FR2474686A1

FR2474686A1 - Systeme d'auto-guidage simplifie pour engin du type obus ou roquette

Info

Publication number: FR2474686A1
Application number: FR8001869A
Authority: FR
Inventors: Richard Heidmann; Bino Noel Crapiz
Original assignee: Societe Europeenne de Propulsion SEP SA
Current assignee: Societe Europeenne de Propulsion SEP SA
Priority date: 1980-01-29
Filing date: 1980-01-29
Publication date: 1981-07-31
Also published as: US4397430A; JPS5757313A; EP0033283B1; DE3173544D1; FR2474686B1; EP0033283A2; EP0033283A3

Abstract

SYSTEME D'AUTO-GUIDAGE SIMPLIFIE POUR ENGIN. LE DISPOSITIF COMPREND UN DISPOSITIF ACCELEROMETRIQUE 5 MONTE DIRECTEMENT SUR LA STRUCTURE DE L'ENGIN 1 POUR DETECTER L'ACCELERATION LATERALE DE L'ENGIN DUE AUX FORCES EXTERIEURES ET L'ACCELERATION CENTRIFUGE DUE AU ROULIS; UN DETECTEUR DE CIBLE 4 MONTE DIRECTEMENT SUR LA STRUCTURE DE L'ENGIN, DES MOYENS D'ENTRETIEN DU MOUVEMENT DE ROULIS DE L'ENGIN ET DES MOYENS D'ELABORATION, A PARTIR DES SIGNAUX DETECTES, DE GRANDEURS

Description

La présente invention est relative à un système d'auto-guidage simplifié

pour engin du type obus ou

roquette non stabilisé activement en attitude.

Les systèmes d'artillerie sol-sol ou les arme-

ments air-sol, à base d'obus ou de roquettes mettent de

plus en plus souvent en oeuvre des engins auto-propul-

sés munis de têtes militaires pouvant comporter des sous-charges mnul-

tiples. Ces engins que constituent ces têtes destinés à attein-

dre une cible déterminée peuvent être répartis en plu-

sieurs catégories. Les engins dits à effet dirigé,c'est

à dire dont l'action est exercée à distance, sans gui-

dage, en direction d'une cible dès que celle-ci a été détectée, présentent l'avantage de faire l'économie d'un système de guidage mais sont limités en portée et s15 en efficacité par suite des limitations de la précision de l'action à distance. Les engins téléguidés peuvent être tris précis, mais sont relativement complexes et

coQteux. Enfin, les engins à guidage terminal par auto-

directeur, utilisant par exemple une loi de guidage pro-

portionnel, peuvent être précis mais nécessitent des moyens actifs de stabilisation en attitude de l'engin et des moyens de montage du dispositif de détection sur un

système gyroscopique afin de disposer d'une antenne li-

bre et inertielle capable de garder en vue la cible. De tels systèmes ne peuvent ainsi allier une efficacité suffisante, tant en champ de recherche des cibles qu'en probabilité d'atteinte, qu'au prix d'une transformation des munitions auxquelles on les applique en missiles

sophistiqués et conteux.

La présente invention vise précisément à réali-

ser un matériel de guidage simplifié qui permette de supprimer les imprécisions et limitations en portée des

systèmes à effet dirigé tout en apportant une simplifi-

cation a la conception des systèmes à auto-directeur classique notamment en évitant l'utilisation de matériel gyroscopique et la nécessité de stabiliser activement un engin en attitude. La présente invention vise encore à étendre le champ de recherche de la cible, c'est à dire le rayon d'action des systèmes de détection et à diminuer le temps d'acquisition des données relatives à la cible et par suite à augmenter la durée de la phase de guidage,

donc la manoeuvrabilité.

Ces buts sont atteints grâce à un système d'auto-

guidage simplifié pour engin du type obus ou roquette non stabilisé activement en attitude, caractérisé en ce

qu'il comprend un dispositif accélérométrique monté di-

rectement sur la structure de l'engin et capable de dé-

tecter l'accélération latérale de l'engin due aux forces extérieures et l'accélération centrifuge due au roulis; des moyens de détection d'une cible montés directement sur la structure de l'engin; des moyens de détermination de grandeurs utiles liées au vecteur V représentant la vitesse relative de l'engin par rapport à l'air dans un repère lié à l'engin et au vecteur uc représentant la direction de la cible par rapport à l'axe de l'engin, à partir des informations fournies par le dispositif accélérométrique et par les moyens de détection de cible; des moyens d'élaboration d'une force de pilotage F p à partir des grandeurs utiles déterminées; et des moyens

d'application de la force de pilotage à l'engin.

Avec un tel système, tous les moyens de détec-

tion, peuvent être montés sur la structure de l'engin

et il n'est pas besoin de disposer de matériel gyrosco-

pique. L'engin n'a pas non plus à être stabilisé en rou-

lis puisque le dispositif accélérométrique permet de déterminer en permanence la position relative en roulis de l'engin par rapport à- la direction de la cible et

à la direction du vecteur vitesse.

Selon un mode particulier de réalisation, les moyens de détection de cible comprennent un système optique associé à au moins une barrette comportant une pluralité de détecteurs infra-rouge, alignés et faisant

un angle prédéterminé avec l'axe de l'engin, le disposi-

tif accélérométrique comprend au moins un accéléromètre à axe sensible radial associé à un intégrateur et des

moyens sont prévus pour assurer l'entretien du mouve-

ment de roulis de l'engin.

Toutefois, il est seulement nécessaire que l'engin présente un mouvement de roulis, la vitesse de

roulis pouvant elle-même être variable.

Selon une autre caractéristique de l'invention, les moyens d'élaboration de la force de pilotage Fp sont réalisés de manière à asservir la vitesse V sur

la direction de la cible uC.

Les moyens de détermination de grandeurs utiles fournissent des valeurs de la direction de la vitesse

V, et de la direction de la cible u., à partir des in-

dications fournies par le dispositif accélérométrique et les moyens de détection de cible et d'informations enregistrées relatives au module de la vitesse V et aux paramètres aérodynamiques permettant de restituer

l'incidence à partir de la portance.

De façon avantageuse, le dispositif accéléro-

métrique comprend au moins deux accéléromètres à axe sensible radial disposés à 1800 ou 900 l'un de l'autre

dans un plan perpendiculaire à l'axe de l'engin.

Selon une variante de réalisation, les moyens de détection de cible comprennent un système d'imagerie infra-rouge ou visible à balayage électronique du champ

de recherche de la cible.

D'autres caractéristiques et avantages de l'in-

vention apparaîtront mieux à la lecture de la descrip-

tion qui fait suite de modes particuliers de réalisation de l'invention donnés uniquement à titre d'exemples non limitatifs, en référence au dessin annexé, sur lequel:

- La figure 1 est une vue schématique en pers-

pective d'un engin autq-guidé selon l'invention, - les figures 2 et 3 sont des vues schématiques montrant le principe de la détection d'une cible et du guidage de l'engin,

- la figure 4 est une vue d'un schéma-bloc mon-

trant les différents éléments constitutifs du système d'auto-guidage selon l'invention, - la figure 5 représente une vue schématique

d'un dispositif accélérométrique incorporé dans le sys-

tème selon l'invention, et,

- les figures 6 et 7 montrent un exemple de dé-

tecteurs de cible utilisés dans le système selon l'inven-

tion. L'invention s'applique plus-particulièrement à

un engin du type obus ou roquette, tel que la tête mili-

taire 1 représentée sur la figure 1. Une telle tête mi-

litaire, généralement prévue pour être lancée au moyen d'un engin autopropulsé stabilisé sur une trajectoire prédéterminée, est séparée du vecteur de transport à une certaine altitude au-dessus du champ de recherche de la ciblé. Selon la présente invention, des moyens d'autoguidage simplifié sont incorporés dans la tête

pour lui permettre d'atteindre la cible avec une préci-

sion suffisante tout en évitant l'usage des systèmes

classiques coûteux du type à auto-directeurs.

La tête 1 peut comprendre un corps 11 dans le-

quel est stocké un chargement de munitions destiné à être

éjecté sur une cible, et une ogive 12 équipée d'un sys-

tâme d'auto-guidage de l'ensemble en direction de la ci-

ble. Un empennage 2 déployé au moment du largage assure de façon classique une stabilisation du mouvement de

l'engin tandis que des gouvernes 3 commandées par le sys-

tème de pilotage permettent de diriger l'engin sur la cible lorsque les systèmes de détection de cible 4 et

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d'auto-guidage ont été mis en service à une altitude

prédéterminée au-dessus du champ de recherche de la ci-

ble. Il est à noter que lessystèmes de détection de ci-

ble et d'auto-guidage selon l'invention qui peuvent être mis en oeuvre à partir d'une altitude relativement élevée,

par exemple à environ 100Om au-dessus du champ de recher-

che de la cible, sont capables de fournir rapidement des indications de correctionpermettant un guidage précis et de continuer à fonctionner jusqu'à une altitude très basse précédant immédiatement l'ouverture de la tête et l'éjection de l'ensemble des sous-charges contenues dans le corps 11

de l'engin.

Au début de la phase de détection de cible et de guidage de l'engin, celui-ci présente un mouvement de roulis, qui peut être entretenu aérodynamiquement, de vitesse ' autour de son axe de roulis E1 E'1 (fig. 1 et 2). Le vecteur vitesse relative V de l'engin par rapport à l'air, appliqué au centre de gravité G de l'engin fait un angle d'incidence i par rapport à

l'axe de l'engin E1 E'1. Le vecteur unitaire uc indi-

quant la direction de la cible 10 par rapport à l'engin

1 fait un angle S avec l'axe de roulis E1 E'1 de l'en-

gin(de vecteur unitaire u) et le plan de la cible dé-

tectée 10 défini par l'axe de roulis El E'1 et le vecteur

UC. L'angle de rouli, entre le plan de la cible dé-

tectée u0, u et un plan de référence E1 E'l, E3 E'3

lié à la structure de l'engin est indiqué sur la Fig.1.

Le principe de guidage de l'engin 1 par rapport à la cible 10iO est illustré par le diagramme vectoriel

de la figure 3. La cible O10 détectée présente une vites-

se de déplacement Vc représentée dans un repère fixe

de l'espace OXYZ. L'engin i de centre de gravité G au-

quel est lié un repère de référence Gxyz tel que le repère El, E2, E3 de la figure 1 présente une vitesse relative de déplacement V faisant un angle d'incidence i avec l'axe de l'engin Gx (vecteur u.). Le vecteur Uc indiquant la direction engin 1 - cible 10 fait un angle S avec l'axe de l'engin 1. La force de pilotage de l'engin Fp est élaborée de manière & asservir le vecteur vitesse V de l'engin au vecteur uC donnant la direction engin-cible et se trouve à la fois située dans le plan (%, uc), perpendiculaire à l'axe u de l'engin et proportionnelle a l'angle {Y, Uc). La force

de pilotage FP est appliquée A l'engin au moyen d'ac-

tionneurs 140 provoquant le braquage des gouvernes de

l'engin 150 (fig. 4). La force de pilotage est elle-

même élaborée à chaque instant par un calculateur 130 à partir des données constituées par, d'une part, le plan de détection défini par les vecteurs Uct, i, et l'angle r et, d'autre part, le plan d'incidence défini par les vecteurs Àe, +, et l'angle d'incidence i Les données relatives au plan d'incidence et a l'angle d'incidence i sont appliquées à l'ensemble à partir de moyens de calcul 120 prenant en compte les informations de mesure d'accélération 121 fournies par le dispositif accélérométrique 5 lié A l'engin 1 (fig 1). Les données relatives au plan de détection et à l'angle S' sont par ailleurs appliquées à l'ensemble a partir de moyens de calcul 110 prenant en compte

les informations de vitesse de roulis 111 fournies éga-

lement à partir du dispositif accélérométrique 5, et de position et vitesse de cible 112 fournies à partir du

dispositif de détection 4.

Les dispositifs de détection et de mesure fournissant les informations primaires précitées au calculateur de guidage 110, 120, 130 déduisant les

grandeurs utiles et élaborant la force de pilotage, se-

ront décrits plus en détail ci-dessous.

Les organes de mesure 5 et de détection 4 qui fournissent les informations primaires indispensables pour réaliser un auto-guidage de l'engin 1 en direction de la cible 10 se caractérisent essentiellement par une

grande simplicité de mise en oeuvre puisqu'ils sont mon-

tés sur la structure même de l'engin et ne nécessitent aucun support inertiel ou dispositif du type gyroscopique. Le dispositif accélérométrique 5(fig 1 et 5)

comprend au moins un accéléromètre 51 à axe sensible ra-

dial, c'est à dire perpendiculaire à l'axe EiE'I de l'en-

gin 1.11 est toutefois possible d'associer plusieurs ac-

o10 céléromètres à axes sensibles radiaux dans un plan per-

pendiculaire à l'axe de l'engin, de préférence au voisi-

nage du centre de gravité de celui-ci. Selon un mode de réalisation avantageux, deux accéléromètres peuvent être disposés à 180 (références 51,52) ou à 900 (références

51,53) l'un de l'autre dans des positions fixes d'un re-

père A1 A'i,A2 A'2 lié a la structure de l'engin.Un tel

dispositif accélérométrique est capable de fournir l'ac-

célération latérale due aux forces extérieures, et donc

permet de connaitre la portance puis d'en déduire l'inci-

dence i. Pour la détermination du plan d'incidence et de

l'angle d'incidence i, il convient naturellement de re-

trancher le facteur de charge dû en propre aux action-

neurs, dont l'état est connu à tout instant et de con-

naitre au moins approximativement le module de la vi-

tesse V et l'ensemble des paramètres aérodynamiques per-

mettant de restituer l'incidence à partir de la portance.

Ces valeurs qui sont peu fluctuantes pour une applica-

tion déterminée peuvent être soit mémorisées sous forme de constantes dans le calculateur 120, soit introduites dans ce calculateur avant le tir pour tenir compte de

paramètres spécifiques à ce tir.

Le dispositif accélérométrique 5 destiné à permettre la détermination-de l'incidence i, c'est à dire de l'orientation du

vecteur V, présente une seconde fonction qui permet la mise en oeu-

vre de dispositifs de détection de cible simplifiés. En effet, les

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accéléromètres 51, 52 à axes sensibles radiaux fournissent

des indications qui permettent d'extraire l'accéléra-

tion centrifuge due au roulis, dont la valeur varie peu à chaque rotation tandis que l'accélération due à l'action de la portance produit elle-même un signal

sinusoïdal. De la sorte, à partir de la vitesse de rou-

lis, il est possible de déduire simplement à l'aide-d'un

intégrateur, la position en roulis de'l'engin à tout ins-

tant, c'est à dire l'angle de roulis relatif 'tentre le plan de la cible détectée contenant l'axe de roulis

u et la direction de la cible Uc et un plan de réfé-

rence E2 E'2, E3 E'3. Connaissant l'angle de roulis t à tout instant, il est possible d'utiliser un système

de détection 4 de la cible qui ne fournit une informa-

tion complète de position angulaire de la cible par rap-

port aux axes du repère lié à l'engin qu'un nombre de fois limité par période de roulis tandis que la force de pilotage peut toujours être appliquée à tout instant dans un plan bien déterminé, quelle que soit la position

en roulis de l'engin.

L'ensemble 4 de détection de cible monté dans

la tête 1 peut comprendre un système d'imagerie infra-

rouge ou visible, avec balayage électronique de l'ensem-

ble du champ de recherche permettant de disposer d'une

information complète de position angulaire avec une fré-

quence de récurrence importante, ou encore des systèmes de détection à micro-ondes ou de détection de cibles

illuminées par laser. Toutefois, un ensemble de détec-

tion 4 particulièrement avantageux est constitué par un système optique 45 (Fig 7) associé à une ou plusieurs barrettes 41, 42, (fig 6 et 7) de détecteurs infra-rouge alignés sensiblement radialement par rapport à l'axe de l'engin E1 E'1 et solidaires de la structure de l'engin. Avec un tel type de détecteur à barrette, le

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balayage de recherche au sol est obtenu simplement par

un mouvement de roulis de l'engin, entretenu par exem-

ple aérodynamiquement. Dans ce cas, l'information complè-

te de position angulaire de la cible par rapport aux axes du repère lié à l'engin n'est fournie que n fois par période de roulis, n étant le nombre de barrettes

radiales 41,42 réparties autour de l'axe de l'engin.Chaque bar-

rette peut comprendre par exemple une trentaine de dé-

tecteurs IR de type classique refroidis (par ex. en Cd

Hg Te ou Ph Sn Te! couvrant un champ total c< (fig 2) au-

tour de l'axe optique QO' du système optique 45 lié à la

barrette de détection. Avec une barrette unique, une dé-

tection de la cible peut être effectuée rapidement en un tour de roulis, puis réitérée périodiquement à chaque tour tout en permettant un ajustage en permanence de la

force de pilotage Fp.

Le système selon l'invention permet ainsi, de

réaliser, à partir de dispositifs de mesure purement sta-

tiques par rapport à l'engin dans lequel ils sont instal-

lés, la recherche étendue, rapide et prolongée d'une ci-

ble et le guidage simplifié de l'engin jusqu'à cette cible.

A titre d'exemple, on peut utiliser des détec-

teurs présentant un champ élémentaire d'environ 10 mrd x 10 mrd. Une barrette 41 de détecteurs peut par exemple être inclinée d'un angle e compris entre environ 60 et

900 par rapport à l'axe El E'1 de l'engin, et de préfé-

rence compris entre environ 75 et 90 .

Le système de détection et de mesure selon l'in-

vention permettant de connaître d'une part les paramè-

tres relatifs à la vitesse relative V de l'engin par rap-

port à l'air, grace à une mesure accélérométrique de la-

quelle est issue la mesure de l'incidence i et, d'autre part, les paramètres relatifs au vecteur UC donnant la

direction engin-cible, a partir des détecteurs, par exem-

ple de type à barrette, la force de pilotage Fp peut être calculée,

en module et direction à chaque détection par exemple par la for-

mule suivante: = K (p) A up dans laquelle: Fup est la composante duvecteur Fu qui est normale a l'axe de l'engin E1 E'1, le vecteur Fu étant lui-même perpendiculaire à la vitesse engin V, situé dans le plan de vitesse engin V- direction engin-cible

uc, orienté de V vers uc et de module égal à -

-e -->

sin ,o est l'angle V, uc.

Ainsi, de façon vectorielle, si V1 est le vecteur unitaire de V, on a les formules suivantes: Fu= ^ c ^ 1

?up u - (Fu. u)-.

Le vecteur Fup est élaboré par le calculateur

130 a partir des informations relatives à Vj et uc dis-

ponibles à bord de l'engin et fournies par les sous-en-

sembles 110, 120.

A est une constante connuecalculée à partir d'informations enregistrées avant le départ de l'engin et qui s'exprime par: A = 2 y S Vo2 c< o est la masse spécifique de l'air S est.une surface de référence Vo représente le module de la vitesse relative

de l'engin par rapport à l'air.

C'ZE représente un coefficient de portance des

gouvernes 3.-

K(p) représente un opérateur de correction tenant compte des caractéristiques dynamiques de l'engin

et des activateurs tels que les servo-moteurs de comman-

de du braquage des gouvernes, K (p) est ainsi un filtre qui peut prendre par exemple la forme suivante: 1 + 2 (p + 2 K (k > ( k \v2) 2

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o k est un gain.

le numérateur est un filtre du second ordre, comportant un retour en vitesse (d'amortissement)

et en accélération.

le dénominateur est un filtre en fréquence p est l'opérateur de Laplace et les valeurs

de k, 3, l et. dépendent des caractéristiques par-

tlculières de l'engin.

Bien entendu, diverses modifications et adjonc-

tions peuvent être apportées par l'homme de l'art aux dispositifs qui viennent d'être décrits, uniquement à titre d'exemples non limitatifs, sans sortir du cadre

de protection défini par les revendications annexées.

Claims

REVENDICATIONS

1.- Système d'auto-guidage simplifié pour en-

gin du type obus ou roquette non stabilisé activement en

attitude: caractérisé en ce qu'il comprend un disposi-

tif accélérométrique monté directement sur la structure de l'engin et capable de détecter l'accélération laté-

rale de l'engin due aux forces extérieures et l'accélé-

ration centrifuge due au roulis; des moyens de détection

d'une cible montés directement sur la structure de l'en-

gin; des moyens de détermination de grandeurs utiles liées au vecteur V représentant la vitesse relative de

l'engin par rapport à l'air dans un repère lié à l'en-

gin et au vecteur uc représentant la direction de la

cible par rapport à l'axe de l'engin, à partir des in-

formations fournies par le dispositif accélérométrique et par les moyens de détection de cible; des moyens d'élaboration d'une force de pilotage Fp à partir des

grandeurs utiles déterminées; et des moyens d'applica-

tion de la force de pilotage à l'engin.

2.- Système d'auto-guidage selon la revendica-

tion 1, caractérisé en ce que les moyens de détection de cible comprennent un système optique associé à au

moins une barrette comportant une pluralité de détec-

teurs infra-rouge, alignés et faisant un angle prédéter-

miné par rapport à l'axe de l'engin, en ce que le dis-

positif accélérométrique comprend au moins un accéléro-

mètre à axe sensible radial associé à un intégrateur et en ce que des moyens assurent l'entretien du mouvement

de roulis de l'engin.

3.- Système d'autQ-guidage selon la revendica-

tion 2, caractérisé en ce que les moyens de détection de cible comprennent au moins une barrette radiale de détecteurs infra-rouge faisant un angle prédéterminé par rapport à l'axe de l'engin, compris entre-environ 60 et 900.

4.- Système d'auto-guidage selon l'une quelcon-

que des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les

moyens d'élaboration de la force de pilotage Fp sont réalisés de manière à asservir la vitesse V sur la

direction de la cible Uc.

5.- Système d'auto-guidage selon l'une quel-

conque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que

le dispositif accélérométrique comprend au moins deux accéléromêtres à axe sensible radial disposés à 180 l'un de l'autre dans un plan perpendiculaire a l'axe

de l'engin.

6.- Système d'auto-guidage selon l'une quel-

conque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que

le dispositif accélérométrique comprend au moins deux acc6léromètres à axe sensible radial disposés à 90 l'un de l'autre dans un plan perpendiculaire à l'axe de l'engin.

7.- Système d'auto-guidage selon l'une quel-

conque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que

les moyens de détermination de grandeurs utiles four-

nissent des valeurs de l'incidence de la vitesse V et de la position angulaire de la direction de la cible uc

à partir des indications fournies par le dispositif ac-

célérométrique et les moyens de détection de cible et d'informations enregistrées relatives au module de la vitesse V et aux paramêtres aérodynamiques permettant

de restituer l'incidence à partir de la portance.

8.- Système d'auto-guidage selon l'une quel-

conque des revendications 1 et 4 à 7, caractérise en

ce que les moyens de détection de cible comprennent un système d'imagerie à balayage électronique du champ de

recherche de la cible.

9.- Système d'auto-guidage selon l'une quel-

conque des-revendclications 1 à 8, caractérisé en ce qu'il

est appliqué au guidage d'un engin du type obus ou ro-

quette équipé d'un ensemble de sous-charges non guidées

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larguées à faible distance de la cible détectée.