EP1617165A1 - Procédé de guidage et/ou de pilotage d'un projectile et dispositif de guidage et/ou de pilotage mettant en oeuvre un tel procédé - Google Patents

Procédé de guidage et/ou de pilotage d'un projectile et dispositif de guidage et/ou de pilotage mettant en oeuvre un tel procédé Download PDF

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EP1617165A1
EP1617165A1 EP05291446A EP05291446A EP1617165A1 EP 1617165 A1 EP1617165 A1 EP 1617165A1 EP 05291446 A EP05291446 A EP 05291446A EP 05291446 A EP05291446 A EP 05291446A EP 1617165 A1 EP1617165 A1 EP 1617165A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
projectile
vector
guidance
control
yaw
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.)
Withdrawn
Application number
EP05291446A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Thierry Bredy
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.)
Nexter Munitions SA
Original Assignee
Giat Industries SA
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 Giat Industries SA filed Critical Giat Industries SA
Publication of EP1617165A1 publication Critical patent/EP1617165A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • 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
    • 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
    • F41G7/226—Semi-active homing systems, i.e. comprising a receiver and involving auxiliary illuminating means, e.g. using auxiliary guiding missiles

Definitions

  • the technical field of the invention is that of the methods and devices for guiding and / or steering a projectile towards a target.
  • the known projectiles are guided towards their target by a guiding device which prepares the acceleration correction commands to be applied to the projectile to direct it to the target.
  • correction orders are then used by a control device that develops the commands to be applied to the steering members to ensure the desired correction.
  • Autonomous projectiles are thus known which are equipped with a satellite positioning device (better known by the acronym “GPS” meaning “Global Positioning System”) which enables them to locate themselves on a trajectory.
  • GPS Global Positioning System
  • the projectile receives before shooting a programming that gives it the coordinates of the target. It then determines itself its actual position in flight, and develops, using the information provided by an onertial unit of measurement and by means of appropriate algorithms, control orders for control surfaces.
  • This inertial measurement unit comprises accelerometers and gyroscopes, which provide (in a frame linked to the projectile) the components of the instantaneous vector of rotation and the non-gravitational acceleration to which the projectile is subjected.
  • This inertial measurement unit is used both to control the projectile and to help guide it by merging the data of this unit with those provided by the GPS.
  • the guidance and steering instructions are developed from the direction of location of the target relative to the projectile (line of sight) and also from the data relating to the rotation of this line of sight with respect to a fixed landmark (landmark as a first approximation) expressed in a reference linked to the projectile
  • the movements of the line of sight are measured relative to a reference point related to the projectile, while it is necessary to guide the projectile to know the movements of the line of sight relative to a fixed reference.
  • an inertial measurement unit Knowing the behavior of the projectile with respect to a fixed reference is obtained with an inertial measurement unit. It is then possible to determine the movements of the line of sight with respect to a fixed reference.
  • this inertial measurement unit is used both to control the projectile and to contribute to its guidance.
  • the method according to the invention makes it possible to provide guiding and / or piloting without using gyrometers while ensuring a precision that is practically equivalent to that obtained with the known guiding / piloting devices.
  • the subject of the invention is a method of end guidance and / or piloting of a projectile towards a target, in which method the orientation of a vector is determined.
  • Vp ⁇ velocity of the projectile then applies a guide law, then a steering algorithm to reorient the projectile towards its target, characterized in that it measures the three components of the Earth's magnetic field H ⁇ in a reference linked to the projectile and these measurements are used in the guidance law and / or the control algorithm as a fixed reference for orienting at least partially the marker linked to the projectile relative to a terrestrial reference.
  • ⁇ ⁇ cmd K ⁇ ⁇ u ⁇
  • ⁇ ⁇ cmd the vector acceleration setpoint of correction
  • ⁇ the variation as a function of time (d ⁇ / dt) of the angle ⁇ between the projection NOT ⁇ magnetic field and line of sight vector
  • the bone ⁇ and u ⁇ represents a unit vector perpendicular to the velocity vector Vp ⁇ of the projectile and located in the guide plane.
  • this vector is collinear with the axis OX m of the reference linked to the projectile.
  • Such an operation amounts to replacing the gyrometric feedback of the servo-control system in yaw and / or pitch by a "pseudo-gyrometric" feedback resulting from the measurements of the magnetic field.
  • this control method may be combined with a conventional projectile guide law such as a tracking law.
  • the invention also relates to a device for guiding and / or piloting a projectile towards a target implementing such a method, characterized in that it associates a target detector or devometer, a calculator incorporating an algorithm of guidance and / or control of the projectile, means for controlling the projectile, at least two accelerometers oriented along the axes of measurement of pitch acceleration (OZm) and yaw acceleration (OYm) of the projectile and one or more sensors magnets arranged to measure the three components of the Earth's magnetic field vector H ⁇ in a reference linked to the projectile, the algorithm for guidance and / or piloting using the measurements of the components of the terrestrial magnetic field vector H ⁇ as a fixed reference for orienting at least partially the marker linked to the projectile with respect to a terrestrial reference.
  • a target detector or devometer a calculator incorporating an algorithm of guidance and / or control of the projectile
  • means for controlling the projectile at least two accelerometers oriented along the axes of measurement of pitch acceleration
  • FIG. 1 schematically shows an embodiment of a projectile 1 implementing a guiding and / or piloting device according to the invention.
  • the projectile 1 is equipped at its rear with four pivoting control surfaces 2. Each rudder 2 is actuated by a control means or servomechanism 3 which is itself controlled by an onboard computer 4. This projectile is for example a shot projectile by an artillery gun towards a target.
  • control surfaces When the projectile is inside the tube of a weapon (not shown) the control surfaces are folded along the body of the projectile 1. They deploy at the exit of the tube to ensure their steering function. These deployment mechanisms are traditional and there is no need to describe them here. For example, reference may be made to patents FR2846079 and FR2846080 which describe mechanisms for deploying control surfaces.
  • the projectile 1 also encloses a military head 9, for example a shaped charge, an explosive charge or one or more dispersible submunitions.
  • the projectile 1 also contains inertial means.
  • These inertial means 7 comprise at least two accelerometers 10a, 10b respectively oriented along the axes of measurement of the yaw (OY m ) and pitch (OZ m ) acceleration of the projectile 1. These axes are, as can be seen in FIG. Figure 1, axes perpendicular to the axis OX m roll (coincides with the axis 8 of the projectile).
  • gyroscopes or gyroscopes may also be provided at the level of the inertial means 7.
  • the inertial means are connected to the computer 4 which ensures the processing of the measurements made and their subsequent use for guidance and / or control of the projectile.
  • the projectile 1 also incorporates a triaxial magnetic sensor 6 (a single sensor or three magnetic probes or magneto-resistors distributed in three different directions of a measurement trihedron (for example three orthogonal probes between they are each preferably directed along one of the axes of the projectile mark 0X m , OY m or OZ m )).
  • a triaxial magnetic sensor 6 a single sensor or three magnetic probes or magneto-resistors distributed in three different directions of a measurement trihedron (for example three orthogonal probes between they are each preferably directed along one of the axes of the projectile mark 0X m , OY m or OZ m )).
  • This sensor makes it possible to measure the components of the terrestrial magnetic field H in a reference linked to the projectile 1.
  • the magnetic sensor 6 is also connected to the computer 4 which ensures the processing of measurements and their subsequent operation.
  • the projectile 1 also incorporates a target detector 5 which is fixedly mounted relative to the projectile 1.
  • Such detectors or deviators are well known to those skilled in the art (they are known by the Anglo-Saxon name of "strapdown sensor”). They include, for example, an array of optical sensors 5a on which are sent the light rays coming from an observation field which is delimited in the figure by lines 11a, 11b. These light rays are provided by an input optic 5b which is oriented along the axis 0Xm of the projectile 1.
  • This differenceometer can be a photo four-quadrant detector (four detection zones delimited by two perpendicular lines).
  • Such a detector makes it possible (with appropriate signal processing) to determine the direction of the line of sight connecting the projectile to a target.
  • the detector 5 is also connected to the computer 4. The latter again ensures the processing of measurements and their subsequent operation. It will incorporate algorithms of detection and / or recognition of a given target (for a passive or active autonomous detector) or signal decoding algorithms of a designator (for a semi-active detector). It will also incorporate algorithms allowing, once a target is located, to calculate in a reference linked to the projectile the components of a line of sight vector.
  • FIG. 1 is only an explanatory diagram that does not prejudge the locations and relative dimensions of the various elements.
  • a single projectile rocket may incorporate the computer 4, the magnetic sensors 6, the accelerometers 7 and the target detector 5.
  • FIG. 2 shows the projectile 1 and a target 12.
  • the line of sight 14 is an imaginary line connecting the center of gravity O of the projectile and the target 12. It will be noted The bone ⁇ the unit vector on this line of sight.
  • the position of the vector The bone ⁇ in the reference linked to the projectile is determined by the two angles ⁇ and ⁇ marked in the figure.
  • ⁇ is the angle between the vector The bone ⁇ and the roll axis OX m
  • ⁇ is the angle between the axis OYm and the projection The bone ⁇ YZ of the vector The bone ⁇ on the plane OY m Z m .
  • OX m Z m the pitch plane of the projectile (perpendicular to the pitch axis of rotation m OY) and OX m Y m the projectile yaw plane (perpendicular to the axis of rotation of yaw OZ m).
  • FIG. 3 makes it possible to explain the guiding method implemented in accordance with one embodiment of the invention.
  • the method is based on a classical proportional navigation law. According to such a law, we control the speed vector Vp ⁇ by applying to the projectile an acceleration ⁇ ⁇ cmd perpendicular to this velocity vector and proportional to the speed of rotation of the line of sight Los relative to a fixed reference.
  • the rotation of the marker of the projectile with respect to the fixed reference is determined by implementing gyrometers.
  • a simple measurement of the terrestrial magnetic field produced at the projectile will be used in the guidance method.
  • This measurement is used in the guidance method as a fixed reference with respect to the terrestrial reference. It is then useless to use gyrometers to determine the elements necessary for the orientation of the marker linked to the projectile relative to the fixed reference.
  • FIG. 3 shows the projectile velocity vector Vp ⁇ and the line of sight vector The bone ⁇ These two vectors determine a plane (plane of guidance) on which we project the vector terrestrial magnetic field H ⁇ (this projection is noted NOT ⁇ ) .
  • ⁇ is the angle between the line of sight vector The bone ⁇ and this projection NOT ⁇ of the magnetic field.
  • the projectile 1 will be applied with a guiding law proportional to the variation as a function of time of the angle ⁇ between the line of sight The bone ⁇ and the projection NOT ⁇ of the terrestrial magnetic field vector on the guide plane.
  • the data provided by the inertial means 7 may also be used.
  • the knowledge of the acceleration to which the projectile is subjected makes it possible to know the aerodynamic forces to which it is subjected. It is then possible, by implementing the classical flight mechanics relations which express the aerodynamic forces undergone as a function of the square of the velocity and the angles of incidence of the projectile, to deduce the angles of incidence of the projectile, hence the orientation. of the vector Vp in the reference linked to the projectile.
  • a table of speeds of the projectile stored in the computer 4 will be used and the disturbances due to the wind will be neglected.
  • FIG. 4 is a block diagram showing the various steps of the guidance method according to the invention.
  • Block A corresponds to the determination of the orientation of the vector Vp ⁇ in the reference of the projectile. As previously stated, this determination will be either fixed ( Vp ⁇ oriented according to OX m ), is calculated from the accelerometers 10a, 10b which give the values ⁇ Y and ⁇ Z ).
  • Block B corresponds to the determination of the components of the unit vector The bone ⁇ collinear to the line of sight. This calculation is a conventional calculation in the context of the implementation of fixed detectors 5.
  • Block C corresponds to the measurement of the three components of the terrestrial magnetic field vector H ⁇ in a reference linked to the projectile.
  • Block D corresponds to the elaboration of the three components of the projection NOT ⁇ of the Earth's magnetic field vector H ⁇ in the guidance plane defined by the line of sight vectors The bone ⁇ and speed Vp ⁇ of the projectile.
  • Block F corresponds to the calculation of the angle ⁇ between the line of sight vector The bone ⁇ and the projection NOT ⁇ magnetic field thus calculated.
  • the estimation of the derivative ⁇ of the angle ⁇ may use a smoothing filter so as to minimize the noise due to the derivation operation of this angle.
  • the coefficient K will be chosen by the skilled person according to the characteristics of the projectile as well as the target / projectile approach speed. This speed is estimated from preprogrammed values in the calculator 4 of the projectile and according to the shooting scenario. The value of K may be adjusted at the level of the calculator 4 according to the firing scenarios envisaged.
  • the vector u ⁇ is located in the plane Y m OZ m and its direction is then simply provided by the projection of the vector NOT ⁇ or the vector The bone ⁇ in this plan.
  • Block L gives the components of the control acceleration vector ⁇ ⁇ cmd (only the components ⁇ cmdY and ⁇ cmdz of this vector along the yaw axis (OY m ) and pitch (OZ m ) are required to provide guidance).
  • the steering of the projectile is carried out using a conventional control algorithm.
  • a conventional control algorithm uses the yaw and pitch accelerations given by the computer using the guidance algorithm as well as the values of the accelerations actually measured along the axes of pitch, yaw, and those of the speeds of rotation ( p, q, r) of the projectile around its axes of rotation of roll, pitch and yaw respectively.
  • FIGS 5a and 5b are functional diagrams of conventional driving chains.
  • Figure 5a shows a yaw or pitch control chain.
  • This chain comprises a yaw servo L / T module (respectively in pitch) which elaborates the steering angle in yaw ⁇ cmdY (respectively in pitch ⁇ cmdZ ) as a function of the set point in acceleration ⁇ cmdY (respectively ⁇ cmdZ ) and ⁇ Ym (or ⁇ Zm ) measurements of the Y yelow accelerations (or pitch ⁇ Z ) actually obtained as well as the measurement r m (or q m ) of the speed of rotation r (or q) around the yaw rotation (or pitch) axis.
  • the instructions are communicated by the servo mechanism 3 to the fins 2 integral with the projectile 1 (aerodynamic structure 1 + 2).
  • the setpoint angles ⁇ cmdY and ⁇ cmdZ are distributed over the different control fins as a function of the geometry, the position and the number of the latter.
  • the measurements are carried out respectively by the lace accelerometer 10a (or pitch 10b) and by a lace gyro G L (or pitch G T ).
  • An adaptation block 15 (transfer function) is provided at the output of the gyrometers (G L / G T ) before combining the signals relative to the rotation with those provided by the accelerometers (10a, 10b).
  • FIG. 5b shows a conventional rolling control chain.
  • This chain comprises a rolling servo-control module R which generates a rolling- control setpoint angle ⁇ cmdR as a function of the desired roll angle setpoint ⁇ cmd and the measurement p m of the roll speed p.
  • the latter is measured by a roll gyrometer G R coupled to a rolling position evaluation means 13 ⁇ is (generally constituted by an appropriate algorithm).
  • FIG. 6 shows the projectile 1 with respect to a fixed reference OX f Y f Z f brought back to the center of gravity O of the projectile.
  • This fixed reference is defined in such a way that the terrestrial magnetic field vector H ⁇ be confused with the axis OX f .
  • FIG. 6 also shows the axis OX m of the reference linked to the projectile.
  • apparent rotations of the projection of the terrestrial magnetic field vector in the pitch planes (X m OZ m ), yaw (Y m OX m ) and only in the plane Y m OZ m (perpendicular to the roll axis X m ).
  • Figures 7a, 7b and 7c show these projections.
  • FIG. 7a thus shows the projection H mXZ of the terrestrial magnetic field vector H ⁇ in the pitch plane X m OZ m .
  • This projection makes with the axis 0Z m an angle ⁇ 1 .
  • Figure 7b shows the projection H mXY of the terrestrial magnetic field vector H ⁇ in the yaw plan X m OY m . This projection makes with the axis of roll 0X m an angle ⁇ 2 .
  • FIG. 7c finally shows the projection H mYZ of the terrestrial magnetic field vector H ⁇ in the plane Y m OZ m perpendicular to the roll axis OX m .
  • This projection makes with the axis 0Y m an angle p3.
  • the variations as a function of time (d ⁇ 1 / dt and d ⁇ 2 / dt) of the angles ⁇ 1 and ⁇ 2 will be evaluated and these derivatives will be used in the servo control algorithm for pitch and yaw control, instead of the rotational speeds pitch q and yaw r.
  • a comparative simulation of the guidance and control method according to the invention was carried out with several known guidance and control methods. These known methods are used for a guiding ammunition and they use complete inertial measurement units associating gyrometers and accelerometers for both driving and guidance as well as a self-redirecting devometer.
  • the CEP (efficiency criterion) is a criterion that is equal to the radius of a circle centered on the target and within which 50% of the distribution of the points of impact of the fired projectiles are located.
  • This coefficient is generally between 0.5 m and 0.9 m for known projectiles.
  • the calculator of this projectile incorporates guidance and control algorithms as described above: a guide law involving the projection of the magnetic field vector on the guidance plane Vp / Los, and a control algorithm replacing q, r and ⁇ by the values deduced from projections of the magnetic field on the planes of pitch, yaw and roll.
  • the driving method according to the invention can be associated with a conventional guidance method implementing a simple tracking law instead of a proportional navigation law.
  • the guidance calculator will then provide the control chain pitch and yaw acceleration instructions. These instructions will be developed in a simple way. We measure from the deviometer that provides the angles of difference between the velocity vector of the projectile Vp (assumed to coincide with the axis Xm of the projectile) and the projection vectors of the line of sight vector. The bone ⁇ respectively on the pitch and yaw planes.
  • the measured value of this angular difference in the pitch plane (XmOZm plane) is compared to a setpoint value (zero in the present case since it seeks to cancel this gap).
  • the difference between this setpoint value and the measured value is multiplied by a suitable gain coefficient before being applied as the acceleration setpoint at the input of the pitch control chain.
  • the pitch control chain as described above with reference to FIG. 5a makes it possible to control the pitch acceleration, thus to control the orientation of the velocity vector Vp in the pitch plane (the speed of rotation of the velocity vector Vp of the projectile being almost proportional to the normal acceleration applied to the projectile).
  • the law of pursuit can be improved in a conventional way on the one hand by taking into account the incidence of the projectile and on the other hand by introducing a bias allowing a formation of trajectory.
  • the angles of incidence of the projectile in pitch and yaw can be estimated using the accelerometers 10a and 10b.

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Abstract

L'invention a pour objet un procédé de guidage terminal et/ou de pilotage d'un projectile (1) vers une cible (12).
Selon ce procédé on détermine l'orientation d'un vecteur Vp →
Figure imga0001
 vitesse de projectile puis on applique une loi de guidage, puis un algorithme de pilotage permettant de réorienter le projectile vers sa cible. Ce procédé est caractérisé en ce que l'on mesure les trois composantes du champ magnétique terrestre H →
Figure imga0002
 dans le repère (OXmYmZm) lié au projectile et on utilise ces mesures dans la loi de guidage et/ou l'algorithme de pilotage comme une référence fixe par rapport à un repère terrestre (GXfYfZf).

Description

  • Le domaine technique de l'invention est celui des procédés et dispositifs de guidage et/ou pilotage d'un projectile vers une cible.
  • Les projectiles connus sont guidés vers leur cible par un dispositif de guidage qui élabore les ordres de correction en accélération à appliquer au projectile pour diriger celui ci vers la cible.
  • Ces ordres de correction sont utilisés ensuite par un dispositif de pilotage qui élabore les commandes à appliquer à des organes de pilotage afin d'assurer la correction souhaitée.
  • On connaît ainsi des projectiles autonomes dotés d'un dispositif de positionnement par satellite (plus connu sous l'acronyme anglo saxon "GPS" signifiant «Global Positioning System») qui leur permet de se localiser sur trajectoire. Le projectile reçoit avant tir une programmation qui lui donne les coordonnées de la cible. Il détermine alors lui-même sa position réelle en vol, et élabore, à l'aide des informations fournies par une unité de mesure inertielle embarquée et au moyen d'algorithmes appropriés, les ordres de commande destinés aux gouvernes.
  • Cette unité de mesure inertielle, comprend des accéléromètres et des gyromètres (ou gyroscopes), qui fournissent (dans un repère lié au projectile) les composantes du vecteur instantané de rotation et de l'accélération non gravitationnelle à laquelle est soumis le projectile. Cette unité de mesure inertielle est mise en oeuvre à la fois pour assurer le pilotage du projectile et concourir à son guidage en fusionnant les données de cette unité avec celles fournies par le GPS.
  • Il est connu également de réaliser des projectiles incorporant un détecteur de cible permettant de localiser celle ci dans l'espace.
  • Dans ce cas les consignes de guidage et de pilotage sont élaborées à partir de la direction de localisation de la cible par rapport au projectile (ligne de visée) et également à partir des données relatives à la rotation de cette ligne de visée par rapport à un repère fixe (repère terrestre en première approximation) exprimées dans un repère lié au projectile
  • Les mouvements de la ligne de visée sont mesurés par rapport à un repère lié au projectile, alors qu'il est nécessaire pour guider le projectile de connaître les mouvements de la ligne de visée par rapport à un repère fixe.
  • La connaissance du comportement du projectile par rapport à un repère fixe est obtenue avec une unité de mesure inertielle. Il est alors possible de déterminer les mouvements de la ligne de visée par rapport à un repère fixe. Là encore, cette unité de mesure inertielle est mise en oeuvre à la fois pour assurer le pilotage du projectile et concourir à son guidage.
  • Il est alors possible de définir l'accélération corrective à apporter au projectile, dans un repère lié au projectile, pour rallier la cible.
  • Si ces solutions sont bien adaptées aux projectiles de type missiles, elles sont inutilisables pour les projectiles tirés canon en raison du manque de robustesse des gyromètres ou du coût trop élevé de ces composants de mesure
  • C'est le but de l'invention que de proposer un procédé de guidage terminal et/ou de pilotage d'un projectile vers une cible permettant de pallier de tels inconvénients.
  • Ainsi le procédé selon l'invention permet d'assurer guidage et/ou pilotage sans mettre en oeuvre de gyromètres tout en assurant une précision pratiquement équivalente à celle obtenue avec les dispositifs de guidage/pilotage connus.
  • Ainsi l'invention a pour objet un procédé de guidage terminal et/ou de pilotage d'un projectile vers une cible, procédé dans lequel on détermine l'orientation d'un vecteur Vp →
    Figure imgb0001
     vitesse du projectile puis on applique une loi de guidage, puis un algorithme de pilotage permettant de réorienter le projectile vers sa cible, procédé caractérisé en ce que l'on mesure les trois composantes du champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0002
     dans un repère lié au projectile et on utilise ces mesures dans la loi de guidage et/ou l'algorithme de pilotage comme une référence fixe permettant d'orienter au moins partiellement le repère lié au projectile par rapport à un repère terrestre.
  • Selon un mode de réalisation, l'invention vise un procédé de guidage et/ou de pilotage dans lequel on met en oeuvre un détecteur de cible permettant de localiser la cible dans un repère lié au projectile, et d'en déduire les coordonnées d'un vecteur ligne de visée Los →
    Figure imgb0003
     entre cible et projectile, ce procédé est caractérisé en ce que, pour assurer le pilotage:
    • on détermine dans le repère lié au projectile la projection N →
      Figure imgb0004
       du vecteur champ magnétique terrestre H →
      Figure imgb0005
       dans un plan de guidage défini par les vecteurs ligne de visée Los →
      Figure imgb0006
       et vitesse Vp →
      Figure imgb0007
       du projectile,
    • on applique une loi de guidage proportionnelle à la variation en fonction du temps λ̇=dλ/dt de l'angle λ entre cette projection N →
      Figure imgb0008
       du champ magnétique et le vecteur ligne de visée Los →
      Figure imgb0009
  • On pourra notamment exprimer la loi de guidage de la façon suivante : γ →  cmd   =  K  λ  ˙   u →
    Figure imgb0010
    , expression dans laquelle γ →  cmd
    Figure imgb0011
     représente le vecteur accélération consigne de correction, λ̇ représente la variation en fonction du temps (dλ/dt) de l'angle λ entre la projection N →
    Figure imgb0012
     du champ magnétique et le vecteur ligne de visée Los →
    Figure imgb0013
     et u →
    Figure imgb0014
     représente un vecteur unitaire perpendiculaire au vecteur vitesse Vp →
    Figure imgb0015
     du projectile et situé dans le plan de guidage.
  • Selon une variante, pour déterminer l'orientation du vecteur vitesse du projectile dans le repère lié au projectile, on pourra considérer que ce vecteur est colinéaire à l'axe OXm du repère lié au projectile.
  • Selon une autre variante, pour déterminer l'orientation du vecteur vitesse du projectile dans le repère lié au projectile, on pourra utiliser les signaux fournis par au moins deux accéléromètres orientés respectivement suivant les axes de mesure en tangage (OYm) et en lacet (OZm) du projectile.
  • Selon un autre mode de réalisation, l'invention vise un procédé de guidage et/ou de pilotage dans lequel, pour assurer le pilotage en asservissant le positionnement des gouvernes en lacet et/ou en tangage:
    • on détermine la projection du vecteur champ magnétique sur un des plans de lacet (XmOYm) et/ou de tangage (XmOZm) du projectile,
    • on utilise dans une chaîne d'asservissement en lacet et/ou en tangage, en lieu et place de la vitesse de rotation en lacet et/ou tangage, la dérivée par rapport au temps d'un angle fait par la projection ainsi réalisé avec un des axes du plan considéré.
  • Une telle opération revient à remplacer le retour gyrométrique de la chaîne d'asservissement en lacet et/ou en tangage par un retour "pseudo-gyrométrique" issu des mesures du champ magnétique.
  • En particulier, pour asservir le positionnement des gouvernes en lacet on pourra :
    • déterminer la projection du vecteur champ magnétique sur le plan de lacet (XmOYm) du projectile,
    • calculer la variation en fonction du temps (rmes=dρ2/dt) de l'angle ρ2 fait par cette projection avec l'axe de roulis (Oxm),
    • utiliser dans une chaîne d'asservissement en lacet la valeur rmes ainsi calculée (retour pseudo-gyrométrique) en lieu et place de la mesure de vitesse de rotation en lacet r.
  • Pour asservir le positionnement des gouvernes en tangage on pourra :
    • déterminer la projection du vecteur champ magnétique sur le plan de tangage (XmOZm) du projectile,
    • calculer la variation en fonction du temps (qmes=dρ1/dt) de l'angle ρ1 fait par cette projection avec l'axe de rotation en lacet (OZm),
    • utiliser dans une chaîne d'asservissement en tangage la valeur qmes ainsi calculée (retour pseudo-gyrométrique) en lieu et place de la mesure de vitesse de rotation en tangage q.
  • Pour asservir le positionnement des gouvernes en roulis on pourra par ailleurs :
    • déterminer la projection du vecteur champ magnétique sur le plan de roulis (ZmOYm) du projectile,
    • mesurer l'angle ρ3 fait par cette projection avec un des axes dudit plan (par exemple l'axe de rotation en tangage (OYm)),
    • utiliser dans une chaîne d'asservissement en roulis la valeur ρ3 ainsi calculée en lieu et place de l'angle de roulis Φ.
  • On pourra à titre de variante combiner ce procédé de pilotage à une loi de guidage du projectile classique telle qu'une loi de poursuite.
  • L'invention a également pour objet un dispositif de guidage et/ou pilotage d'un projectile vers une cible mettant en oeuvre un tel procédé, dispositif caractérisé en ce qu'il associe un détecteur de cible ou écartomètre, un calculateur incorporant un algorithme de guidage et/ou de pilotage du projectile, des moyens de pilotage du projectile, au moins deux accéléromètres orientés suivant les axes de mesure d'accélération en tangage (OZm) et d'accélération en lacet (OYm) du projectile et un ou plusieurs senseurs magnétiques disposés de façon à mesurer les trois composantes du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0016
     dans un repère lié au projectile, l'algorithme de guidage et/ou pilotage utilisant les mesures des composantes du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0017
     comme référence fixe permettant d'orienter au moins partiellement le repère lié au projectile par rapport à un repère terrestre.
  • L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre d'un mode particulier de réalisation, description faite en référence aux dessins annexés et dans lesquels :
    • la figure 1 est un schéma montrant un projectile mettant en oeuvre un dispositif de guidage et/ou pilotage selon l'invention,
    • la figure 2 est un schéma montrant la mise en oeuvre d'un projectile guidé et/ou piloté avec le procédé selon l'invention, schéma permettant de visualiser certains vecteurs, angles et repères,
    • la figure 3 est un schéma représentant les différents vecteurs calculés dans le procédé selon l'invention,
    • la figure 4 est un synoptique du procédé de guidage selon l'invention,
    • les figures 5a et 5b sont des diagrammes fonctionnels de chaîne de pilotage classiques,
    • la figure 6 montre les angles d'Euler en relation avec le vecteur champ magnétique,
    • les figures 7a, 7b, 7c sont des schémas représentant les vecteurs et angles calculés dans le procédé de pilotage selon l'invention.
  • La figure 1 montre de façon schématique un mode de réalisation d'un projectile 1 mettant en oeuvre un dispositif de guidage et/ou pilotage selon l'invention.
  • Le projectile 1 est équipé à sa partie arrière de quatre gouvernes de pilotage pivotantes 2. Chaque gouverne 2 est actionnée par un moyen de pilotage ou servomécanisme 3 qui est lui-même commandé par un calculateur embarqué 4. Ce projectile est par exemple un projectile tiré par un canon d'artillerie en direction d'une cible.
  • Lorsque le projectile se trouve à l'intérieur du tube d'une arme (non représentée) les gouvernes sont repliées le long du corps du projectile 1. Elles se déploient à la sortie du tube pour assurer leur fonction de pilotage. Ces mécanismes de déploiement sont classiques et il n'est pas nécessaire de les décrire ici. On pourra se reporter par exemple aux brevets FR2846079 et FR2846080 qui décrivent des mécanismes de déploiement de gouvernes de pilotage.
  • Le projectile 1 renferme également une tête militaire 9, par exemple une charge formée, une charge explosive ou bien une ou plusieurs sous munitions dispersables.
  • Le projectile 1 renferme aussi des moyens inertiels. Ces moyens inertiels 7 comprennent au moins deux accéléromètres 10a, 10b orientés respectivement suivant les axes de mesure de l'accélération en lacet (OYm) et en tangage (OZm) du projectile 1. Ces axes sont, comme cela est visible sur la figure 1, des axes perpendiculaires à l'axe OXm de roulis (confondu avec l'axe 8 du projectile).
  • On pourra dans certaines applications prévoir également des gyromètres ou gyroscopes au niveau des moyens inertiels 7.
  • Les moyens inertiels sont reliés au calculateur 4 qui assure le traitement des mesures effectuées et leur exploitation ultérieure pour le guidage et/ou le pilotage du projectile.
  • Selon une caractéristique essentielle de l'invention, le projectile 1 incorpore également un senseur magnétique triaxial 6 (un senseur unique ou bien trois sondes magnétiques ou magnéto-résistances réparties suivant trois directions différentes d'un trièdre de mesure (par exemple trois sondes orthogonales entre elles et dirigées chacune de préférence suivant un des axes du repère du projectile 0Xm, OYm ou OZm)).
  • Ce senseur permet de mesurer les composantes du champ magnétique terrestre H dans un repère lié au projectile 1.
  • Le senseur magnétique 6 est relié lui aussi au calculateur 4 qui assure le traitement des mesures et leur exploitation ultérieure.
  • Dans le mode de réalisation qui est représenté sur la figure 1, le projectile 1 incorpore également un détecteur de cible 5 qui est monté fixe par rapport au projectile 1.
  • De tels détecteurs ou écartomètres sont bien connus de l'Homme du Métier (ils sont connus sous le nom anglo saxon de "strapdown sensor"). Ils comprennent par exemple une matrice de capteurs optiques 5a sur laquelle sont envoyés les rayons lumineux provenant d'un champ d'observation qui est délimité sur la figure par les lignes 11a, 11b. Ces rayons lumineux sont fournis par une optique d'entrée 5b qui est orientée suivant l'axe 0Xm du projectile 1.
  • On pourra par exemple mettre en oeuvre un écartomètre semi-actif repérant une tache laser issue d'un désignateur et réfléchie sur une cible. Cet écartomètre pourra être un photo détecteur quatre quadrants (quatre zones de détection délimitées par deux droites perpendiculaires).
  • Un tel détecteur permet (avec un traitement des signaux approprié) de déterminer la direction de la ligne de visée reliant le projectile à une cible.
  • Le détecteur 5 est lui aussi relié au calculateur 4. Ce dernier assure là encore le traitement des mesures et leur exploitation ultérieure. Il incorporera des algorithmes de détection et/ou reconnaissance d'une cible donnée (pour un détecteur autonome passif ou actif) ou des algorithmes de décodage des signaux d'un désignateur (pour un détecteur semi-actif). Il incorporera aussi les algorithmes permettant, une fois une cible repérée, de calculer dans un repère lié au projectile les composantes d'un vecteur ligne de visée.
  • Bien entendu la figure 1 n'est qu'un schéma explicatif qui ne préjuge pas des localisations et dimensions relatives des différents éléments. Concrètement une seule fusée de projectile pourra incorporer le calculateur 4, les senseurs magnétiques 6, les accéléromètres 7 et le détecteur de cible 5.
  • Sur la figure 2 on a représenté le projectile 1 et une cible 12.
  • Un repère OXmYmZm lié au projectile a pour axes :
    • OXm (axe de rotation en roulis),
    • OYm (axe de rotation en tangage et aussi axe suivant lequel on mesure l'accélération de lacet) et
    • OZm (axe de rotation en lacet et aussi axe suivant lequel on mesure l'accélération de tangage).
  • La ligne de visée 14 est une droite imaginaire reliant le centre de gravité O du projectile et la cible 12. On notera Los →
    Figure imgb0018
     le vecteur unitaire sur cette ligne de visée.
  • On a représenté aussi sur cette figure un repère terrestre fixe GXfYfZf.
  • La position du vecteur Los →
    Figure imgb0019
     dans le repère lié au projectile est déterminée par les deux angles ε et µ repérés sur la figure. ε est l'angle entre le vecteur Los →
    Figure imgb0020
     et l'axe de roulis OXm , µ est l'angle entre l'axe OYm et la projection Los → YZ
    Figure imgb0021
     du vecteur Los →
    Figure imgb0022
     sur le plan OYmZm.
  • Les algorithmes permettant de déterminer les angles ε et µ, donc les coordonnées du vecteur Los →
    Figure imgb0023
     dans un repère OXmYmZm lié au projectile, sont bien connus de l'Homme du Métier car ils sont mis en oeuvre dans tout projectile utilisant un tel type de détecteur de cible. Il n'est donc pas nécessaire de les décrire en détails. On considèrera donc par la suite que le vecteur Los →
    Figure imgb0024
     est connu. Ces algorithmes sont incorporés dans des mémoires ou registres du calculateur 4.
  • On a également repéré sur la figure 2 le vecteur H →
    Figure imgb0025
     qui est le vecteur champ magnétique terrestre et le vecteur Vp →
    Figure imgb0026
     qui est le vecteur vitesse du projectile par rapport à un repère fixe à un instant donné.
  • On notera OXmZm le plan de tangage du projectile (perpendiculaire à l'axe de rotation de tangage OYm) et OXmYm le plan de lacet du projectile (perpendiculaire à l'axe de rotation de lacet OZm).
  • D'une façon classique pour guider le projectile 1 vers sa cible il faut contrôler son vecteur vitesse Vp →
    Figure imgb0027
  • La figure 3 permet d'expliciter le procédé de guidage mis en oeuvre conformément à un mode de réalisation de l'invention.
  • Le procédé est basé sur une loi de navigation proportionnelle classique. Conformément à une telle loi, on contrôle le vecteur vitesse Vp →
    Figure imgb0028
     en appliquant au projectile une accélération γ →  cmd
    Figure imgb0029
    , perpendiculaire à ce vecteur vitesse et proportionnelle à la vitesse de rotation de la ligne de visée Los par rapport à un repère fixe.
  • Habituellement dans les projectiles connus on détermine la rotation du repère du projectile par rapport au repère fixe en mettant en oeuvre des gyromètres.
  • Conformément à l'invention on utilisera dans le procédé de guidage une simple mesure du champ magnétique terrestre réalisée au niveau du projectile. Cette mesure est utilisée dans le procédé de guidage comme une référence fixe par rapport au repère terrestre. Il est alors inutile de mettre en oeuvre des gyromètres pour déterminer les éléments nécessaires à l'orientation du repère lié au projectile par rapport au repère fixe.
  • On a représenté sur la figure 3, le vecteur vitesse de projectile Vp →
    Figure imgb0030
     et le vecteur ligne de visée Los →
    Figure imgb0031
     Ces deux vecteurs déterminent un plan (plan de guidage) sur lequel on projette le vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0032
     (cette projection est notée N → ) .
    Figure imgb0033
  • On note λ l'angle entre le vecteur ligne de visée Los →
    Figure imgb0034
     et cette projection N →
    Figure imgb0035
     du champ magnétique.
  • On a également noté u →
    Figure imgb0036
     sur cette figure le vecteur unitaire perpendiculaire au vecteur Vp et appartenant au plan de guidage, vecteur qui matérialise la direction selon laquelle les consignes de correction en accélération γ → cmd
    Figure imgb0037
     doivent être appliquées.
  • Conformément à l'invention on appliquera au projectile 1 une loi de guidage proportionnelle à la variation en fonction du temps de l'angle λ entre la ligne de visée Los →
    Figure imgb0038
     et la projection N →
    Figure imgb0039
     du vecteur champ magnétique terrestre sur le plan de guidage.
  • Pour procéder aux différents calculs il est nécessaire avant tout de connaître l'orientation du vecteur vitesse du projectile Vp →
    Figure imgb0040
     dans un repère lié au projectile.
  • D'une façon simplifiée on pourra considérer que ce vecteur est colinéaire à l'axe OXm du repère projectile.
  • Une telle approximation est suffisante dans les applications pour lesquelles le projectile a une incidence sur trajectoire faible (angle entre Vp et l'axe 8 du projectile inférieur à 12°).
  • On pourra également utiliser les données fournies par les moyens inertiels 7 (accéléromètres 10a, 10b). La connaissance des accélérations auxquelles est soumis le projectile permet en effet de connaître les efforts aérodynamiques auxquels il est soumis. On peut alors, en mettant en oeuvre les relations classiques de mécanique du vol qui expriment les efforts aérodynamiques subis en fonction du carré de la vitesse et des angles d'incidence du projectile en déduire les angles d'incidence du projectile, donc l'orientation du vecteur Vp dans le repère lié au projectile. Pour réaliser une telle évaluation on utilisera une table des vitesses du projectile mise en mémoire dans le calculateur 4 et on négligera les perturbations dues au vent.
  • La figure 4 est un synoptique présentant les différentes étapes du procédé de guidage selon invention
  • Le bloc A correspond à la détermination de l'orientation du vecteur Vp →
    Figure imgb0041
     dans le repère du projectile. Comme cela a été précisé précédemment, cette détermination sera selon le cas, soit fixe ( Vp →
    Figure imgb0042
     orienté suivant OXm), soit calculée à partir des accéléromètres 10a, 10b qui donnent les valeurs γY et γZ).
  • Le bloc B correspond à la détermination des composantes du vecteur unitaire Los →
    Figure imgb0043
     colinéaire à la ligne de visée. Ce calcul est un calcul classique dans le cadre de la mise en oeuvre de détecteurs fixes 5.
  • Le bloc C correspond à la mesure des trois composantes du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0044
     dans un repère lié au projectile.
  • Le bloc D correspond à l'élaboration des trois composantes de la projection N →
    Figure imgb0045
     du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0046
     dans le plan de guidage défini par les vecteurs ligne de visée Los →
    Figure imgb0047
     et vitesse Vp →
    Figure imgb0048
     du projectile.
  • Ce calcul fait intervenir les composantes de Los →
    Figure imgb0049
     et de Vp →
    Figure imgb0050
     (définition du plan de guidage) et celles de H →
    Figure imgb0051
  • Il suffit pour ce calcul de définir les vecteurs intermédiaires :
    • R → = Vp → ∧ Los →
      Figure imgb0052
       et S → = R → ∧ H →
      Figure imgb0053
       , puis de résoudre les équations :
    • R → • N → = 0
      Figure imgb0054
       (ce qui signifie que les vecteurs Vp → , Los →
      Figure imgb0055
       et N →
      Figure imgb0056
       appartiennent au même plan (plan de guidage))
    • S → • N → = 0
      Figure imgb0057
       (ce qui signifie que les vecteurs R → , H →
      Figure imgb0058
       et N →
      Figure imgb0059
       appartiennent au même plan perpendiculaire au plan de guidage)
    • représente le produit scalaire et ∧ le produit vectoriel.
  • Pour lever l'indétermination de calcul concernant le vecteur N dont seule l'orientation est nécessaire au procédé selon l'invention, on fixe arbitrairement l'une des composantes du vecteur, par exemple Nxm = 1.
  • Le bloc F correspond au calcul de l'angle λ entre le vecteur ligne de visée Los →
    Figure imgb0060
     et la projection N →
    Figure imgb0061
     du champ magnétique ainsi calculée.
  • Cet angle se calcule aisément en résolvant les équations:
    • N → • Los → = N L OS  cos λ
      Figure imgb0062
       = N Los cos λ (N et Los étant les normes des vecteurs N →
      Figure imgb0063
       et Los →
      Figure imgb0064
       | N → ∧ Los → | = N L os  sin λ
      Figure imgb0065
  • On peut alors (bloc G) calculer la dérivée par rapport au temps de cet angle λ (λ̇ = dλ/dt) et lui appliquer (bloc K) le coefficient K de la loi de guidage.
  • L'estimation de la dérivée λ̇ de l'angle λ pourra faire appel à un filtre de lissage de manière à minimiser les bruits dus à l'opération de dérivation de cet angle.
  • Le coefficient K sera choisi par l'Homme du Métier en fonction des caractéristiques du projectile ainsi que de la vitesse de rapprochement cible / projectile. Cette vitesse est estimée à partir de valeurs préprogrammées dans le calculateur 4 du projectile et en fonction du scénario de tir. La valeur de K pourra être ajustée au niveau du calculateur 4 selon les scénarios de tir envisagés.
  • Le bloc E correspond au calcul des coordonnées du vecteur unitaire u →
    Figure imgb0066
     dans le repère lié au projectile. Ces coordonnées sont aisément calculées par la résolution des équations :
    • Vp → • u → = 0
      Figure imgb0067
       et ( Vp → ∧ u → ) • Los → = 0
      Figure imgb0068
       et norme du vecteur u →
      Figure imgb0069
       = 1
  • Si on fait l'approximation Vp colinéaire à OXm , le vecteur u →
    Figure imgb0070
     est situé dans le plan YmOZm et sa direction est alors simplement fournie par la projection du vecteur N →
    Figure imgb0071
     ou du vecteur Los →
    Figure imgb0072
     dans ce plan.
  • Le bloc L donne les composantes du vecteur accélération de commande γ → cmd
    Figure imgb0073
     (seules les composantes γcmdY et γcmdz de ce vecteur suivant les axes de lacet (OYm) et tangage (OZm) sont nécessaires pour assurer le guidage).
  • D'une façon classique ces commandes sont utilisées par les algorithmes des chaînes de pilotage en tangage et lacet des gouvernes pour assurer le pilotage du projectile.
  • Le pilotage du projectile est réalisé à l'aide d'un algorithme de pilotage classique. Un tel algorithme utilise les consignes d'accélérations en lacet et tangage données par le calculateur à l'aide de l'algorithme de guidage ainsi que les valeurs des accélérations effectivement mesurées suivant les axes de tangage, lacet, et celles des vitesses de rotation (p, q, r) du projectile autour de ses axes de rotation de roulis, tangage et lacet respectivement.
  • Les figures 5a et 5b sont des diagrammes fonctionnels de chaînes de pilotage classiques.
  • La figure 5a montre une chaîne de pilotage en lacet ou en tangage. Cette chaîne comprend un module L/T d'asservissement en lacet (respectivement en tangage) qui élabore les angles de consigne de braquage en lacet δcmdY (respectivement en tangage δcmdZ) en fonction de la consigne en accélération γcmdY (respectivement γcmdZ) et des mesures γYm (ou γZm) des accélérations de lacet γY (ou tangage γZ) effectivement obtenues ainsi que de la mesure rm (ou qm) de la vitesse de rotation r (ou q) autour de l'axe de rotation de lacet (ou de tangage).
  • Les consignes sont communiquées par le servomécanisme 3 aux ailettes 2 solidaires du projectile 1 (structure aérodynamique 1 + 2). Bien entendu les angles de consigne δcmdY et δcmdZ sont répartis sur les différentes ailettes de pilotage en fonction de la géométrie, de la position et du nombre de ces dernières.
  • Les mesures sont effectuées respectivement par l'accéléromètre lacet 10a (ou tangage 10b) et par un gyromètre lacet GL (ou tangage GT). Un bloc d'adaptation 15 (fonction de transfert) est prévu en sortie des gyromètres (GL/GT) avant combinaison des signaux relatif à la rotation avec ceux fournis par les accéléromètres (10a,10b).
  • Ces algorithmes d'asservissement sont bien connus de l'Homme du Métier. On pourra par exemple se reporter au brevet FR2847033 qui décrit un procédé de calcul des angles de braquage pour des gouvernes de type "canard".
  • La figure 5b montre une chaîne de pilotage en roulis classique. Cette chaîne comprend un module R d'asservissement en roulis qui élabore un angle de consigne de braquage en roulis δcmdR en fonction de la consigne d'angle de roulis souhaité φcmd et de la mesure pm de la vitesse de roulis p. Cette dernière est mesurée par un gyromètre roulis GR couplé à un moyen 13 d'évaluation de la position en roulis φest (généralement constitué par un algorithme approprié).
  • Ces chaînes de pilotage classiques nécessitent la mise en oeuvre de gyromètres (GR,GL,GT) dont les performances sont moindres de celles des gyromètres mis en oeuvre pour assurer un guidage.
  • Il est possible donc de ne mettre en oeuvre l'invention que pour assurer la fonction guidage du projectile, le pilotage étant réalisé par des moyens classiques.
  • Avantageusement on pourra selon un autre mode de réalisation de l'invention mettre en oeuvre une référence magnétique pour assurer également le pilotage. Dans ce cas il ne sera plus nécessaire d'utiliser des gyromètres.
  • La figure 6 montre le projectile 1 par rapport à un repère fixe OXfYfZf ramené au centre de gravité O du projectile. Ce repère fixe est défini de telle sorte que le vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0074
     soit confondu avec l'axe OXf. La figure 6 montre également l'axe OXm du repère lié au projectile.
  • Le passage d'un repère à l'autre se fait par la connaissance des angles d'Euler Ψ, Θ et Φ. Ces angles sont obtenus habituellement par l'intégration des composantes du vecteur instantané de rotation dans un repère lié au projectile, vecteur qui est mesuré habituellement par une unité de mesures inertielles embarquée utilisant des gyromètres.
  • On voit sur la figure 6 qu'il est également possible d'exprimer le vecteur champ magnétique H →
    Figure imgb0075
     dans le repère du projectile en fonction des seuls angles d'Euler Ψ et Θ. Cependant la connaissance de H ne permet pas de connaître l'angle d'Euler Φ.
  • Il n'est donc pas possible de calculer directement les vitesses de roulis (p), tangage (q) et lacet (r) dans le repère projectile directement à partir de la mesure de H. Or ces vitesses sont normalement nécessaires pour assurer le pilotage.
  • Selon un autre mode de réalisation de l'invention on considèrera les rotations apparentes (mesures pseudo-gyrométriques) de la projection du vecteur champ magnétique terrestre dans les plans de tangage (XmOZm), de lacet (YmOXm) ainsi que dans le plan YmOZm (perpendiculaire à l'axe de roulis Xm).
  • Les figures 7a, 7b et 7c montrent ces projections.
  • La figure 7a montre ainsi la projection HmXZ du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0076
     dans le plan de tangage XmOZm. Cette projection fait avec l'axe 0Zm un angle ρ1.
  • La figure 7b montre la projection HmXY du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0077
     dans le plan de lacet XmOYm. Cette projection fait avec l'axe de roulis 0Xm un angle ρ2.
  • La figure 7c enfin montre la projection HmYZ du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0078
     dans le plan YmOZm perpendiculaire à l'axe de roulis OXm. Cette projection fait avec l'axe 0Ym un angle p3.
  • Ces projections sont aisément calculées par l'unité de calcul 4 à partir des mesures du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0079
     faites par le ou les capteurs 6. Il suffit en effet de ne retenir que les deux composantes du vecteur H dans le plan considéré, la troisième étant nulle.
  • Conformément à l'invention on évaluera les variations en fonction du temps (dρ1/dt et dρ2/dt) des angles ρ1 et ρ2 et on utilisera ces dérivées dans l'algorithme d'asservissement du pilotage en tangage et lacet, en lieu et place respectivement des vitesses de rotation en tangage q et en lacet r.
  • On écrira ainsi dρ1/dt = qm et dρ2/dt = rm
  • On pourrait bien entendu considérer à la place de ρ1 et ρ2 les angles entre la projection du champ magnétique terrestre et les autre axes OXm (figure 7a) ou OYm (figure 7b).
  • Par ailleurs on utilisera dans l'algorithme d'asservissement en roulis la valeur de l'angle p3 calculée en lieu et place de l'angle de roulis Φ (on écrira : p3 = Φm). On pourrait là encore considérer à la place de ρ3 l'angle entre HmYZ et OZm (en appliquant éventuellement une correction angulaire).
  • En particulier, lorsque le vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0080
     est quasiment colinéaire à l'axe de roulis Oxm, on pourra utiliser un dispositif de levée de doute pour éviter les sauts de phase (modulo π) lors de la mesure. On pourra par exemple retenir par filtrage la valeur Φm(t+dt) la plus proche de Φm(t).
  • Bien entendu les différents coefficients correcteurs des chaînes d'asservissement seront choisis par l'Homme du Métier en fonction des caractéristiques mécaniques du projectile et des servomécanismes.
  • On a réalisé une simulation comparative du procédé de guidage et pilotage selon l'invention avec plusieurs procédés de guidage et pilotage connus. Ces procédés connus sont mis en oeuvre pour une munition à guidage terminal et ils utilisent des unités de mesures inertielles complètes associant gyromètres et accéléromètres aussi bien pour le pilotage que pour le guidage ainsi qu'un autodirecteur à écartomètre.
  • Le CEP (critère d'efficacité) est un critère qui est égal au rayon d'un cercle centré sur la cible et à l'intérieur duquel se trouvent 50% de la distribution des points d'impact des projectiles tirés.
  • Ce coefficient est généralement compris entre 0,5 m et 0,9 m pour les projectiles connus.
  • On a simulé le comportement d'un projectile ayant la même géométrie que les projectiles connus mais dans lequel les gyromètres ont été supprimés et remplacés par un senseur magnétique mesurant les trois composantes du champ magnétique terrestre dans un repère lié au projectile.
  • Le calculateur de ce projectile incorpore des algorithmes de guidage et pilotage tels que décrits précédemment : une loi de guidage faisant intervenir la projection du vecteur champ magnétique sur le plan de guidage Vp/Los, et un algorithme de pilotage remplaçant q, r et Φ par les valeurs déduites des projections du champ magnétique sur les plans de tangage, lacet et roulis.
  • Le CEP pour un tel projectile de l'ordre de 1,5 m, ce qui est tout à fait acceptable compte tenu du coût moindre du dispositif de guidage / pilotage mis en oeuvre.
  • Il est bien entendu possible de mettre en oeuvre dans un projectile uniquement le procédé de pilotage, le guidage étant alors obtenu par un autre moyen, par exemple au moyen d'un GPS (dispositif de positionnement par satellites). Le procédé selon l'invention permet dans ce cas de faire encore l'économie des gyromètres, composants fragiles et très coûteux.
  • On pourra en particulier associer le procédé de pilotage selon l'invention à un procédé de guidage classique mettant en oeuvre une loi de poursuite simple en lieu et place d'une loi de navigation proportionnelle.
  • La loi de poursuite est bien connue de l'Homme du Métier et mise en oeuvre pour des cibles fixes ou peu rapides. Avec cette loi on cherche constamment à maintenir le vecteur vitesse Vp du projectile en direction de la cible détectée.
  • La trajectoire qui résulte de ce type de loi est connue sous le nom de « courbe du chien ».
  • On considèrera pour simplifier les calculs que le vecteur vitesse Vp du projectile est confondu avec l'axe Xm du projectile.
  • Le calculateur de guidage fournira alors à la chaîne de pilotage des consignes d'accélérations en tangage et lacet. Ces consignes seront élaborées d'une façon simple. On mesure à partir de l'écartomètre qui fournit les angles d'écart entre le vecteur vitesse du projectile Vp (supposé confondu avec l'axe Xm du projectile) et les vecteurs projections du vecteur ligne de visée Los →
    Figure imgb0081
     sur respectivement les plans de tangage et de lacet.
  • La valeur mesurée de cet écart angulaire dans le plan tangage (plan XmOZm) est comparée à une valeur de consigne (nulle dans le cas présent puisque l'on cherche à annuler cet écart). La différence entre cette valeur de consigne et la valeur mesurée est multipliée par un coefficient de gain adapté avant d'être appliquée comme consigne d'accélération à l'entrée de la chaîne de pilotage en tangage.
  • La chaîne de pilotage en tangage telle que décrite précédemment en référence à la figure 5a permet de contrôler l'accélération en tangage, donc de contrôler l'orientation du vecteur vitesse Vp dans le plan tangage (la vitesse de rotation du vecteur vitesse Vp du projectile étant quasiment proportionnelle à l'accélération normale appliquée au projectile) .
  • On procède de la même façon dans le plan lacet (XmOYm) en appliquant à l'entrée de la chaîne de pilotage en lacet une commande en accélération fonction de l'écart entre une consigne (nulle dans le cas présent) et l'écart angulaire mesuré dans le plan lacet entre le vecteur vitesse Vp et la projection du vecteur la ligne de visée Los sur le plan lacet (XmOYm).
  • La loi de poursuite pourra être améliorée de façon classique d'une part en prenant en compte l'incidence du projectile et d'autre part en introduisant un biais permettant un formage de trajectoire.
  • On pourra estimer les angles d'incidence du projectile en tangage et en lacet à l'aide des accéléromètres 10a et 10b.
  • Les estimations des angles d'incidence du projectile en tangage et en lacet permettront d'améliorer les performances de la loi de poursuite selon un procédé classique (loi de poursuite avec avance).
  • Dans tous les cas le principe du contrôle en roulis du projectile exposé précédemment reste inchangé (figure 5b).
  • Il est bien entendu possible d'appliquer l'invention à un projectile comportant un nombre quelconque d'ailettes de pilotage. Que ces ailettes soient disposées en partie arrière du projectile (gouvernes) ou bien à l'avant du projectile (canards).

Claims (11)

  1. Procédé de guidage terminal et/ou de pilotage d'un projectile vers une cible, procédé dans lequel on détermine l'orientation d'un vecteur Vp →
    Figure imgb0082
     vitesse du projectile puis on applique une loi de guidage, puis un algorithme de pilotage permettant de réorienter le projectile vers sa cible, procédé caractérisé en ce que l'on mesure les trois composantes du champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0083
     dans un repère lié au projectile et on utilise ces mesures dans la loi de guidage et/ou l'algorithme de pilotage comme une référence fixe permettant d'orienter au moins partiellement le repère lié au projectile par rapport à un repère terrestre.
  2. Procédé de guidage et/ou de pilotage selon la revendication 1, dans lequel on met en oeuvre un détecteur de cible permettant de localiser la cible dans un repère lié au projectile, et d'en déduire les coordonnées d'un vecteur ligne de visée Los →
    Figure imgb0084
     entre cible et projectile, procédé caractérisé en ce que, pour assurer le pilotage :
    on détermine dans le repère lié au projectile la projection N →
    Figure imgb0085
     du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0086
     dans un plan de guidage défini par les vecteurs ligne de visée Los →
    Figure imgb0087
     et vitesse Vp →
    Figure imgb0088
     du projectile,
    on applique une loi de guidage proportionnelle à la variation en fonction du temps λ̇ =dλ/dt de l'angle λ entre cette projection N →
    Figure imgb0089
     du champ magnétique et le vecteur ligne de visée Los →
    Figure imgb0090
  3. Procédé de guidage et/ou de pilotage selon la revendication 2, caractérisé en ce que la loi de guidage s'exprime de la façon suivante : γ →  cmd   =  K  λ  ˙   u →
    Figure imgb0091
    , expression dans laquelle γ → cmd
    Figure imgb0092
     représente le vecteur accélération consigne de correction, λ̇ représente la variation en fonction du temps (dλ/dt) de l'angle λ entre la projection N →
    Figure imgb0093
     du champ magnétique et le vecteur ligne de visée Los →
    Figure imgb0094
     et u →
    Figure imgb0095
     représente un vecteur unitaire perpendiculaire au vecteur vitesse Vp →
    Figure imgb0096
     du projectile et situé dans le plan de guidage.
  4. Procédé de guidage et/ou de pilotage selon une des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que pour déterminer l'orientation du vecteur vitesse du projectile dans le repère lié au projectile on considère que ce vecteur est colinéaire à l'axe OXm du repère lié au projectile.
  5. Procédé de guidage et/ou de pilotage selon une des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que, pour déterminer l'orientation du vecteur vitesse du projectile dans le repère lié au projectile, on utilise les signaux fournis par au moins deux accéléromètres orientés respectivement suivant les axes de mesure en tangage (OYm) et en lacet (OZm) du projectile.
  6. Procédé de guidage et/ou de pilotage selon une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que pour assurer le pilotage en asservissant le positionnement des gouvernes en lacet et/ou en tangage:
    on détermine la projection du vecteur champ magnétique sur un des plans de lacet (XmOYm) et/ou de tangage (XmOZm) du projectile,
    on utilise dans une chaîne d'asservissement en lacet et/ou en tangage, en lieu et place de la vitesse de rotation en lacet et/ou tangage, la dérivée par rapport au temps d'un angle fait par la projection ainsi réalisé avec un des axes du plan considéré.
  7. Procédé de guidage et/ou de pilotage selon la revendication 6, caractérisé en ce que pour asservir le positionnement des gouvernes en lacet :
    on détermine la projection du vecteur champ magnétique sur le plan de lacet (XmOYm) du projectile,
    on calcule la variation en fonction du temps (rmes=dρ2/dt) de l'angle ρ2 fait par cette projection avec l'axe de roulis (Oxm) ,
    on utilise dans une chaîne d'asservissement en lacet la valeur rmes ainsi calculée en lieu et place de la mesure de vitesse de rotation en lacet r.
  8. Procédé de guidage et/ou de pilotage selon une des revendications 6 ou 7, caractérisé en ce que pour asservir le positionnement des gouvernes en tangage :
    on détermine la projection du vecteur champ magnétique sur le plan de tangage (XmOZm) du projectile,
    on calcule la variation en fonction du temps (qmes=dρ1/dt) de l'angle ρ1 fait par cette projection avec l'axe de rotation en lacet (OZm) ,
    on utilise dans une chaîne d'asservissement en tangage la valeur qmes ainsi calculée en lieu et place de la mesure de vitesse de rotation en tangage q.
  9. Procédé de guidage et/ou de pilotage selon une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que pour asservir le positionnement des gouvernes en roulis :
    on détermine la projection du vecteur champ magnétique sur le plan de roulis (ZmOYm) du projectile,
    on mesure l'angle ρ3 fait par cette projection avec un des axes dudit plan, par exemple l'axe de rotation en tangage (OYm),
    on utilise dans une chaîne d'asservissement en roulis la valeur ρ3 ainsi calculée en lieu et place de l'angle de roulis Φ.
  10. Procédé de guidage et/ou de pilotage selon une des revendications 6 à 9, caractérisé en ce que pour assurer le guidage du projectile on met en oeuvre une loi de poursuite.
  11. Dispositif de guidage et/ou pilotage d'un projectile vers une cible mettant en oeuvre le procédé selon une des revendications 1 à 10, dispositif caractérisé en ce qu'il associe un détecteur de cible ou écartomètre, un calculateur incorporant un algorithme de guidage et/ou de pilotage du projectile, des moyens de pilotage du projectile, au moins deux accéléromètres orientés suivant les axes de mesure d'accélération en tangage (OZm) et d'accélération en lacet (OYm) du projectile et un ou plusieurs senseurs magnétiques disposés de façon à mesurer les trois composantes du vecteur champ magnétique terrestre H dans un repère lié au projectile, l'algorithme de guidage et/ou pilotage utilisant les mesures des composantes du vecteur champ magnétique terrestre H →
    Figure imgb0097
     comme référence fixe permettant d'orienter au moins partiellement le repère lié au projectile par rapport à un repère terrestre.
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