EP0794404B1 - Verfahren und Vorrichtung zum Leiten eines Flugkörpers zu einem Ziel - Google Patents

Verfahren und Vorrichtung zum Leiten eines Flugkörpers zu einem Ziel Download PDF

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EP0794404B1
EP0794404B1 EP19970400357 EP97400357A EP0794404B1 EP 0794404 B1 EP0794404 B1 EP 0794404B1 EP 19970400357 EP19970400357 EP 19970400357 EP 97400357 A EP97400357 A EP 97400357A EP 0794404 B1 EP0794404 B1 EP 0794404B1
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flying object
target
image
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load factor
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Frédéric Naccache
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Aerospatiale Matra
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Aerospatiale Matra
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    • 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
    • F41G7/2253—Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target
    • 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
    • F41G7/2293—Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves

Definitions

  • the present invention relates to a method for guiding a body flying towards a target, located on the territory overflown by said flying body, as well as a device for the implementation of this process.
  • the present invention applies more particularly to a missile, for example a missile anti-tank, with an image sensor which observes, towards the bottom and towards the front of the missile, following a line of referred to, said territory overflown.
  • the image sensor relates to a sensor which restores, in the form of an image, a vision of reality.
  • the line of sight of said image sensor is held fixed, in the position to be stuck, relative to the missile, during the target search phase, and at less until the latter is detected.
  • a target search mode is implemented, in particular on missiles equipped with image sensors with infrared or visible radiation.
  • the missile After detection of the target, the missile is generally aligned with said target and then it is guided directly on the latter, often by autoguiding.
  • Such alignment of the missile on the target causes the exit of the target of the field of view of the image sensor, if the line of sight of the latter is maintained in its initial position, at to prick, relative to the longitudinal axis of the missile so that in this case the missile can no longer receive information said target image sensor, which makes it impossible to precisely guide said missile, in particular by autoguiding.
  • Document FR-2 226 066 discloses a control device for aerial vehicles, comprising a search head which produces a control pulse as a function of the line speed of rotation pointing and an adjusting member controlled by this control pulse, to cause a transverse acceleration of the machine.
  • the craft is controlled in two phases, one of which corresponds to navigation proportional and the other of which corresponds to the control of an acceleration maximum transverse.
  • This known document further recommends make the emission of the control pulse on the regulator variable depending on the antenna deflection angle, in the direction of a reduction in transverse acceleration for large deflection angles, in such a way that for said large deflection angles which include the danger of bringing the antenna into abutment, a more low transverse acceleration as required by the normal law of deviation.
  • a system autoguiding for a flying machine comprising detection means of a target, an accelerometric device and means of development a steering force applied to the machine by means of actuators acting on control surfaces.
  • said detection means include an optical system associated with at least one bar provided with a plurality of infrared detectors. Said bar may present a predetermined and fixed angle relative to the axis of the machine so that the line of sight of said detection means is fixed relative to the longitudinal axis of said machine.
  • the object of the present invention is to remedy the drawbacks cited above. It relates to a method for guiding, in a precise manner and little expensive, a flying body, in particular a missile, towards a target located on the territory overflown by the flying body, said process presenting two phases, one of which corresponds to the control of a load factor maximum, said flying body comprising an image sensor which observes, downwards and forwards of the flying body, along a line of sight, said overflown territory.
  • said first order is a load factor order of the flying body, applying a control load factor.
  • control load factor can be produced according to different embodiments.
  • the angle ⁇ is determined from of measurements made by an image tracker, on an image taken by said image sensor.
  • said first control order is an order of control of the longitudinal attitude of the flying body, applying a longitudinal control plate.
  • said flying body is guided using control surfaces, and said longitudinal control trim and said corrective acceleration are calculated and applied each by means of a specific control loop, advantageously, the said means are operated in parallel control loops so as to obtain two separate orders steering wheel control that we apply simultaneously with the control surfaces of said flying body.
  • Figure 1 schematically illustrates the guidance according to the invention of a body flying towards a target.
  • Figure 2 shows the projection on a vertical plane of the representation of figure 1.
  • Figure 3 is a block diagram of a conforming device to the invention.
  • FIG. 4 schematically illustrates a first mode of realization of calculation means, for the implementation of the invention according to a first embodiment.
  • FIG. 5 schematically illustrates a second mode of realization of calculation means, for the implementation of the invention according to said first embodiment.
  • FIG. 6 schematically illustrates a third mode of realization of calculation means, for the implementation of the invention according to said first embodiment.
  • FIG. 7 schematically illustrates calculation means, for implementing the invention according to a second mode of implementation.
  • the device 1 according to the invention is mounted on a flying body M, for example a missile, for guiding said flying object M towards a target C, for example a tank with destroy, illustrated by a point in Figures 1 and 2.
  • a flying body M for example a missile
  • a target C for example a tank with destroy
  • K tg ⁇ o
  • tg ⁇ o representing the tangent of the angle ⁇ o
  • K tg ⁇ cible - tg ⁇ mis 1+ (tg ⁇ cible. Tg ⁇ mis)
  • tg ⁇ mis tg ⁇ cible - K 1+ (K.tg ⁇ target) .
  • calculation means 6, 7 and 8 represented respectively in FIGS. 4 to 6 calculate, according to three different embodiments, the factor of chargeco command load, using said expression (1).
  • the calculation means 7 also include said elements 11, 14 and 16, but they further comprise elements 20, 21 and 22 to determine in real time the gain K and integrate it in the calculation of the load factor of ⁇ co order.
  • said element 20 is an integration element which integrates the speed ⁇ ⁇ of movement of the target C on an image taken by the image sensor 2 so as to obtain a value ⁇ representative of the displacement of the target C in the image.
  • said speed ⁇ ⁇ is directly extracted from the image by an image follower 23 which is connected to the image sensor 2 by a link 24 and which transmits said value to user devices, like the integration element 20, by a link 25.
  • Element 21 is also an integration element intended to integrate the angular velocity ⁇ ⁇ ex executed by the body flywheel M, received by a link 27 of a measuring means appropriate gyrometric, which is for example integrated in the device 13, so as to obtain the value ⁇ ex of the trim longitudinal executed by the flying body M.
  • Said calculation element 22 transmits, also in time real, the value K thus determined, by a link 30, at the calculation element 16 which then calculates the factor of ⁇ co order load, as indicated above, from of the above expression (1).
  • This corrective acceleration ⁇ 1 provides only one order whose sole purpose is to compensate for imperfections in the execution of the control load factor ⁇ co, in particular due to the existence of delays, time response, bias and / or noise. Indeed, if the order ⁇ co was perfectly executed, adding this corrective acceleration ⁇ 1 would be useless, since the target C would then be kept fixed in the image.
  • Said calculation means 8 also include an element computation 34 which sums the load factor of command ⁇ co and corrective acceleration ⁇ 1, received respectively via links 35 and 36, and which transmits the result by a link 37 which is, by example, connected to link 5 in Figure 3.
  • a corrective acceleration ⁇ 2 generating an action intended to oppose such a displacement of the target C in the image.
  • said longitudinal control trim ⁇ co and said corrective acceleration ⁇ 2 are calculated at from specific control loops, which have been shown only the loop parts BC1 and BC2 which are integrated into said calculation means 9.
  • Each of said loop parts BC1 and BC2 calculates a turning order of unrepresented control surfaces of the body steering wheel M, as specified below.
  • This speed V is transmitted to said calculation element 61 by known means not shown.
  • the difference ( ⁇ zex- ⁇ aux) is calculated by a calculation element 62 connected by links 56 and 63 to calculation elements 54 and 61.
  • the compensations used are values ⁇ aux and ⁇ ⁇ aux above, because we do not have direct access gyrometric and accelerometric values executed by the flying body, in response to a command from the loop part BC1.
  • the trajectory T has two relative parts T1 and T2 respectively to said aforementioned first and second phases of guidance.
  • the second phase begins when the flying body M is located at a horizontal distance d from the reference point O along the axis OX, as shown in FIG. 1.
  • the invention provides two different embodiments.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Claims (22)

  1. Verfahren zur Lenkung eines Flugkörpers (M), insbesondere einer Rakete, auf ein Ziel (C) zu, das sich auf dem von dem genannten Flugkörper überflogenen Gelände befindet, wobei das genannte Verfahren zwei Phasen aufweist, von denen eine der Steuerung eines maximalen Lastfaktors entspricht und der genannte Flugkörper (M) einen Bildsensor (2) umfasst, der nach unten und nach vorn in Bezug auf den Flugkörper (M) entlang einer optischen Achse (LV) das genannte überflogene Gelände (S) beobachtet,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Annäherung an das Ziel (C)
    in einer ersten Phase, die beginnt, wenn das Ziel (C) in einem von dem Bildsensor (2) erzeugten Bild entdeckt wird:
    der Winkel, der nicht gleich Null ist (o), zwischen der optischen Achse (LV) des Bildsensors (2) und der Längsachse (AL) des genannten Flugkörpers (M) konstant gehalten wird, und
    dem Flugkörper (M) eine Flugbahn vorgegeben wird, so dass das Ziel fest im Bild gehalten wird, dann
    in einer zweiten Phase, die beginnt, wenn der maximale Lastfaktor, der auf den Flugkörper (M) angewandt werden kann, dem Lastfaktor entspricht, der auf den Flugkörper (M) angewandt werden muss, um die genannte Flugbahn (T) zu krümmen, damit das genannte Ziel (C) erreicht wird, der genannte Flugkörper (M) direkt auf das genannte Ziel (C) zugelenkt wird, indem der maximale Lastfaktor angewandt wird.
  2. Verfahren gemäß Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass in der genannten ersten Phase zur Lenkung des genannten Flugkörpers (M) entlang der genannten vorgegebenen Flugbahn (T)
    folgendes berechnet wird:
    ein erster Steuerbefehl zur Lenkung des genannten Flugkörpers (M) in einer senkrechten Bezugsebene (OXZ), die durch den genannten Flugkörper (M) und das genannte Ziel (C) verläuft, und
    ein zweiter Steuerbefehl zur Lenkung des genannten Flugkörpers (M) in der waagerechten Ebene (OXY), und
    auf den genannten Flugkörper (M) der so berechnete genannte erste und der genannte zweite Steuerbefehl angewandt werden.
  3. Anspruch gemäß Anspruch 2,
    dadurch gekennzeichnet, dass der genannte erste Steuerbefehl ein Steuerbefehl des Lastfaktors des Flugkörpers (M) ist, der einen Steuerlastfaktor (Γco) anwendet.
  4. Verfahren gemäß Anspruch 3,
    dadurch gekennzeichnet, dass der Steuerlastfaktor Γco auf der Grundlage folgender Ausdrücke berechnet wird:
    Figure 00350001
    in denen:
    K ein Verstärkungswert ist;
    x der Abstand zwischen dem Flugkörper (M) und einem Bezugspunkt (0) in einer waagerechten Richtung (OX) der genannten senkrechten Bezugsebene (OXZ) ist;
    z der Abstand zwischen dem Flugkörper (M)und dem genannten Bezugspunkt (0) in einer senkrechten Richtung (OZ) der genannten senkrechten Bezugsebene (OXZ) ist;
    xc der Abstand zwischen dem Ziel (C) und dem genannten Bezugspunkt (0) in der genannten waagerechten Richtung (OX) ist und einen konstanten Wert besitzt; und
    V der Wert der Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers (M) auf die genannte senkrechte Bezugsebene (OXZ) ist.
  5. Verfahren gemäß Anspruch 4,
    dadurch gekennzeichnet, dass zur Berechung des genannten Steuerlastfaktors Γco folgendes verwendet wird:
    für die Verstärkung K ein vordefinierter konstanter Wert und
    für die Entfernungen x und z des Flugkörpers (M) Werte, die auf der Grundlage von am genannten Flugkörper (M) durchgeführten Beschleunigungsmessungen ermittelt wurden.
  6. Verfahren gemäß Anspruch 4,
    dadurch gekennzeichnet, dass zur Berechung des genannten Steuerlastfaktors Γco
    die Verstärkung K auf der Grundlage der Gleichung K= tg(α-Θex) berechnet wird, in der:
    α die Winkelposition des Ziels (C) in dem vom Bildsensor (2) aufgenommenen Bild darstellt und
    Θex der Wert der vom Flugkörper (M) ausgeführten Wert der Längstrimmung ist, und
    die Entfernungen x und z des Flugkörpers auf der Grundlage von Beschleunigungsmessungen ermittelt werden, die an dem genannten Flugkörper (M) durchgeführt wurden.
  7. Verfahren gemäß Anspruch 6,
    dadurch gekennzeichnet, dass der Winkel α auf der Grundlage von Messungen ermittelt wird, die von einem Bildsucher (23) auf einem von dem genannten Bildsensor (2) aufgenommenen Bild vorgenommen wurden.
  8. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 3 bis 7,
    dadurch gekennzeichnet, dass außerdem:
    eine Korrekturbeschleunigung (Γ1) berechnet wird, die eine Aktion bewirken kann, die der Bewegung des Ziels (C) auf dem Bild entgegenwirkt, und
    die so berechnete Korrekturbeschleunigung (Γ1) zum Steuerlastfaktor (Γco), der auf den Flugkörper (M) anzuwenden ist, hinzugefügt wird.
  9. Verfahren gemäß Anspruch 8,
    dadurch gekennzeichnet, dass die genannte Korrekturbeschleunigung Γ1 auf der Grundlage des folgenden Ausdrucks berechnet wird: Γ1 = a·α·Vr, in der
    a eine Konstante ist;
    α ˙ die Geschwindigkeit der Winkelverschiebung des Ziels (C) im Bild ist, und
    Vr die Annäherungsgeschwindigkeit des Flugkörpers (M) an das Ziel (C) ist.
  10. Verfahren gemäß Anspruch 2,
    dadurch gekennzeichnet, dass der genannte erste Steuerbefehl ein Steuerbefehl der Längstrimmung des Flugkörpers ist, der eine Steuerlängstrimmung (Θco) anwendet.
  11. Verfahren gemäß Anspruch 10,
    dadurch gekennzeichnet, dass in der genannten ersten Phase zusätzlich zur genannten Steuerlängstrimmung (Θco) eine Korrekturbeschleunigung (Γ2) berechnet und auf den genannten Flugkörper angewandt wird, die eine Aktion bewirkt, die einer eventuellen Bewegung des Ziels (C) auf dem Bild entgegenwirkt.
  12. Verfahren gemäß Anspruch 11, wobei der genannte Flugkörper (M) mit Hilfe von Steuerflächen gelenkt wird und die genannte Steuerlängstrimmung (Θco) und die genannte Korrekturbeschleunigung (Γ2) berechnet und jede mittels einer speziellen Steuerschleife (BC1, BC2) angewandt wird,
    dadurch gekennzeichnet, dass man die genannten Steuerschleifen (BC1, BC2) parallel funktionieren lässt, so dass man zwei getrennte Befehle (τco1. τco2) zum Ausschlag der Steuerflächen des Flugkörpers (M) erhält, die man gleichzeitig auf die Steuerflächen des genannten Flugkörpers (M) anwendet.
  13. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 11 oder 12,
    dadurch gekennzeichnet, dass zur Berechnung der Korrekturbeschleunigung (Γ2) die Winkelgeschwindigkeit und die Beschleunigung des Flugkörpers berücksichtigt werden, die durch die Anwendung der Steuerlängstrimmung (Θco), die gleichzeitig auf die genannte Korrekturbeschleunigung (Γ2) anzuwenden ist, erzeugt worden sein können.
  14. Verfahren gemäß Anspruch 13,
    dadurch gekennzeichnet, dass die genannte Winkelgeschwindigkeit Θ ˙Hilfs und die genannte Beschleunigung ΓHilfs auf der Grundlage der folgenden Ausdrücke berechnet werden:
    Figure 00380001
    in denen
    Θ ˙co die Winkelgeschwindigkeit ist, die man ausgehend von der Steuerlängstrimmung (Θco) erhalten hat, und
    V der Wert der Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers (M) auf die genannte senkrechte Bezugsebene (OXZ) ist.
  15. Verfahren nach einem beliebigen der Ansprüche 1 bis 14,
    dadurch gekennzeichnet, dass man die genannte zweite Phase beginnen lässt, wenn die Ableitung ε ˙ in Bezug auf die Zeit des tatsächlichen Abstandsmesswerts gleich einem Maximalwert ε ˙max wird, der die folgende Gleichung bestätigt: εmax = (Γmax-A) / (B.V), in der
    A und B zwei vorher festgelegte Konstanten sind;
    Γmax der genannte maximale Lastfaktor ist; und
    V der Wert der Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers (M) auf die genannte senkrechte Bezugsebene (OXZ) ist.
  16. Verfahren nach einem beliebigen der Ansprüche 1 bis 14,
    dadurch gekennzeichnet, dass man die genannte zweite Phase beginnen lässt, wenn die Steuerlängstrimmung (Θco) gleich einem Grenzwert der Längstrimmung wird, der durch Anwendung des genannten maximalen Lastfaktors auf den genannten Flugkorper (M) erzielt wurde, wobei die Zeitkonstante des Versetzens des Flugkörpers (M) in eine Schwenkbewegung berücksichtigt wurde.
  17. Vorrichtung zur Anwendung des in einem beliebigen der Ansprüche 1 bis 16 spezifizierten Verfahrens, wobei die genannte Vorrichtung (1) an Bord eines Flugkörpers (M) montiert ist und folgendes umfasst:
    einen Bildsensor (2), um entlang einer optischen Achse (LV) Bilder des überflogenen Geländes (S) aufzunehmen, wobei die genannte optische Achse (LV) des Bildsensors (2) in Bezug auf die Längsachse (AL) des Flugkörpers (M) fest ist;
    ein Rechensystem (3) zur Ermittlung der Steuerbefehle des genannten Flugkörpers (M) auf der Grundlage von Bildern, die durch den genannten Bildsensor (2) aufgenommen worden sind; und
    Steuermittel (4), um auf den genannten Flugkörper (M) die durch das genannte Rechensystem (3) ermittelten Steuerbefehle anzuwenden,
    dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Rechensystem (3) Steuerbefehle ermittelt, die es ermöglichen,
    in der genannten ersten Phase, dem genannten Flugkörper (M) eine Flugbahn (T) vorzugeben, so dass das Ziel (C) fest im Bild gehalten wird, und
    in der genannten zweiten Phase den genannten Flugkörper (M) direkt auf das genannte Ziel (C) zuzulenken,
  18. Vorrichtung gemäß Anspruch 17 spezieller zur Anwendung des unter einem der Ansprüche 3 bis 9 spezifizierten Verfahrens,
    dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Rechensystem (3) den genannten Steuerlastfaktor (Γco) ermittelt.
  19. Vorrichtung gemäss Anspruch 17 spezieller zur Anwendung des unter einem beliebigen der Ansprüche 10 bis 14 spezifizierten Verfahrens, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Rechensystem (3) die genannte Steuerlängstrimmung (Θco) ermittelt.
  20. Vorrichtung gemäss Anspruch 19,
    dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Rechensystem (3) außerdem die genannte Korrekturbeschleunigung (Γ2) ermittelt.
  21. Vorrichtung gemäss einem beliebigen der Ansprüche 17 bis 20,
    dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Bildsensor (2) ein Infrarotstrahlungssensor ist.
  22. Vorrichtung gemäss einem beliebigen der Ansprüche 17 bis 20,
    dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Bildsensor (2) ein Sensor mit sichtbarer Strahlung ist,
EP19970400357 1996-03-07 1997-02-18 Verfahren und Vorrichtung zum Leiten eines Flugkörpers zu einem Ziel Expired - Lifetime EP0794404B1 (de)

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FR9602884 1996-03-07

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FR2745785B1 (fr) 1998-04-30
FR2745785A1 (fr) 1997-09-12
DE69707526D1 (de) 2001-11-29
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