledit point commun auxdites trajectoires d'interception et d'approche ; puis
  • déterminent, dans le plan vertical passant par ledit point commun et par l'emplacement dudit missile de défense au sol, ladite trajectoire d'interception dudit missile de défense à partir des trois paramètres suivants :
    • la distance verticale séparant ledit point commun de sa projection horizontale ;
    • la distance horizontale séparant ledit emplacement au sol du missile de défense de ladite projection horizontale dudit point commun ; et
    • l'angle que fait avec l'horizontale l'intersection dudit plan vertical avec le plan normal à ladite trajectoire d'approche dudit engin aérien, audit point commun.
De plus, il est avantageux que lesdits moyens de calcul :
  • déterminent, à l'aide desdits trois paramètres, le temps d'interception nécessaire audit missile de défense pour parcourir ladite trajectoire d'interception entre ledit emplacement au sol du missile de défense et ledit point commun auxdites trajectoires d'interception et d'approche ;
  • calculent en continu le temps de vol nécessaire audit engin aérien pour atteindre ledit point commun, à partir de sa position actuelle, en suivant ladite trajectoire d'approche ; et
  • actionnent lesdits moyens de lancement dudit missile pour que lesdits moyens de lancement effectuent le tir de lancement de celui-ci lorsque ledit engin aérien atteint le point de ladite trajectoire d'approche pour lequel la valeur dudit temps de vol devient égal audit temps d'interception.
Par ailleurs, pour que l'autodirecteur du missile de défense puisse accrocher ledit engin aérien pendant qu'il décrit la trajectoire d'interception, on fait en sorte que, au plus tard au moment estimé de l'accrochage, l'axe central dudit autodirecteur se trouve dans le plan défini par la position du missile de défense, ledit point commun et l'emplacement à cet instant dudit engin aérien, et que ce dernier plan serve de plan de référence pour la stabilisation en roulis dudit missile de défense.
Ainsi, la particularité essentielle du missile de défense antiaérien conforme à la présente invention réside en ce que l'axe central de son autodirecteur est incliné latéralement par rapport à l'axe dudit missile de défense.
De préférence, la valeur de l'angle d'inclinaison latérale de l'axe central dudit autodirecteur par rapport à l'axe dudit missile est choisie de façon que sa tangente soit au moins approximativement égale au rapport entre la vitesse de l'engin aérien à intercepter et la vitesse dudit missile de défense. Dans le cas où ledit missile de défense doit intercepter un engin balistique très rapide, cet angle peut être voisin de 60 degrés.
Bien entendu, afin de faciliter l'accrochage de la cible par l'autodirecteur, il est avantageux que ledit axe central de l'autodirecteur soit orientable autour de la position médiane correspondant à l'angle défini ci-dessus, par exemple à l'intérieur d'un cône dont le demi angle au sommet peut être approximativement égal à 40 degrés.
Le missile conforme à la présente invention peut être prévu pour détruire la cible aérienne par impact direct ou bien encore par effet de souffle par l'explosion de la charge militaire qu'il porte lorsque ladite cible se trouve à proximité immédiate.
Cependant, comme cela est usuel et décrit ci-dessus, il peut comporter une charge militaire à projection latérale d'éclats.
Dans ce cas, si la vitesse de l'engin aérien à intercepter est très grande, il est suffisant de prévoir que ladite gerbe d'éclats soit projetée latéralement, du côté opposé à l'axe central de l'autodirecteur. En effet, dans ce cas, la vitesse relative entre le missile de défense et la cible aérienne, sans être perpendiculaire à l'axe dudit missile, est cependant transversale à ce dernier axe, de sorte que la gerbe d'éclats projetée à l'opposé de l'autodirecteur atteint la cible sous un angle important par rapport à l'axe de ladite cible. En reprenant l'exemple ci-dessus avec VB = 2000 m/s, VE = 1000 m/s et VI = 1500 m/s, on trouve aisément que les éclats de ladite gerbe atteignent la cible aérienne sous un angle supérieur à 60 degrés (à comparer à la valeur de 26 degrés ci-dessus).
On évite donc les inconvénients d'inefficacité de destruction mentionnés ci-dessus à propos des systèmes connus. Les éclats de ladite gerbe latérale peuvent donc atteindre ladite cible dans sa partie médiane et y pénétrer profondément pour la détruire. De ce qui suit, on pourra aisément constater que, à ce propos, les éclats sont d'autant plus destructeurs que la vitesse de l'engin aérien à intercepter est plus grande.
On voit de plus que, grâce à l'invention, il est inutile de disperser ladite gerbe tout autour du missile de défense et que, au contraire, on peut la concentrer dans la direction opposée à l'autodirecteur.
De façon connue, le missile de défense conforme à la présente invention peut comporter une fusée de proximité pour détecter l'engin aérien au voisinage du point commun aux trajectoires d'approche et d'interception et pour commander ladite charge militaire. Une telle fusée de proximité pourrait, comme cela est usuel, engendrer un front de détection conique centré sur l'axe du missile de défense. Cependant, dans le cas présent, il est suffisant que ladite fusée de proximité forme un front de détection en forme de nappe plane, inclinée latéralement par rapport à l'axe dudit missile, du même côté que l'axe central dudit autodirecteur.
L'angle d'inclinaison latérale dudit front de détection peut être approximativement égal à 30 degrés.
De préférence, ledit autodirecteur est disposé dans une partie intermédiaire dudit missile de défense. Ainsi, celui-ci peut ne plus comporter de radôme avant, de sorte que sa partie avant peut être pointue, allongée et effilée pour communiquer audit missile de défense de bonnes propriétés aérodynamiques.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est une vue schématique générale illustrant la mise en oeuvre du système de défense antiaérien conforme à la présente invention.
La figure 2 montre le schéma synoptique de l'installation de commande fixe du système de défense antiaérien de l'invention.
La figure 3 montre schématiquement un missile de défense conforme à la présente invention.
La figure 4 est une vue en perspective schématique illustrant la détermination de la trajectoire d'interception suivie par un missile de défense.
La figure 5 montre les paramètres définissant la trajectoire d'interception.
La figure 6 illustre schématiquement le début de la phase finale de l'interception, au moment de la détection dudit engin aérien par la fusée de proximité du missile de défense.
La figure 7 est un diagramme des vitesses au moment de la détection illustrée par la figure 6.
La figure 8 illustre schématiquement l'impact de la gerbe d'éclats sur ledit engin aérien.
Le système de défense antiaérien selon l'invention, illustré schématiquement par la figure 1, comporte une installation de surveillance et de commande 1, agencée au sol G, ainsi qu'un ensemble de missiles de défense antiaériens 2. Lorsqu'un engin aérien ennemi, notamment un missile balistique à grande vitesse, est détecté et identifié par l'installation 1 (flèche E), celle-ci détermine, à l'aide des radars et des calculateurs qu'elle comporte, l'opportunité et les conditions d'une interception de l'engin 3.
Si l'interception est décidée, l'installation 1 détermine la vitesse VB de l'engin ennemi 3, qui devient alors la cible à abattre, ainsi que la trajectoire d'approche T suivie par ledit engin 3, et calcule une trajectoire d'interception t que doit suivre un missile de défense 2, en attente de lancement en un emplacement A, pour intercepter l'engin 3 en un point F, auquel se croisent lesdites trajectoires T et t sous un angle au moins sensiblement égal à 90 degrés. L'installation 1 procède alors au lancement dudit missile de défense 2, à un instant tel que, compte tenu des possibilités de vitesse d'un missile de défense 2, celui-ci et ledit engin 3 se trouvent au même instant au point F, ou tout au moins au voisinage de ce point.
Comme on le verra ci-après, chaque missile de défense 2 comporte des moyens électroniques de guidage susceptibles de coopérer avec l'installation 1 et un autodirecteur associé à une centrale inertielle.
Dans un premier temps, un missile 2 suit une trajectoire de lancement (qui peut ne pas coïncider avec la trajectoire t) entièrement déterminée par la coopération de l'installation 1 et des moyens électroniques de guidage embarqués à bord dudit missile 2. Ensuite, toujours grâce à cette coopération par l'intermédiaire d'une transmission radioélectrique symbolisée par les flèches f, l'installation 1 oblige le missile de défense 2 à suivre la trajectoire d'interception t en direction du point d'interception F. Enfin, lorsque le missile 2 est suffisamment proche de l'engin 3 et que celui-ci a été accroché par l'autodirecteur dudit missile 2, ce dernier est guidé sur ledit engin par l'action dudit autodirecteur.
La destruction de l'engin 3 par le missile de défense 2 est alors obtenue par la commande d'une charge militaire, portée par ledit missile 2.
Comme le montre la figure 2, l'installation de surveillance et de commande 1 comporte, de façon usuelle :
  • un dispositif 4, pourvu d'une antenne 5, pour la surveillance de l'espace aérien à protéger, ainsi que pour la détection et l'identification des engins aériens 3. Le dispositif 4 peut comporter un radar de surveillance ou bien un système de veille optoélectronique. Il est bien évident que le dispositif 4 conditionne la possibilité effective d'une interception et que le temps disponible pour cette interception est d'autant plus grand que la détection et l'identification de l'engin 3 s'effectuent à plus longue distance ;
  • un dispositif de trajectographie 6 qui, à partir des informations reçues du dispositif de surveillance et de détection 4, mesure les caractéristiques de la cible 3 (position et vitesse) et calcule la trajectoire d'approche T. Le dispositif 6 peut comporter un radar de trajectographie usuel ;
  • un dispositif de calcul 7 qui, à partir des informations reçues du dispositif de trajectographie 6 et notamment en fonction des caractéristiques des missiles de défense 2, détermine la trajectoire d'interception t optimale pour un missile de défense 2, ainsi que l'instant du tir de lancement de ce dernier ;
  • un dispositif 8, pourvu d'une antenne 9, pour le guidage du missile de défense 2 en vol vers le point d'interception F ; et
  • un dispositif de lancement 10 des missiles de défense 2, commandant ceux-ci par une liaison 11, recevant des informations de préparation au lancement d'un missile 2 de la part du dispositif de surveillance et de détection 4 par l'intermédiaire d'une liaison 12 et recevant l'ordre de tir et les conditions de lancement de la part du dispositif de calcul 7, par l'intermédiaire d'une liaison 13.
L'exemple de réalisation du missile de défense 2 d'axe L-L, montré schématiquement par la figure 3, comporte un système propulseur 20 disposé à l'arrière ; au moins une charge militaire à éclats 21 ; une case d'équipements 22 enfermant une centrale inertielle, un calculateur et un transmetteur radioélectrique ; des gouvernes aérodynamiques 23 montées mobiles à l'extrémité d'ailes 24 ; un dispositif 25 pour la commande des gouvernes aérodynamiques mobiles 23 ; un autodirecteur réglable en orientation 26 ; une électronique 27 associée audit autodirecteur 26 ; une fenêtre latérale 28 pour le passage du faisceau de l'autodirecteur 26 ; une fusée de proximité 29 ; et une extrémité avant 30, pointue et effilée.
Il est évident que, au lieu de comporter des gouvernes aérodynamiques de pilotage 23, le missile de défense 2 pourrait être pourvu d'un système de pilotage en force, comprenant de façon connue des tuyères latérales alimentées par des jets gazeux commandables.
Par ailleurs, sur la figure 3, on a illustré l'autodirecteur orientable 26 sous la forme d'un autodirecteur à antenne mobile. Il est bien entendu possible d'utiliser des antennes statiques à commande électronique, lesdites antennes statiques étant alors plaquées sur la paroi latérale du missile 2 à l'emplacement de la fenêtre latérale 28, qui n'a alors plus d'objet.
Quel que soit le mode de réalisation pratique de l'autodirecteur 26 et de son ou ses antennes 26, il faut noter que, selon des caractéristiques essentielles de la présente invention :
  • l'autodirecteur 26 n'est pas disposé à l'avant du missile 2, mais en position longitudinalement intermédiaire entre la pointe avant 30 et le système propulseur arrière 20, de sorte que le radôme arrondi usuellement prévu à l'avant des missiles de défense connus peut être remplacé par la pointe effilée 30, permettant l'allongement du missile 2 et améliorant les performances aérodynamiques de celui-ci. Le missile 2 peut donc être plus rapide et plus performant ;
  • l'axe central AD de l'autodirecteur 26 n'est pas confondu avec l'axe L-L du missile 2, comme cela est toujours le cas dans les missiles de défense connus, mais au contraire est incliné latéralement d'un angle Θ1 par rapport à l'axe L-L dudit missile, d'un côté de celui-ci. Cet angle Θ1 est fonction de la vitesse VE du missile de défense 2 et de la vitesse VB de l'engin aérien à intercepter. Plus précisément, tgΘ1 = VB/VE (voir la figure 7). On constate que si VB = 2000 m/s et VE = 1000 m/s, Θ1 est égal à 63,5 degrés. Par ailleurs, par rotation de l'antenne mobile de l'autodirecteur 26 ou par commande des antennes statiques de celui-ci, l'axe central AD peut avoir un débattement ΔΘ, de part et d'autre de la position médiane correspondant à l'angle Θ1. Pour pouvoir couvrir une large gamme de vitesse pour les engins aériens 3 à intercepter, on oriente par construction l'axe central AD selon un angle Θ1 d'environ 60 degrés, avec un débattement ΔΘ de l'ordre de 40 degrés dans toutes les directions autour de ladite position médiane ;
  • la fusée de proximité 29 est disposée à l'avant du missile 2, entre la pointe 30 et la case d'équipements 22. Elle engendre un front de détection FP, incliné latéralement d'un angle Θ2 par rapport à l'axe L-L du missile 2, du même côté que l'axe central AD de l'autodirecteur 26. L'angle Θ2 peut être de l'ordre de 30 degrés et est éventuellement modifiable. Comme on le comprendra aisément de ce qui suit, le front de détection FP de la fusée de proximité 29 peut présenter la forme d'une nappe plane, au lieu de celle usuelle d'un cône d'angle Θ2 centré sur l'axe L-L. Comme cela a été mentionné pour l'autodirecteur 26, la fusée de proximité peut comporter une antenne rotative ou bien une antenne statique à commande électronique pour pouvoir modifier l'angle Θ2 et orienter par basculement ledit front de détection FP afin d'améliorer les conditions de détection de l'engin aérien 2 ; et
  • la charge militaire à éclats 21 est apte à projeter une gerbe d'éclats suivant une direction moyenne I, au moins sensiblement perpendiculaire à l'axe L-L du missile de défense 2, du côté opposé à l'axe central AD de l'autodirecteur 26 et au front de détection FP de la fusée de proximité 29.
Les dispositifs 4, 6 et 10 de l'installation 1 (figure 2) peuvent être semblables à des dispositifs connus et fonctionner de façon identique à ceux-ci.
En revanche, les dispositifs 7 et 8 présentent des particularités illustrées schématiquement par les figures 4 et 5.
Comme il a été dit ci-dessus, le dispositif de trajectographie 6 adresse au dispositif de calcul des informations concernant la trajectoire d'approche T, les positions successives de l'engin aérien 3 sur la trajectoire T et la vitesse VB dudit engin aérien. A partir de ces informations, ainsi que des possibilités de manoeuvre et de l'emplacement A du missile de défense 2 (et d'autres facteurs, tels que le point de chute des débris de l'engin 3 intercepté), le dispositif de calcul 7 détermine un point F de la trajectoire d'approche T favorable à l'interception.
Si l'on considère le plan vertical AHF passant par les points A et F (H étant la projection horizontale du point F sur le sol G), il est avantageux que la trajectoire d'interception t soit plane et se trouve dans ce plan (voir la figure 4).
De plus, comme selon une particularité essentielle de la présente invention, le missile 2 doit intercepter l'engin aérien 3 par le travers, la tangente tg à la trajectoire t au point F est orthogonale à la trajectoire T. Elle se trouve donc dans le plan π normal en F à la trajectoire T. Cette tangente tg se trouve donc être l'intersection du plan vertical AHF et du plan π.
Si on examine la trajectoire d'interception t dans le plan AHF (voir la figure 5), on comprendra aisément que cette trajectoire est parfaitement définie par la tangente initiale ti, par exemple verticale, au point A, par la distance horizontale X séparant les points A et H, par la distance verticale Z séparant les points F et H, et par l'angle a que fait la tangente tg avec l'horizontale, au point d'interception F. Compte tenu des caractéristiques propres du missile de défense 2, le temps d'interception DI (durée entre le tir de lancement et l'arrivée au point F du missile 2 suivant la trajectoire t) est donc défini par les trois paramètres X, Z et α. Ces derniers peuvent avantageusement être tabulés a priori pour que les paramètres de tir (instant de départ du missile et ordres de guidage par le dispositif 8) soient établis en un temps très bref.
Ainsi, l'algorithme du dispositif de calcul 7 effectue les opérations suivantes :
  • détermination d'un point d'interception favorable F ;
  • détermination du plan vertical AHF, passant par ledit point d'interception favorable F et par l'emplacement A du missile de défense 2 ;
  • détermination de la projection horizontale H du point d'interception favorable F ;
  • détermination de la distance horizontale X entre l'emplacement A et le point H ;
  • détermination de la distance verticale Z entre le point d'interception favorable F et le point H ;
  • détermination du plan π normal en F à la trajectoire T de l'engin aérien 3 ;
  • détermination de l'angle d'inclinaison α, par rapport à l'horizontale, de l'intersection tg du plan vertical AHF et du plan π ;
  • détermination de la trajectoire t du missile de défense 2, dans le plan vertical AHF, à partir des paramètres X, Z et α ; et
  • détermination du temps d'interception DI du missile de défense 2 suivant la trajectoire t.
De plus, cet algorithme détermine le point C de la trajectoire t à partir duquel l'autodirecteur du missile de défense est en mesure d'accrocher l'engin aérien et le point D de la trajectoire T correspondant à la position estimée dudit engin aérien à l'instant d'accrochage (voir la figure 4).
Par ailleurs, à partir des informations délivrées par le dispositif de trajectographie 6, le calculateur 7 calcule à chaque instant le temps de vol DV nécessaire à l'engin aérien 3 pour atteindre le point F en suivant la trajectoire T. Bien entendu, pour qu'une interception soit possible, il faut que, au moment de la détermination du temps d'interception DI, le temps de vol DV de l'engin 3 soit supérieur à DI. Cependant, le temps de vol DV décroít sans cesse et, dès que sa valeur devient égale à DI, le dispositif de lancement 10, commandé par le dispositif de calcul 7 (par la liaison 13), tire ledit missile de défense 2.
Ainsi, dès qu'un engin aérien 3 à intercepter est détecté et identifié par le dispositif 4,5, celui-ci en informe le dispositif de lancement 10 (par la liaison 12), ainsi que le dispositif de trajectographie 6. Par suite, un missile de défense 2 est préparé au tir de lancement par le dispositif 10 (par la liaison 11), tandis que le dispositif de calcul 7 détermine, de la façon décrite ci-dessus, la trajectoire d'approche T, le point d'interception F, la trajectoire d'interception t, le temps d'interception DI et le temps de vol DV.
A l'instant où l'engin aérien 3 atteint ledit point B, le dispositif de lancement 10 lance ledit missile de défense 2, par exemple verticalement.
Par la liaison radioélectrique (flèches f) entre le dispositif de guidage 8,9 et le missile de défense 2, celui-ci est alors guidé sur la trajectoire d'interception t, de façon semblable à la technique connue. Le dispositif 8,9 vérifie la trajectographie du missile de défense 2 et, éventuellement, modifie l'accélération dudit missile 2 autour de ladite trajectoire d'interception, en fonction des données les plus récentes de la trajectographie de l'engin aérien et du missile de défense, pour que l'interception dudit engin aérien 3 puisse avoir lieu en un point F, qui est alors reprécisé par le dispositif de calcul 7. Le dispositif de guidage 8,9 asservit alors en roulis le missile 2, de façon que l'axe central AD de l'autodirecteur 26 se maintienne dans un plan passant par le point d'interception F et les positions du missile 2 et de l'engin aérien 3 au moins à partir du moment où le missile 2 a atteint le point C.
En vol, l'autodirecteur 26 effectue le balayage de l'espace dirigé vers l'engin aérien en déplaçant l'axe AD dans le cône d'angle au sommet ΔΘ.
Dès que l'autodirecteur 26 a accroché l'engin aérien 3, le guidage du missile 2 est pris en charge par ledit autodirecteur et l'électronique associée, qui maintiennent ledit missile 2 sur la trajectoire d'interception t.
Dans la phase terminale de l'interception, le front de détection FP de la fusée de proximité 29 du missile de défense 2 détecte un point Q de l'avant de l'engin aérien 3. Dès cette détection du point Q, la fusée de proximité 29 commande la charge militaire à éclats 21 et celle-ci projette sa gerbe d'éclats suivant la direction I, sensiblement perpendiculaire à l'axe L-L du missile 2 et dirigée du côté opposé au front de détection FP (voir la figure 6).
Si, comme cela est représenté sur la figure 7, on compose les vitesses en jeu à l'instant de la projection de la gerbe d'éclats, on constate que la vitesse relative VR entre le missile de défense 2 et l'engin aérien 3, du fait, d'une part, des valeurs respectives de la vitesse VE dudit missile 2 et de la vitesse VB dudit engin 3 et, d'autre part, de la quasi-orthogonalité de ces vitesses VE et VB au voisinage du point F, est inclinée sur la vitesse VB dudit engin 3, ainsi que sur la vitesse VI des éclats de la gerbe projetée par la charge militaire 21, puisqu'alors ladite vitesse VI est sensiblement parallèle à la vitesse VB de l'engin 3.
Par suite, la vitesse relative VIR desdits éclats, résultant de la composition des vitesses VI et VR, est incliné d'un angle Θj important sur la vitesse VB.
Il en résulte que les éclats pénètrent à l'intérieur de l'engin aérien 3, en suivant la direction IR, sous un angle Θj important favorable à la destruction dudit engin (voir la figure 8). De plus, l'impact des éclats est proche de la pointe avant de l'engin aérien 3 du fait de la grande valeur de l'angle Θj (une soixantaine de degrés dans l'exemple décrit ci-dessus). Bien entendu, si un léger retard apparaít dans la commande de la charge militaire 21 après la détection du point Q de l'engin aérien 3, les éclats atteignent ce dernier suivant une direction IR', sensiblement parallèle à IR, mais plus vers l'arrière dudit engin aérien (figure 8).
Ainsi, grâce à la présente invention, il est possible d'attaquer des cibles 3 plus rapides que ne le permet les systèmes connus à attaque frontale, avec une plus grande efficacité et un contrôle de la phase terminale très simple, car la fenêtre temporelle de mise à feu de la charge 21 est relativement plus grande. De plus, on remarquera qu'une augmentation de la vitesse VE du missile de défense 2 de l'invention est favorable à l'efficacité de la charge (sur la figure 7, on voit que plus VE est grand, plus Θj augmente), alors qu'elle est défavorable pour un missile de défense à attaque frontale.

Claims (13)

  1. Système de défense antiaérien susceptible d'intercepter des engins aériens à grande vitesse (3), comportant une installation de commande fixe (1) et des missiles (2) de défense, ladite installation fixe (1) comprenant :
    des moyens (4,5) de détection desdits engins aériens (3) ;
    des moyens de trajectographie (6) pour déterminer la trajectoire d'approche (T) et la vitesse d'un tel engin aérien (3), détecté par lesdits moyens de détection (4, 5) ;
    des moyens de calcul (7) pour déterminer une trajectoire d'interception (t) que doit suivre l'un desdits missiles de défense (2) pour intercepter ledit engin aérien détecté (3) ;
    des moyens (10) pour le lancement dudit missile de défense (2) ;
    des moyens (8) de guidage dudit missile de défense (2) ; et
    des moyens (9,11) de liaison avec ledit missile de défense (2), tandis que chacun desdits missiles de défense (2) comporte un système propulseur (20), au moins une charge militaire (21), une centrale inertielle (22), un autodirecteur (26), des organes de pilotage (23), des moyens de liaison (22) avec ladite installation de commande fixe (1) et un générateur d'ordres de pilotage (25), élaborant lesdits ordres de pilotage à partir des informations émises par lesdits moyens de guidage (8) prévus dans ladite installation de commande fixe et à partir des informations délivrées par ledit autodirecteur (26),
    caractérisé en ce que :
    au point (F) commun à la trajectoire d'approche (T) dudit engin aérien (3) et à la trajectoire d'interception (t) dudit missile de défense (2), ladite trajectoire d'interception est transversale à la trajectoire d'approche ;
    l'axe central (AD) dudit autodirecteur (26) est incliné latéralement par rapport à l'axe (L-L) dudit missile de défense (2) ;
    lesdits moyens de calcul (7) estiment l'instant auquel ledit autodirecteur (26) accroche ledit engin aérien ;
    ledit missile de défense (2) est stabilisé en roulis, de façon que ledit axe central (AD) dudit autodirecteur soit disposé du côté dudit engin aérien (3) ; et
    au plus tard à l'instant estimé de l'accrochage de l'engin aérien (3) par l'autodirecteur (26) du missile de défense (2), l'axe central (AD) dudit autodirecteur (26) se trouve dans le plan (CFD) défini par la position (C) du missile (2) à cet instant, ledit point commun (F) et ledit point (D) correspondant à la position dudit engin aérien (3) à cet instant, ce dernier plan (CFD) servant de plan de référence pour la stabilisation en roulis dudit missile de défense (2).
  2. Système de défense antiaérien selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (7) déterminant la trajectoire d'interception (t) dudit missile de défense (2) :
    commencent par déterminer ledit point (F) commun auxdites trajectoires d'interception et d'approche (t,T) ; puis
    déterminent, dans le plan vertical (AHF) passant par ledit point commun (F) et par l'emplacement (A) dudit missile de défense (2) au sol, ladite trajectoire d'interception (t) dudit missile de défense (2) à partir des trois paramètres suivants :
    la distance verticale (Z) séparant ledit point commun (F) de sa projection horizontale (H) sur le sol (G) ;
    la distance horizontale (X) séparant ledit emplacement au sol (A) du missile de défense (2) de ladite projection horizontale (H) dudit point commun (F) ; et
    l'angle (α) que fait avec l'horizontale l'intersection (tg) dudit plan vertical (AHF) avec le plan (π) normal à ladite trajectoire d'approche (T) dudit engin aérien (3), audit point commun (F).
  3. Système de défense antiaérien selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (7) :
    déterminent, à l'aide desdits trois paramètres (Z, X, α), le temps d'interception (DI) nécessaire audit missile de défense (2) pour parcourir ladite trajectoire d'interception (t) entre ledit emplacement au sol (A) du missile de défense (2) et ledit point (F) commun auxdites trajectoires d'interception et d'approche (t,T) ;
    calculent en continu le temps de vol (DV) nécessaire audit engin aérien (3) pour atteindre ledit point commun (F), à partir de sa position actuelle, en suivant ladite trajectoire d'approche (T) ; et
    actionnement lesdits moyens (10) de lancement dudit missile (2) pour que lesdits moyens (10) effectuent le tir de lancement de celui-ci lorsque ledit engin aérien (3) atteint le point (B) de ladite trajectoire d'approche pour lequel la valeur dudit temps de vol (DV) devient égal audit temps d'interception (DI).
  4. Missile de défense antiaérien, adapté au système de défense de la revendication 1 pour intercepter par le travers des engins aériens à grande vitesse, comportant un engin propulseur (20), au moins une charge militaire (21), une centrale inertielle (22), un autodirecteur (26), des organes de pilotage (23) et un générateur d'ordres de pilotage (25),
    caractérisé en ce que l'axe central (AD) audit autodirecteur (26) est incliné latéralement par rapport à l'axe (L-L) dudit missile (2) et en ce que la valeur (Θ1) de l'angle d'inclinaison latérale de l'axe central (AD) dudit autodirecteur (26) par rapport à l'axe (L-L) dudit missile est choisie de façon que sa tangente soit au moins approximativement égale au rapport entre la vitesse de l'engin aérien à intercepter et la vitesse dudit missile de défense.
  5. Missile selon la revendication 4,
    caractérisé en ce que ladite valeur (Θ1) de l'angle d'inclinaison latéral de l'axe central (AD) de l'autodirecteur est au moins approximativement égale à 60 degrés.
  6. Missile selon l'une des revendications 4 ou 5,
    caractérisé en ce que l'axe central (AD) dudit autodirecteur est orientable autour de sa position médiane correspondant à ladite valeur (Θ1).
  7. Missile selon la revendication 6,
    caractérisé en ce que ledit axe central (AD) de l'autodirecteur (26) est orientable à l'intérieur d'un cône, dont l'axe est formé par ladite position médiane.
  8. Missile selon l'une des revendications 4 à 7,
    caractérisé en ce que ladite charge militaire (21) est apte à projeter latéralement une gerbe d'éclats, du côté opposé audit axe central (AD) de l'autodirecteur (26).
  9. Missile selon la revendication 8 ,
    caractérisé en ce que la direction centrale (I) de ladite gerbe d'éclats est au moins sensiblement perpendiculaire à l'axe dudit missile.
  10. Missile selon l'une des revendications 4 à 9, comportant de plus une fusée de proximité (29) pour détecter un tel engin et commander ladite charge militaire,
    caractérisé en ce que ladite fusée de proximité (29) forme un front de détection (FP) en forme de nappe plane, inclinée latéralement par rapport à l'axe (L-L) dudit missile, du même côté que l'axe central (AD) dudit autodirecteur (26).
  11. Missile selon la revendication 10,
    caractérisé en ce que l'angle d'inclinaison latérale (Θ2) du front de détection (FP) de ladite fusée de proximité par rapport à l'axe du missile est au moins approximativement égal à 30 degrés.
  12. Missile selon l'une des revendications 4 à 11,
    caractérisé en ce que ledit autodirecteur (26) est disposé dans une partie intermédiaire dudit missile (2).
  13. Missile selon la revendication 12,
    caractérisé en ce qu'il ne comporte pas de radôme avant et en ce que sa partie avant est pointue et effilée.
EP94402386A 1993-11-25 1994-10-24 Système de défense antiaérien et missile de défense pour un tel système Expired - Lifetime EP0655599B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9314082 1993-11-25
FR9314082A FR2712972B1 (fr) 1993-11-25 1993-11-25 Système de défense antiaérien et missile de défense pour un tel système.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0655599A1 EP0655599A1 (fr) 1995-05-31
EP0655599B1 true EP0655599B1 (fr) 1998-07-08

Family

ID=9453208

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP94402386A Expired - Lifetime EP0655599B1 (fr) 1993-11-25 1994-10-24 Système de défense antiaérien et missile de défense pour un tel système

Country Status (8)

Country Link
US (1) US5464174A (fr)
EP (1) EP0655599B1 (fr)
JP (1) JP3630181B2 (fr)
CA (1) CA2134578C (fr)
DE (1) DE69411514T2 (fr)
ES (1) ES2119983T3 (fr)
FR (1) FR2712972B1 (fr)
IL (1) IL111419A (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106643298A (zh) * 2016-11-29 2017-05-10 北京宇航系统工程研究所 一种基于预置命中点的大气层内反导拦截器中制导方法

Families Citing this family (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4442134A1 (de) * 1994-11-26 1996-05-30 Bodenseewerk Geraetetech Lenkschleife für Flugkörper
US6279482B1 (en) 1996-07-25 2001-08-28 Trw Inc. Countermeasure apparatus for deploying interceptor elements from a spin stabilized rocket
US5710423A (en) * 1996-09-27 1998-01-20 Mcdonnell Douglas Corporation Exo-atmospheric missile intercept system employing tandem interceptors to overcome unfavorable sun positions
US5862496A (en) * 1996-10-01 1999-01-19 Mcdonnell Douglas Corporation Method of computing divert velocity for the ground-based interceptor using numerical partial derivatives
US5866837A (en) * 1997-06-18 1999-02-02 Mcdonnell Douglas Corporation Method for safe flight testing of high velocity interceptor missiles
IL125455A (en) 1998-07-22 2003-12-10 Rafael Armament Dev Authority System for destroying enemy ballistic missiles
DE19847091A1 (de) * 1998-10-13 2000-04-20 Diehl Stiftung & Co Verfahren zum Schützen eines Objektes gegen die Einwirkung eines schnellen Projektiles
AUPQ524000A0 (en) * 2000-01-24 2000-06-15 Metal Storm Limited Anti-missile missiles
DE10024320C2 (de) * 2000-05-17 2002-09-05 Diehl Munitionssysteme Gmbh Radareinrichtung für den Objekt-Selbstschutz
KR20020083049A (ko) * 2001-04-25 2002-11-01 서정수 요격용 미사일
US6677571B1 (en) * 2001-04-26 2004-01-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Rocket launch detection process
GB2380244B (en) * 2001-08-13 2006-02-15 Joseph Zabrana Michael Automated Sound Missile and Associated Defence System
US6527222B1 (en) * 2001-09-18 2003-03-04 Richard T. Redano Mobile ballistic missile detection and defense system
US6584879B2 (en) * 2001-11-14 2003-07-01 Northrop Grumman Corporation System and method for disabling time critical targets
ATE310225T1 (de) * 2001-11-23 2005-12-15 Contraves Ag Verfahren und vorrichtung zum beurteilen der richtfehler eines waffensystems und verwendung der vorrichtung
ATE284526T1 (de) * 2001-11-23 2004-12-15 Contraves Ag Verfahren und vorrichtung zum beurteilen von richtfehlern eines waffensystems und verwendung der vorrichtung
IL149683A0 (en) * 2002-05-15 2003-07-31 Rafael Armament Dev Authority Method and system for detecting and determining successful interception of missiles
US6738012B1 (en) * 2003-05-02 2004-05-18 Honeywell Industrial Inc. Protecting commercial airliners from man portable missiles
US6796213B1 (en) * 2003-05-23 2004-09-28 Raytheon Company Method for providing integrity bounding of weapons
US6980152B2 (en) * 2003-07-03 2005-12-27 Textron Systems Corporation Externally cued aircraft warning and defense
US6825792B1 (en) 2003-10-06 2004-11-30 Howard Letovsky Missile detection and neutralization system
US7066427B2 (en) * 2004-02-26 2006-06-27 Chang Industry, Inc. Active protection device and associated apparatus, system, and method
US7104496B2 (en) * 2004-02-26 2006-09-12 Chang Industry, Inc. Active protection device and associated apparatus, system, and method
DE102004037235A1 (de) * 2004-07-31 2006-03-23 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren zum Schützen einer Immobilie gegen ein angreifendes Projektil
DE102004038264A1 (de) * 2004-08-06 2006-03-16 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Selbstschutz-Verfahren gegen die Bedrohung durch ein angreifendes Projektil
IL163450A (en) * 2004-08-10 2009-12-24 Rafael Advanced Defense Sys Guided missile with distributed guidance mechanism
US7264198B2 (en) * 2004-12-13 2007-09-04 Lockheed Martin Corporation Time-to-go missile guidance method and system
US7387060B1 (en) * 2005-05-17 2008-06-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Rocket exhaust defense system and method
US8130137B1 (en) 2005-07-26 2012-03-06 Lockheed Martin Corporation Template updated boost algorithm
US7473876B1 (en) * 2006-05-09 2009-01-06 Lockheed Martin Corporation Boost phase intercept missile fire control system architecture
US7511252B1 (en) * 2006-05-09 2009-03-31 Lockheed Martin Corporation Multihypothesis threat missile propagator for boost-phase missile defense
US7755011B2 (en) * 2006-06-23 2010-07-13 Lockheed Martin Corporation Target maneuver detection
WO2008029392A2 (fr) * 2006-09-03 2008-03-13 E.C.S. Engineering Consulting Services-Aerospace Ltd. Procédé et système de défense contre des roquettes et des missiles arrivant
US8134103B2 (en) * 2006-12-27 2012-03-13 Lockheed Martin Corporation Burnout time estimation and early thrust termination determination for a boosting target
US8288696B1 (en) * 2007-07-26 2012-10-16 Lockheed Martin Corporation Inertial boost thrust vector control interceptor guidance
DE102007049438B4 (de) * 2007-10-16 2018-10-31 Mbda Deutschland Gmbh Verfahren zur Abwehr von ballistischen Geschossen mit Hilfe von Lenkflugkörpern
US7875837B1 (en) * 2008-01-09 2011-01-25 Lockheed Martin Corporation Missile tracking with interceptor launch and control
US7953524B1 (en) * 2008-02-29 2011-05-31 Rockwell Collins, Inc. Navigation through reception of a remote position fix via data link
JP2009300063A (ja) * 2008-06-10 2009-12-24 Haruo Wakabayashi 飛行体捕捉システムおよび飛行体捕捉方法
JP5224934B2 (ja) * 2008-06-25 2013-07-03 株式会社東芝 飛翔体、飛翔体の飛翔方法及びコンピュータプログラム
US8173946B1 (en) * 2008-08-26 2012-05-08 Raytheon Company Method of intercepting incoming projectile
US8063347B1 (en) * 2009-01-19 2011-11-22 Lockheed Martin Corporation Sensor independent engagement decision processing
US8380367B2 (en) * 2009-03-26 2013-02-19 The University Of North Dakota Adaptive surveillance and guidance system for vehicle collision avoidance and interception
GB2479211B (en) * 2010-03-31 2014-07-23 Qinetiq Ltd System for the detection of incoming munitions
CN101982720B (zh) * 2010-09-29 2012-11-14 北京机械设备研究所 一种低空慢速小目标的拦截方法
CN102087082B (zh) * 2010-11-22 2013-05-08 北京机械设备研究所 一种基于射表拟合的低空慢速小目标拦截方法
US8963765B1 (en) * 2010-12-14 2015-02-24 Lockheed Martin Corporation System and method for detecting use of booster rockets by ballistic missiles
CN103134387B (zh) * 2011-11-29 2014-10-15 北京航天长峰科技工业集团有限公司 一种低空慢速小目标探测与拦截系统标定方法
US9316733B2 (en) * 2012-01-04 2016-04-19 Farrokh Mohamadi W-band, ultra-wide band (UWB) trajectory detector
CN103575167B (zh) * 2013-11-07 2014-12-03 北京机械设备研究所 一种民用拦截弹弹道修正方法
RU2611683C2 (ru) * 2014-12-12 2017-02-28 Николай Евгеньевич Староверов Система преодоления противоракетной обороны противника, алгоритм её работы и боеголовка для неё
CN111369832B (zh) * 2019-12-27 2021-07-16 中国人民解放军海军大连舰艇学院 一种单艘区域舰空导弹舰艇纵横向水平机动掩护单艘邻舰方法

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH401703A (de) * 1961-09-08 1965-10-31 Siemens Ag Albis Einrichtung zur selbsttätigen Regelung der Bewegung eines selbstgelenkten Flugkörpers nach einem Ziel
US4087061A (en) * 1972-05-08 1978-05-02 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Wide angle seeker
US3964695A (en) * 1972-10-16 1976-06-22 Harris James C Time to intercept measuring apparatus
US3924826A (en) * 1974-12-20 1975-12-09 Us Air Force Rotatable window means
US5112006A (en) * 1975-03-12 1992-05-12 The Boeing Company Self defense missile
US4098191A (en) * 1976-07-09 1978-07-04 Motorola, Inc. Passive optical proximity fuze
US4848239A (en) * 1984-09-28 1989-07-18 The Boeing Company Antiballistic missile fuze
DE3608108C1 (de) * 1986-03-12 1990-06-07 Diehl Gmbh & Co Verfahren zur Abwehr von Flugobjekten
US4925129A (en) * 1986-04-26 1990-05-15 British Aerospace Public Limited Company Missile defence system
US5080300A (en) * 1989-12-07 1992-01-14 Hughes Aircraft Company Launcher control system for surface launched active radar missiles
DE4018198C2 (de) * 1990-03-12 2000-04-20 Daimlerchrysler Aerospace Ag Lenkverfahren für Geschosse und Anordnungen zur Durchführung des Verfahrens
FR2671193B1 (fr) * 1990-12-28 1994-03-25 Thomson Brandt Armements Procede et dispositif de detection de proximite sectorielle d'une cible, et munition utilisant le dispositif.
US5368254A (en) * 1993-03-16 1994-11-29 Hughes Aircraft Company Optical imaging system including generally conical, transparent protective dome and optically refractive fixed corrector for reversing conical deformation created by viewing through the dome

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106643298A (zh) * 2016-11-29 2017-05-10 北京宇航系统工程研究所 一种基于预置命中点的大气层内反导拦截器中制导方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP0655599A1 (fr) 1995-05-31
FR2712972B1 (fr) 1996-01-26
US5464174A (en) 1995-11-07
ES2119983T3 (es) 1998-10-16
IL111419A (en) 1998-02-22
FR2712972A1 (fr) 1995-06-02
CA2134578A1 (fr) 1995-05-26
IL111419A0 (en) 1995-01-24
DE69411514T2 (de) 1998-12-10
DE69411514D1 (de) 1998-08-13
JPH07190695A (ja) 1995-07-28
CA2134578C (fr) 2005-05-24
JP3630181B2 (ja) 2005-03-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0655599B1 (fr) Système de défense antiaérien et missile de défense pour un tel système
EP0081421B1 (fr) Méthode de guidage terminal et missile guidé opérant selon cette méthode
EP1891393B1 (fr) Procede de protection antimissiles de vehicules et dispositif de mise en oeuvre
US20090314878A1 (en) Method and system for defense against incoming rockets and missiles
US4399962A (en) Wobble nose control for projectiles
EP0273787B1 (fr) Mine à tir indirect d'attaque de véhicule blindé
FR3041744A1 (fr) Projectile d'artillerie ayant une phase pilotee.
FR2695467A1 (fr) Procédé de neutralisation de cible aérienne évoluant à l'aide de pales et système et projectile pour la mise en Óoeuvre de ce procédé.
FR2940246A1 (fr) Dispositif de tir de munition a partir d'un drone arme
FR2657687A1 (fr) Munition anti-char et son procede d'utilisation.
EP0800054A1 (fr) Projectile dont la charge explosive est déclenchée au moyen d'un désignateur de cible
EP1600728B1 (fr) Engin volant pour l'observation du sol
EP1093561B1 (fr) Dispositif d'autoprotection passive pour engin mobile tel qu'un helicoptere
FR2679023A1 (fr) Procede et dispositif pour combattre un objectif immerge.
FR2567993A1 (fr) Munition a charge explosive
FR2578665A1 (fr) Procede de pilotage d'un missile a faible vitesse, systeme d'arme et missile pour la mise en oeuvre du procede
EP0062563B1 (fr) Procédé de pilotage en facteur de charge d'un missile et systèmes d'armes correspondants
EP0610129B1 (fr) Procédé de lancement et de contrÔle, à partir d'un véhicule mobile, d'un projectile non guidé verticalement et à trajectoire freinée
EP0482970B1 (fr) Dispositif pour imprimer une trajectoire infléchie latéralement à un projectile lancé à partir d'un engin aérien
JP5506581B2 (ja) 航空機防御装置
KR20230171331A (ko) 비행체 후방 방어 시스템
BE901258A (fr) Methode d'acquisition d'une cible par un projectile guide et projectile operant selon cette methode.
FR2674952A1 (fr) Guidage pour obus stabilise par rotation non empenne ni aile avec stabilisation de la trajectoire par tuyere tractrice a effet differentiel.
EP0245565B1 (fr) Procédé de pilotage d'un missile à faible vitesse, système d'arme et missile pour la mise en oeuvre du procédé
BE898786A (fr) Dispositif monte sur engins porteurs d'armes volant a basse altitude pour la lutte contre des objectifs terrestres

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): BE CH DE ES GB GR IT LI NL PT SE

17P Request for examination filed

Effective date: 19950619

17Q First examination report despatched

Effective date: 19961220

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): BE CH DE ES GB GR IT LI NL PT SE

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 19980708

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: NV

Representative=s name: JOHN P. MUNZINGER INGENIEUR-CONSEIL

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 19980710

REF Corresponds to:

Ref document number: 69411514

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19980813

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 19981008

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2119983

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed
REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: IF02

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PCAR

Free format text: JOHN P. MUNZINGER C/O CRONIN INTELLECTUAL PROPERTY;CHEMIN DE PRECOSSY 31;1260 NYON (CH)

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CH

Payment date: 20070920

Year of fee payment: 14

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Payment date: 20071016

Year of fee payment: 14

Ref country code: ES

Payment date: 20071025

Year of fee payment: 14

Ref country code: DE

Payment date: 20070928

Year of fee payment: 14

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Payment date: 20071029

Year of fee payment: 14

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Payment date: 20071008

Year of fee payment: 14

Ref country code: BE

Payment date: 20071011

Year of fee payment: 14

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20071024

Year of fee payment: 14

BERE Be: lapsed

Owner name: *AEROSPATIALE SOC. NATIONALE INDUSTRIELLE

Effective date: 20081031

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

EUG Se: european patent has lapsed
GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20081024

NLV4 Nl: lapsed or anulled due to non-payment of the annual fee

Effective date: 20090501

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20090501

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20081024

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20090501

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: BE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20081031

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20081031

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20081031

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20081024

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FD2A

Effective date: 20081025

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20081025

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20081025