EP1839009A2 - Missile equipe d'un autodirecteur comportant une antenne de radar a synthese d'ouverture et procede de guidage associe - Google Patents

Missile equipe d'un autodirecteur comportant une antenne de radar a synthese d'ouverture et procede de guidage associe

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Publication number
EP1839009A2
EP1839009A2 EP05825298A EP05825298A EP1839009A2 EP 1839009 A2 EP1839009 A2 EP 1839009A2 EP 05825298 A EP05825298 A EP 05825298A EP 05825298 A EP05825298 A EP 05825298A EP 1839009 A2 EP1839009 A2 EP 1839009A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
antenna
target
angle
radar
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Withdrawn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
EP05825298A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Marc Malot
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.)
Safran Electronics and Defense SAS
Original Assignee
Sagem Defense Securite 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 Sagem Defense Securite SA filed Critical Sagem Defense Securite SA
Publication of EP1839009A2 publication Critical patent/EP1839009A2/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • F41G7/2246—Active homing systems, i.e. comprising both a transmitter and a receiver
    • 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
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/883—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for missile homing, autodirectors
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/89—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for mapping or imaging
    • G01S13/90—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for mapping or imaging using synthetic aperture techniques, e.g. synthetic aperture radar [SAR] techniques
    • G01S13/904—SAR modes
    • G01S13/9041—Squint mode

Definitions

  • the present invention relates to guided or missile-type ammunition comprising a homing device (AD).
  • munitions mainly comprise an inertial unit, a GPS receiver and control surfaces to control the trajectory of the ammunition and its roll.
  • missile type ammunition comprising a synthetic SAR (Synthetic Aperture Radar) synthetic radar SAR (AD).
  • SAR Synthetic Aperture Radar
  • a homing device equipped with a radar in Synthetic Aperture Radar (SAR) mode enables an all-weather metric precision guidance of a munition on a target in a complex environment, even in the presence of heavy rainfall.
  • Radar guidance in radar SAR mode is known to those skilled in the art.
  • a squint angle (or "squint" angle according to the English terminology generally used by those skilled in the art) is required between the propagation direction of the radar waves and the carrier velocity vector.
  • the movement of the ammunition provides exploitable information comparable to Doppler measurements.
  • the SAR detection is advantageously used for an observation of the Earth in carriers of the type of reconnaissance aircraft or artificial satellite
  • the carrier has in these cases a well-defined and regular trajectory
  • the squint angle is close to 90 °, which is the ideal configuration.
  • the SAR detection induces significant constraints on the trajectory of a missile type munition comprising a homing device (AD) during the acquisition of the radar signal, since the missile must move towards the target it observes.
  • Figure 1 shows schematically the projection in a horizontal plane of the trajectory 5 of a missile 1 to a target 2 (also called desired impact point PID).
  • the target 2 is visible on the one hand by the missile 1 when the image is taken and on the other hand that the missile moves towards the target.
  • the squint angle should not be too big.
  • the visualization of the target is complicated by the uncertainties on the relative position between the missile 1 and the target 2. These errors are due to the combination of the designation errors of the target 2 and the missile location errors 1 in position and in attitude.
  • the trajectory 5 corresponds to the terminal phase of the missile path between the first radar signal acquisition and the impact.
  • the trajectory 5 can be divided into two parts 51 and 52.
  • the part 51 corresponds to the phase during which the missile can take images.
  • Part 52 corresponds to the phase during which it becomes necessary to reach the estimated position of the target 2. Due to the need for squint, it becomes during this phase difficult or impossible to take images of the estimated target. After part 51, it is almost impossible to take images centered on the estimated target, but it may be interesting to take images by aiming at other points on the ground that are compatible with the target 2's joining by the missile 1. These ground points are offset from the target, but if the munition knows the relative position of these points relative to the estimated target, it may improve the impact accuracy.
  • the invention proposes to overcome at least one of the disadvantages of the missiles of the prior art.
  • the invention proposes a missile equipped with a homing device comprising an antenna of a synthetic aperture radar having a main direction of detection, characterized in that the antenna is arranged relative to the missile so that the main direction of the antenna is fixed relative to the missile and offset by a constant angle relative to a longitudinal axis of the missile.
  • the angle of offset between the main direction of the antenna and the longitudinal axis of the missile is between 5 ° and 35 °, preferably substantially equal to 10 °;
  • the missile further comprises means able to vary the transmitting / receiving surface of the antenna, so that the detection field of the antenna also varies;
  • the antenna is a slot antenna;
  • the missile further comprises means capable of controlling the control surfaces of the missile in order to modify the roll angle of the missile;
  • the invention also relates to a method for guiding and controlling a missile according to the invention
  • the guidance and control method is characterized in that it comprises a step in which the image is taken by means of the antenna, the antenna being arranged relative to the missile so that the main direction of the antenna is fixed relative to the missile and offset by a constant angle with respect to a longitudinal axis of the missile.
  • the emitter / receiver surface of the antenna is varied so that the detection field of the antenna also varies
  • the missile roll angle is varied to obtain a better aiming of the target or to refine the slope of the missile, radar detection data are used to readjust the errors in the navigation speed of the missile;
  • radar discrepancy information is used to improve the relative position of the reconstructed radar image with respect to the missile
  • the image-taking phase is triggered as soon as the homing device detects a signal whose signal-to-noise ratio exceeds a given threshold
  • a calibration phase is made for altitude errors between the missile and the ground before the image is taken, in order to optimize the probability of viewing the target in the image;
  • a missile comprising a searcher head without axis of movement relative to the missile is reliable and economical.
  • the missile is easy to manufacture.
  • FIG. 2 schematically shows the arrangement of a main direction of an antenna in a missile according to the invention
  • FIG. 3 schematically represents the projection of velocity vectors in a vertical plane containing the missile / target axis for two different slopes
  • FIG. 4 shows schematically the projection in the plane transverse to the axis missile / target roll for two angles of incidence.
  • similar elements bear identical reference numerals.
  • FIG. 2 shows that a missile 1 according to the invention is mainly equipped with a homing device comprising an antenna 7 of a synthetic aperture radar.
  • the antenna 7 has a main direction of detection 70, corresponding to the direction of the main lobe of the antenna.
  • the antenna 7 is arranged relative to the missile 1 so that the main direction 70 of the antenna is fixed on the one hand with respect to the missile, and on the other hand offset by a constant offset angle ⁇ relative to the a longitudinal axis 6 of the missile 1.
  • the offset angle ⁇ is set at a value greater than the minimum squint angle.
  • the missile is guided in attitude so that the antenna is aimed at the estimated target while respecting the squint angle. This induces a trajectory of the missile with a maximum chance of correct correction.
  • the angle ⁇ of offset between the main direction 70 of the antenna and the longitudinal axis 6 of the missile is greater than or substantially equal to the minimum squint angle to obtain a satisfactory resolution image.
  • the angle ⁇ has a value between 5 ° and 35 °, preferably substantially equal to 10 °.
  • ⁇ is the offset angle and ⁇ H is the projection of this angle in a horizontal plane.
  • FIG. 2 shows that when the missile is navigating on its trajectory 5, the instantaneous squint angle ⁇ is equal to the offset angle ⁇ H plus a skid angle ⁇ of the missile 1 on its trajectory 5.
  • the angle y of skid reflects the fact that the speed vector 3 of the missile is not exactly coincident with the axis 6 of the missile.
  • ⁇ H is the offset angle of the axis 70 of the antenna relative to the axis of the missile in the horizontal plane. It is the ⁇ H part of the angle ⁇ which participates in the squint angle, with the skid y for complement.
  • the angle is often greater than zero but with low values, which still contributes to the squint.
  • the angle y can of course be zero at given times.
  • the roll angle of the missile is controlled so that ⁇ H is substantially equal to ⁇ . It is for this reason that by construction ⁇ is set to a value greater than the minimum squint angle.
  • a method of guiding a missile according to the invention uses guiding and driving laws which enslave the position of the axis 6 of the munition in the space so that the main axis 70 of the antenna is aimed at zone containing target 2 during the image capture phase.
  • This mode of guidance / guidance in aiming makes it possible to ensure the presence of the target 2 in the main lobe of the antenna 7 and to maintain the squint angle a during the acquisition of the radar signal.
  • FIG. 1 already partially commented, represents an example of a trajectory 5 of a missile 1 towards a target 2.
  • the velocity vector 3 is parallel to the axis 6 of the missile 1.
  • the trajectory 5 corresponds to the terminal phase of the missile between the first radar signal acquisition and the impact.
  • Part 51 corresponds to the phase during which images can be taken.
  • Part 52 corresponds to the phase during which it becomes necessary to reach the estimated position of the target 2. Due to the need for squint, it becomes during this phase difficult or impossible to take images of the estimated target.
  • the position 11 of the missile 1 corresponds to the first acquisition of the radar signal (image).
  • the position 12 of the missile 1 corresponds to the last acquisition of the radar signal (image) and corresponds to the transition between the first and the second part.
  • the squint angle ⁇ 1 is measured between the velocity vector 31 and the axis 41 missile 1 - target 2
  • the axis 41 coincides with the axis 70.
  • a coordinate attitude aiming law is used, with control of the roll angle.
  • the squint angle a2 is measured between the velocity vector 32 and the axis 42 missile 1 - target 2.
  • the axis 42 corresponds again to the axis
  • the guidance / steering of the missile is to enslave its attitude so that the direction of the radar antenna is directed at the estimated target, and that the roll of the missile is controlled such that the ammunition meets the minimum squint angle during the part 51 of the terminal trajectory (which leads the munition to follow the trajectory 51).
  • a proportional navigation law is used, for example.
  • the angle of approach of the velocity vector with respect to the horizontal is between 20 ° and 45 ° for example.
  • the angle of the velocity vector with respect to the vertical impact is between 70 "and 45 ° for example.
  • the guide / control laws are known to those skilled in the art and are not described in more detail in the following description. In addition, other guide laws / steering than those mentioned here are possible.
  • the criteria advantageously used as end of pursuit criteria are as follows.
  • the instant squint angle must be less than the minimum squint angle of approximately 10 °.
  • the viewing angle of the target 2 should be greater than about 45 °.
  • the true target must be located off the main lobe of antenna 7.
  • the missile must reach the estimated target.
  • the missile furthermore preferably comprises means able to vary the transmitting / receiving surface of the antenna 7.
  • the detection field of the antenna also varies. Thus, the surface of the antenna can be reduced at the beginning of the first part of the trajectory 5 to have a very large main lobe.
  • the chances of finding the target 2 are increased, in the case where inaccuracies on the position of the missile 1 relative to the target 2 are important.
  • the inaccuracies may be due to a misidentification of the target, and / or strong misalignment errors of the missile 1 in position and attitude due for example to a jamming of the GPS and a drift of the missile on the trajectory between the release and the first image in position 11.
  • the antenna surface is increased to obtain a finer detection of said target.
  • the antenna 7 is a slot antenna.
  • the width of the main lobe of the antenna is for example substantially equal to 7.5 ° and the radar range at the beginning of search is for example 2500 m.
  • the missile advantageously comprises means capable of controlling the control surfaces of the missile to modify in particular the roll angle of the missile on the trajectory. You can get a better aim of the target or refine the slope of the missile.
  • the use of the roll angle of the missile 1 makes it possible to increase or refine the area 8 displayed on the ground.
  • the enslavement of the aiming direction of the missile then corresponds to a polar coordinate system whose variable is the roll of the ammunition.
  • Figure 3 shows that the roll may also be useful in adjusting a slope of the munition.
  • Figure 4 shows that the roll ⁇ can also be used to control the altitude of the missile and its incidence. Roll control techniques and their influences on the trajectory are known to those skilled in the art.
  • radar detection data are also used to readjust errors in the navigation speed of the missile.
  • radar deviation information is used to improve the relative position of the reconstructed radar image relative to the missile.
  • the image capture phase is triggered as soon as the homing device detects a signal whose signal-to-noise ratio exceeds a given threshold.
  • a altitude error registration phase is performed between the missile and the ground before the image is taken, in order to optimize the probability of viewing the target 2 in the image.

Landscapes

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Abstract

L'invention concerne un missile (1) équipé d'un autodirecteur comportant une antenne (7) d'un radar à synthèse d'ouverture présentant une direction (70) principale de détection, caractérisé en ce que l'antenne est agencée par rapport au missile de sorte que la direction principale de l'antenne est fixe par rapport au missile et décalée d'un angle (β) constant par rapport à un axe longitudinal (6) du missile. L'invention concerne également un procédé de guidage en asservissement d'altitude du missile associé.

Description

Missile autodirecteur avec antenne radar à synthèse d'ouverture, procédé de guidage associé
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL La présente invention concerne les munitions guidées ou de type missile comportant un autodirecteur (AD). De telles munitions comportent principalement une centrale inertielle, un récepteur GPS et des gouvernes permettant de contrôler la trajectoire de la munition et son roulis.
Plus précisément, elle concerne les munitions du type missile comportant un autodirecteur (AD) radar du type radar à synthèse d'ouverture SAR (Synthetic Aperture Radar). ETAT DE L'ART
L'utilisation d'un autodirecteur muni d'un radar en mode à synthèse d'ouverture SAR (Synthetic Aperture Radar) permet un guidage de précision métrique tout temps d'une munition sur une cible en environnement complexe, et ce même en présence de fortes précipitations. Le guidage radar en mode radar a synthèse d'ouverture SAR est connu de l'homme du métier.
II s'agit principalement de l'utilisation d'un radar à visée latérale pourvu d'un dispositif spécial de traitement des signaux rétrodiffusés, permettant d'améliorer la résolution géométrique de l'image selon l'axe parallèle à la trajectoire du porteur du radar, en superposant les échos successifs d'un même point identifiés par leur effet Doppler. Pour que la détection SAR soit possible, il faut un angle de strabisme (ou angle de « squint » selon la terminologie anglo-saxonne généralement utilisée par l'homme du métier) entre la direction de propagation des ondes radar et le vecteur vitesse du porteur Le déplacement de la munition procure une information exploitable assimilable à des mesures Doppler.
C'est pourquoi la détection SAR est avantageusement utilisée pour une observation de la Terre dans des porteurs du type avion de reconnaissance ou satellite artificiel Le porteur a dans ces cas une trajectoire bien définie et régulière L'angle de squint est proche de 90°, ce qui est la configuration idéale. Cependant, la détection SAR induit des contraintes importantes sur la trajectoire d'une munition du type missile comportant un autodirecteur (AD) lors de l'acquisition du signal radar, puisque le missile doit se diriger vers la cible qu'il observe. La figure 1 montre schématiquement la projection dans un plan horizontal de la trajectoire 5 d'un missile 1 vers une cible 2 (également appelé point d'impact désiré PID).
On rappelle que pour permettre une détection SAR, il faut qu'il y ait, durant la prise d'image, un angle a de squint minimum dans le plan horizontal entre d'une part le vecteur vitesse 3 du missile 1 et d'autre part la droite de détection radar 4 entre le missile 1 et la cible 2. Par conséquent, le vecteur vitesse 3 du missile 1 ne peut pas être orienté vers la cible 2 durant la prise d'image.
Il faut cependant également bien entendu que la cible 2 soit d'une part visible par le missile 1 lors de la prise d'image et d'autre part que le missile se déplace vers la cible. L'angle de squint a ne doit pas être trop important.
La visualisation de la cible est compliquée par les incertitudes sur la position relative entre le missile 1 et la cible 2. Ces erreurs sont dues à la combinaison des erreurs de désignation de la cible 2 et des erreurs de localisation du missile 1 en position et en attitude.
La trajectoire 5 correspond à la phase terminale du trajet du missile entre la première acquisition de signal radar et l'impact. La trajectoire 5 peut être divisée en deux parties 51 et 52. La partie 51 correspond à la phase durant laquelle le missile peut prendre des images.
La partie 52 correspond à la phase durant laquelle il devient nécessaire de rejoindre la position estimée de la cible 2. En raison du besoin en squint, il devient durant cette phase difficile voire impossible de prendre des images de la cible estimée. Après la partie 51 , il n'est quasiment plus possible de prendre des images centrées sur la cible estimée, mais il peut être intéressant de prendre des images en visant d'autres points au sol, compatibles de la rejointe de la cible 2 par le missile 1. Ces points au sol sont décalés par rapport à la cible mais si la munition connaît la position relative de ces points par rapport à la cible estimée, cela peut permettre d'améliorer la précision à l'impact.
Durant toute la trajectoire entre le largage et la phase terminale précédant la trajectoire 5, il est possible que les erreurs de navigation fassent dériver l'estimation de la position du missile. La possibilité de recaler les erreurs de vitesse de la navigation grâce au signal radar peut être mise en œuvre durant la partie 51.
Le dilemme entre le besoin de viser la cible estimée et le besoin d'une trajectoire assurant l'angle de squint est traitable par l'utilisation d'un
AD mobile à deux axes de débattements qui découple la vitesse du missile de l'orientation de l'antenne radar.
Les missiles à aυtodirecteurs SAR de l'art antérieur permettant d'avoir à la fois un angle de squint suffisant et une prise d'image correcte sont complexes et onéreux.
PRESENTATION DE L'INVENTION
L'invention propose de pallier au moins un des inconvénients des missiles de l'art antérieur.
A cet effet, l'invention propose un missile équipé d'un autodirecteur comportant une antenne d'un radar à synthèse d'ouverture présentant une direction principale de détection, caractérisé en ce que l'antenne est agencée par rapport au missile de sorte que la direction principale de l'antenne est fixe par rapport au missile et décalée d'un angle constant par rapport à un axe longitudinal du missile. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
- l'angle de décalage entre la direction principale de l'antenne et l'axe longitudinal du missile est compris entre 5° et 35°, préférentiellement sensiblement égal à 10° ;
- le missile comporte en outre des moyens aptes à faire varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne, de sorte que le champ de détection de l'antenne varie également ; - l'antenne est une antenne à fentes ;
- le missile comporte en outre des moyens aptes à commander des gouvernes du missile pour modifier l'angle de roulis du missile ;
L'invention concerne également un procédé de guidage et de pilotage d'un missile selon l'invention
Le procédé de guidage et de pilotage est caractérisé en ce qu'il comporte une étape selon laquelle on effectue une prise d'image grâce à l'antenne, l'antenne étant agencée par rapport au missile de sorte que la direction principale de l'antenne est fixe par rapport au missile et décalée d'un angle constant par rapport a un axe longitudinal du missile.
Le procédé est avantageusement complété par les étapes suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
- on décale la direction principale de l'antenne de l'axe longitudinal du missile d'un angle sensiblement égal à l'angle de squint minimum ,
- on fait varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne de sorte que le champ de détection de l'antenne varie également ,
- on fait varier l'angle de roulis du missile pour obtenir une meilleure visée de la cible ou pour affiner la pente du missile , - on utilise des données de détection du radar pour recaler les erreurs en vitesse de navigation du missile ;
- on utilise des informations d'écartométrie radar afin d'améliorer la position relative de l'image radar reconstituée par rapport au missile ,
- on déclenche la phase de prises d'image dès que l'autodirecteur détecte un signal dont le rapport signal à bruit dépasse un seuil donné ,
- on effectue une phase de recalage des erreurs d'altitude entre le missile et le sol avant la prise d'image, afin d'optimiser la probabilité de visualiser la cible dans l'image ; et
- lorsque les prises d'image de la cible ne sont plus possibles, on prend des images d'autres points au sol, la position relative de ces points par rapport à la position estimée de la cible étant par ailleurs connue. L'invention présente de nombreux avantages. Un missile comportant une tête chercheuse sans axe de débattement par rapport au missile est fiable et économique.
Le missile est facile à fabriquer.
Il est facile à guider et piloter. PRESENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 , déjà en partie commentée, représente schématiquement la projection dans un plan horizontal des vecteurs vitesse d'un missile sur une trajectoire vers une cible ainsi que les axes passant par le missile et la cible ;
- la figure 2 représente schématiquement la disposition d'une direction principale d'une antenne dans un missile selon l'invention ; - la figure 3 représente schématiquement la projection des vecteurs vitesse dans un plan vertical contenant l'axe missile/cible pour deux pentes différentes ; et
- la figure 4 représente schématiquement la projection dans le plan transverse à l'axe missile/cible du roulis pour deux angles d'incidence. Sur les figures, les éléments similaires portent des références numériques identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE
La figure 2 montre qu'un missile 1 selon l'invention est principalement équipé d'un autodirecteur comportant une antenne 7 d'un radar à synthèse d'ouverture.
L'antenne 7 présente une direction 70 principale de détection, correspondant à la direction du lobe principal de l'antenne.
L'antenne 7 est agencée par rapport au missile 1 de sorte que la direction principale 70 de l'antenne est d'une part fixe par rapport au missile, et d'autre part décalée d'un angle de décalage β constant par rapport à un axe longitudinal 6 du missile 1. Par construction, on fixe l'angle de décalage β à une valeur supérieure à l'angle de squint minimal. On guide en attitude le missile de sorte que l'antenne vise la cible estimée en respectant l'angle de squint. Cela induit une trajectoire 5 du missile avec un maximum de chances d'une bonne correction.
Ainsi, l'angle β de décalage entre ta direction 70 principale de l'antenne et l'axe longitudinal 6 du missile est supérieur ou sensiblement égal à l'angle de squint minimal permettant d'obtenir une image de résolution satisfaisante. L'angle β a une valeur comprise entre 5° et 35° , préférentiellement sensiblement égale à 10°.
Dans la suite de la présente description, on appelle β l'angle de décalage et βH le projeté de cet angle dans un plan horizontal.
La figure 2 montre que lorsque le missile est en navigation sur sa trajectoire 5, l'angle a de squint instantané est égal à l'angle de décalage βH auquel s'ajoute un angle y de dérapage du missile 1 sur sa trajectoire 5.
L'angle y de dérapage traduit le fait que le vecteur vitesse 3 du missile n'est pas exactement confondu avec l'axe 6 du missile. βH est l'angle de décalage de l'axe 70 de l'antenne par rapport à l'axe du missile dans le plan horizontal. C'est la partie βH de l'angle β qui participe à l'angle de squint, avec le dérapage y pour complément.
L'angle y est souvent supérieur à zéro mais avec des valeurs faibles, ce qui participe tout de même dans le bon sens au squint. L'angle y peut bien entendu être nul à des instants donnés.
On a alors : α = βH
L'angle de roulis du missile est contrôlé en sorte que βH soit sensiblement égale à β. C'est pour cette raison que par construction β est fixé à une valeur supérieure à l'angle de squint minimal.
Un procédé de guidage d'un missile selon l'invention utilise des lois de guidage et de pilotage qui asservissent la position de l'axe 6 de la munition dans l'espace de sorte que l'axe principal 70 de l'antenne vise une zone contenant la cible 2 durant la phase de prises d'image. Ce mode de guidage/pilotage en visée permet à la fois d'assurer la présence de la cible 2 dans le lobe principal de l'antenne 7 et de maintenir l'angle a de squint durant l'acquisition du signal radar.
La figure 1 , déjà partiellement commentée, représente un exemple de trajectoire 5 d'un missile 1 vers une cible 2. Sur la figure 1 , le vecteur vitesse 3 est parallèle à l'axe 6 du missile 1.
La trajectoire 5 correspond à la phase terminale du missile entre la première acquisition de signal radar et l'impact.
La partie 51 correspond à la phase durant laquelle on peut prendre des images.
La partie 52 correspond à la phase durant laquelle il devient nécessaire de rejoindre la position estimée de la cible 2. En raison du besoin en squint, il devient durant cette phase difficile voire impossible de prendre des images de la cible estimée. La position 11 du missile 1 correspond à la première acquisition du signal radar (image). La position 12 du missile 1 correspond à la dernière acquisition du signal radar (image) et correspond à la transition entre la première et la deuxième partie.
A une position 11 du missile 1 sur la première partie 51 de la trajectoire 5, l'angle de squint σ1 est mesuré entre le vecteur vitesse 31 et l'axe 41 missile 1 - cible 2 L'axe 41 est confondu avec l'axe 70.
Préférentiellement, durant la première partie 51 de la trajectoire, on utilise une loi de visée en attitude sur coordonnées, avec un contrôle de l'angle de roulis. A une position 12 du missile 1 avant son entrée sur la deuxième partie 52 de la trajectoire 5, l'angle de squint a2 est mesuré entre le vecteur vitesse 32 et l'axe 42 missile 1 - cible 2. L'axe 42 correspond encore à l'axe
70.
Globalement, le guidage/pilotage du missile consiste à asservir son attitude de sorte que la direction de l'antenne radar soit dirigée sur la cible estimée, et que le roulis du missile soit commandé tel que la munition respecte l'angle de squint minimal durant la partie 51 de la trajectoire terminale (ce qui conduit la munition à suivre la trajectoire 51 ). Préférentiellement, durant la deuxième partie 52 de la trajectoire, on utilise une loi de navigation proportionnelle par exemple.
L'angle d'approche du vecteur vitesse par rapport à l'horizontale est compris entre 20° et 45° par exemple. L'angle du vecteur vitesse par rapport à la verticale à l'impact est compris entre 70" et 45° par exemple.
Les lois de guidage/pilotage sont connues de l'homme du métier et ne sont pas décrites plus en détail dans la suite de la présente description. De plus, d'autres lois de guidage/pilotage que celles mentionnées ici sont possibles. Les critères avantageusement utilisés comme critères de fin de poursuite sont comme suit. L'angle de squint instantané doit être inférieur à l'angle de squint minimal, soit environ 10°. L'angle de vue de la cible 2 doit être supérieur à environ 45°. La cible vraie doit être située hors du lobe principal de l'antenne 7. Le missile doit rejoindre la cible estimée. Par ailleurs, le missile comporte en outre préférentiellement des moyens aptes à faire varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne 7. Le champ de détection de l'antenne varie également. Ainsi, on peut diminuer la surface de l'antenne au début de la première 51 partie de la trajectoire 5 pour avoir un lobe principal très large. On augmente les chances de repérage de la cible 2, dans le cas où des imprécisions sur la position du missile 1 par rapport à la cible 2 sont importantes. Les imprécisions peuvent être dues à une mauvaise désignation de la cible, et/ou de fortes erreurs de localisation du missile 1 en position et en attitude dues par exemple à un brouillage du GPS et à une dérive du missile sur la trajectoire entre le largage et la première image en position 11.
Une fois la cible 2 repérée, on augmente la surface de l'antenne pour obtenir une détection plus fine de ladite cible. Plusieurs types d'antennes SAR sont utilisables, mais avantageusement, l'antenne 7 est une antenne à fentes. La largeur du lobe principal de l'antenne est par exemple sensiblement égale à 7.5° et la portée radar en début de recherche est par exemple de 2500 m.
On rappelle que le missile comporte avantageusement des moyens aptes à commander des gouvernes du missile pour modifier notamment l'angle de roulis du missile sur la trajectoire. On peut obtenir une meilleure visée de la cible ou affiner la pente du missile.
L'utilisation de l'angle de roulis du missile 1 permet d'accroître ou d'affiner la zone 8 visualisée au sol. L'asservissement de la direction de visée du missile correspond alors à un système en coordonnée polaire dont la variable est le roulis de la munition.
La figure 3 montre que le roulis peut aussi être utile à ajuster une pente de la munition.
Il est possible d'affiner la pente du missile en choisissant le couple (incidence de la munition, roulis) permettant de tenir l'angle de squint désiré et la pente désirée ε1 ou ε2. Le choix de la pente facilite la formation de la trajectoire et évite d'avoir à compenser les erreurs verticales durant la partie
52 de la trajectoire.
On a donc les contraintes : βH + y > angle de squint minimum ; βH étant une fonction du couple (β, roulis), et la pente étant une fonction de l'incidence de la munition.
La figure 4, montre que le roulis δ peut également servir à contrôler l'altitude du missile et son incidence. Les techniques de contrôle du roulis et leurs influences sur la trajectoire sont connues de l'homme de l'art.
Avantageusement, on utilise en outre des données de détection du radar pour recaler les erreurs en vitesse de navigation du missile.
De même, on utilise des informations d'écartométrie radar afin d'améliorer la position relative de l'image radar reconstituée par rapport au missile.
Préférentiellement. on déclenche la phase de prises d'image dès que l'autodirecteur détecte un signal dont le rapport signal à bruit dépasse un seuil donné. Avantageusement, on effectue une phase de recalage des erreurs d'altitude entre le missile et le sol avant la prise d'image, afin d'optimiser la probabilité de visualiser la cible 2 dans l'image. Après la partie 51 , if n'est plus possible de prendre des images centrées sur la cible estimée, mais il peut être intéressant de prendre des images en visant d'autres points au sol, compatibles de la rejointe de la cible par la munition. Ces points au sol sont décalés par rapport à la cible mais si la munition connaît la position relative de ces points par rapport à la cible estimée, cela permet d'améliorer la précision à l'impact.

Claims

REVENDICATIONS
1. Missile (1 ) équipé d'un autodirecteur comportant une antenne (7) d'un radar à synthèse d'ouverture présentant une direction (70) principale de détection, caractérisé en ce que l'antenne est agencée par rapport au missile de sorte que la direction principale de l'antenne est fixe par rapport au missile et décalée d'un angle (β) constant par rapport à un axe longitudinal (6) du missile.
2. Missile selon la revendication 1 , dans lequel l'angle de décalage entre la direction principale de l'antenne et l'axe longitudinal (6) du missile est compris entre 5° et 35°, et préférentiellement sensiblement égal à 10°.
3. Missile selon la revendication 1 ou 2, comportant en outre des moyens aptes à faire varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne (7), de sorte que le champ de détection de l'antenne varie également.
4. Missile selon la revendication 3. dans lequel l'antenne est une antenne à fentes.
5. Missile selon l'une des revendications 1 à 4, comportant en outre des moyens aptes à commander des gouvernes du missile pour modifier l'angle de roulis du missile et aussi la trajectoire du missile.
6. Procédé de guidage et de pilotage d'un missile équipé d'un autodirecteur vers une cible, l' autodirecteur comportant une antenne (7) d'un radar à synthèse d'ouverture présentant une direction (70) principale de détection, caractérisé en ce qu'il comporte une étape selon laquelle on effectue des prises d'image grâce à l'antenne, l'antenne étant agencée par rapport au missile de sorte que la direction principale de l'antenne est fixe par rapport au missile et décalée d'un angle constant (β) par rapport à un axe longitudinal (6) du missile.
7. Procédé selon la revendication 6, dans lequel on décale la direction principale de l'antenne de l'axe longitudinal (6) du missile d'un angle compris entre 5° et 35° et sensiblement égal à 10°.
8. Procédé selon la revendication 6 ou 7, dans lequel on asservit l'attitude du missile de sorte que la direction de l'antenne du radar soit dirigée sur la position estimée de la cible, et que le roulis du missile soit commandé tel que la munition respecte l'angle de strabisme minimal pendant les prises d'image.
9. Procédé selon l'une des revendications 6 à 8, dans lequel on fait varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne (7) de sorte que le champ de détection de l'antenne varie également.
10. Procédé selon l'une des revendications 6 à 9, dans lequel on utilise des données de détection du radar pour recaler les erreurs en vitesse de navigation du missile.
11. Procédé selon l'une des revendications 6 à 10. dans lequel on utilise des informations d'écartométrie radar afin d'améliorer la position relative de l'image radar reconstituée par rapport au missile.
12. Procédé selon l'une des revendications 6 à 11 , dans lequel on déclenche la phase de prises d'image dés que l'autodirecteur détecte un signal dont le rapport signal à bruit dépasse un seuil donné.
13. Procédé selon l'une des revendications 6 à 12, dans lequel on effectue une phase de recalage des erreurs d'altitude entre le missile et le sol avant la prise d'image, afin d'optimiser la probabilité de visualiser la cible (2) dans l'image.
14. Procédé selon l'une des revendications 6 à 13, dans lequel, lorsque les prises d'image de la cible ne sont plus possibles, on prend des images d'autres points au sol. la position relative de ces points par rapport à la position estimée de la cible étant par ailleurs connue.
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